BTL Phân tích kết cấu máy bay THIẾT KẾ WING BOX MÁY BAY CASA NC212

TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA
KHOA KỸ THUẬT GIAO THÔNG
BỘ MÔN KỸ THUẬT HÀNG KHÔNG
-----    -----

BÀI TẬP LỚN
PHÂN TÍCH KẾT CẤU MÁY BAY (TR3135)
ĐỀ TÀI: THIẾT KẾ WING BOX MÁY BAY CASA NC212

SVTH: Lý Thành Tiến
MSSV: 2112432
GVHD: PGS. TS. Lý Hùng Anh

TP. Hồ Chí Minh, tháng 12, năm 2023


MỤC LỤC
DANH MỤC HÌNH ẢNH .........................................................................................................................i
DANH MỤC BẢNG ...............................................................................................................................iii
1. GIỚI THIỆU .........................................................................................................................................1
1.1. Mục tiêu và ý nghĩa ..................................................................................................................1
1.2. Quy trình tính tốn ................................................................................................................... 1
2. VẬT LIỆU ............................................................................................................................................2
2.1. Tấm gia cường ......................................................................................................................... 2
2.2. Lựa chọn vật liệu ..................................................................................................................... 3
3. XÁC ĐỊNH TẢI PHÂN BỐ TRÊN CÁNH .........................................................................................4
3.1. Thông số của máy bay Casa NC212 ........................................................................................ 4
3.2. Mơ hình cánh ........................................................................................................................... 5
3.3. Phân bố lực nâng ......................................................................................................................6
3.4. Phân bố lực cắt .........................................................................................................................7
3.5. Phân bố momen uốn .................................................................................................................7

3.6. Kết quả .....................................................................................................................................8
4. THIẾT KẾ WING BOX .......................................................................................................................9
4.1. Cấu tạo của wing box ...............................................................................................................9
4.2. Lựa chọn dạng hình học cho Wing Box ................................................................................ 10
4.3. Quy trình thiết kế ................................................................................................................... 10
4.4. Kích thước Spar Webs ........................................................................................................... 11
4.5. Kích thước Upper Skin .......................................................................................................... 13
4.6. Kích thước Lower Skin ..........................................................................................................15
4.7. Kích thước Ribs Web .............................................................................................................16
5. KẾT QUẢ ...........................................................................................................................................19
5.1. Trường hợp L = 0.35, b = 0.1, bw/b = 0.65 ............................................................................ 19
5.2. Thay đổi khoảng cách rib (L) .................................................................................................21
5.3. Thay đổi khoảng cách stringer (b) ......................................................................................... 22
5.4. Thay đổi tỷ lệ bw/b ................................................................................................................. 24
5.5. Thay đổi L, b, bw/b .................................................................................................................26
5.6. Tổng hợp ................................................................................................................................ 28
6. KẾT LUẬN ........................................................................................................................................ 31
TÀI LIỆU THAM KHẢO ......................................................................................................................32


DANH MỤC HÌNH ẢNH
Hình 1.1 . Vị trí của wing box và nhiên liệu trên một bên cánh .............................................................. 1
Hình 2.1 . Các dạng của tấm gia cường ................................................................................................... 2
Hình 3.1 . Hình chiếu bằng của máy bay Casa NC212 ............................................................................ 5
Hình 3.2 . Đồ thị phân bố lực trên cánh ................................................................................................... 5
Hình 3.3 . Lực nâng trên mỗi mặt cắt .......................................................................................................6
Hình 3.4 . Lực cắt trên mỗi mặt cắt ..........................................................................................................7
Hình 3.5 . Momen uốn trên mỗi mặt cắt .................................................................................................. 7
Hình 3.6 . Đồ thị lực cắt một bên cánh .....................................................................................................8
Hình 3.7 . Đồ thị momen uốn một bên cánh ............................................................................................ 8

Hình 4.1 . Kết cấu tổng thể wing box .......................................................................................................9
Hình 4.2 . Kết cấu chi tiết wing box .........................................................................................................9
Hình 4.3 . Vị trí của spars trên biên dạng cánh ...................................................................................... 10
Hình 4.4 . Các thành phần lực trên mặt cắt wing box ............................................................................ 12
Hình 4.5 . Kí hiệu kích thước của skin, stringer .....................................................................................13
Hình 5.1 . Biểu đồ phân bố khối lượng trên cánh (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.65) ..................................... 20
Hình 5.2 . Mặt cắt của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.65) ............................................................... 20
Hình 5.3 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.65) .....................................................20
Hình 5.4 . Đồ thị khối lượng của thành phần cánh khi b = 0.1, bw/b = 0.65, L thay đổi ........................21
Hình 5.5 . Đồ thị khối lượng của thành phần cánh khi L = 0.35, bw/b = 0.65, b thay đổi ......................22
Hình 5.6 . Mặt cắt của wing box (L=0.35; b=0.08; bw/b=0.65) ............................................................. 23
Hình 5.7 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.35; b=0.08; bw/b=0.65) ...................................................23
Hình 5.8 . Mặt cắt của wing box (L=0.35; b=0.12; bw/b=0.65) ............................................................. 23
Hình 5.9 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.35; b=0.12; bw/b=0.65) ...................................................23
Hình 5.10 . Đồ thị khối lượng của thành phần cánh khi L = 0.35, b = 0.1, bw/b thay đổi ......................24
Hình 5.11 . Mặt cắt của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.5) ............................................................... 25
Hình 5.12 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.5) .....................................................25
Hình 5.13 . Mặt cắt của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.8) ............................................................... 25
Hình 5.14 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.8) .....................................................25
i


Hình 5.15 . Đồ thị khối lượng của thành phần cánh khi L, b, bw/b thay đổi .......................................... 26
Hình 5.16 . Mặt cắt của wing box (L=0.3; b=0.08; bw/b=0.5) ............................................................... 27
Hình 5.17 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.3; b=0.08; bw/b=0.5) ..................................................... 27
Hình 5.18 . Mặt cắt của wing box (L=0.4; b=0.12; bw/b=0.8) ............................................................... 27
Hình 5.19 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.4; b=0.12; bw/b=0.8) ..................................................... 27
Hình 5.20 . Mặt cắt của wing box (L=0.35; b, bw/b thay đổi) ................................................................29
Hình 5.21 . Mặt cắt của wing box (L=0.4; b=0.08; bw/b=0.5) ............................................................... 30
Hình 5.22 . Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.4; b=0.08; bw/b=0.5) ..................................................... 30

Hình 5.23 . Cấu trúc của wing box một bên cánh (L=0.4; b=0.08; bw/b=0.5) ....................................... 30

ii


DANH MỤC BẢNG
Bảng 2.1 . Thông số vật liệu .....................................................................................................................4
Bảng 5.1 . Khối lượng một bên cánh khi L = 0.35, b = 0.1, bw/b = 0.65 ............................................... 19
Bảng 5.2 . Khối lượng một bên cánh khi b = 0.1, bw/b = 0.65, L thay đổi .............................................21
Bảng 5.3 . Khối lượng một bên cánh khi L = 0.35, bw/b = 0.65, b thay đổi ...........................................22
Bảng 5.4 . Khối lượng một bên cánh khi L = 0.35, b = 0.1, bw/b thay đổi .............................................24
Bảng 5.5 . Khối lượng một bên cánh khi L, b, bw/b thay đổi ................................................................. 26
Bảng 5.6 . Khối lượng một bên cánh của tất cả các trường hợp ............................................................ 28

iii


1. GIỚI THIỆU
1.1. Mục tiêu và ý nghĩa
Mục tiêu của báo cáo này là mơ phỏng q trình thiết kế wing box trong cơng
nghiệp và khuyến khích làm việc theo nhóm.
•

Mơ phỏng q trình thiết kế wing box.

•

Nắm vững các tiêu chuẩn thiết kế.

•

Xác định chức năng của các bộ phận.

•

Lựa chọn sơ đồ phù hợp.

•

Lựa chọn vật liệu, quy trình sản xuất phù hợp.

•

Xác định kích thước và phân tích kết cấu.

•

Vẽ mơ hình trên CAD.

1.2. Quy trình tính toán
Đầu tiên, chọn vật liệu cho mỗi phần của wing box dựa trên những tiêu chuẩn
bền về kết cấu.
Thứ hai, xác định tải phân bố tại các mặt cắt của cánh, như Hình 1.1

Hình 1.1. Vị trí của wing box và nhiên liệu trên một bên cánh
1


Thứ ba, sử dụng các thông số ban đầu như y, c, SF, BM cho việc thiết kế wing
box, bao gồm khối lượng thô của cánh, bước stringer và bước rib để phân tích các

thơng số.
Với y: khoảng cách từ các mặt cắt ngang đến đường tâm (central line)
c: chiều dài dây cung cánh ở mỗi mặt cắt ngang
SF: lực cắt tác dụng trên mỗi mặt cắt ngang
BM: moment uốn gây ra tại mỗi mặt cắt ngang

2. VẬT LIỆU
2.1. Tấm gia cường
Hiện nay, người ta hướng đến chế tạo các máy móc và thiết bị có hiệu suất làm
việc cao, nên địi hỏi sự chính xác trong thiết kế kết cấu. Đối với máy bay, khối lượng
luôn là một vấn đề nan giải, do đó các tấm gia cường (intergrally stiffened structural
sections) đã cho thấy được ưu điểm là nhẹ, có độ bền cao. Các bề mặt và phần cứng
được tạo thành từ vật liệu giống nhau ghép lại, tuy nhiên mỗi tấm được xử lý khác
nhau. Yêu cầu về kích thước và tải là những điều kiện quan trọng trong việc lựa chọn
dạng hình học của các tấm gia cường này.

Hình 2.1. Các dạng của tấm gia cường
2


Đối với những kết cấu tấm dài chịu tải cao, người ta dùng các tấm được ép hoặc
qua gia công. Những phần gián đoạn như các vách ngăn thì sử dụng các tấm đã qua gia
công. Để tiết kiệm, thường thì người ta sẽ gia cơng từ các tấm gia cường, không phải
từ phôi.
Xét về kết cấu, việc giảm khối lượng có thể thơng qua sự thiết kế integralsection, nó cũng làm tăng khả năng chịu tải buckling. Ngoài ra, việc giảm số lượng các
mối ghép cơ bản làm cho bề mặt nhẵn. Đối với máy bay, ưu điểm nổi bật nhất của kết
cấu có tấm gia cường so với những cấu trúc tấm khác là:
• Giảm các mối hàn làm tăng khả năng chịu áp lực của kết cấu thùng nhiên liệu.
• Tăng tải nén cho phép bằng cách loại bỏ các mặt bích (flange).
• Tăng hiệu suất khớp nối khi chịu kéo thông qua việc sử dụng các tấm gia cường

kép.
• Bề mặt nhẵn hơn nhờ giảm số lượng mối nối và các thành phần không chịu
buckling của skin.
• Cấu trúc nhẹ.
Các tấm gia cường có ưu điểm lớn nhất là chịu tải cao mà kích thước nhỏ.
Nghiên cứu cho thấy khối lượng có thể giảm từ 10 – 15%. Ngồi ra, để có được khối
lượng chênh lệch thực tế, tất cả những yếu tố không tối ưu phải được đưa vào tính tốn.

2.2. Lựa chọn vật liệu
Việc sử dụng vật liệu nhẹ luôn được coi trọng. Đối với các máy bay thương mại
hoạt động ở vận tốc dưới âm thanh, khi cất cánh, chỉ có khoảng 20% tổng khối lượng
là “tải thương mại”, 80% cịn lại thì hơn một nửa là khối lượng ban đầu của máy bay,
còn lại là khối lượng nhiên liệu. Do vậy, giảm khối lượng ban đầu của máy bay sẽ tăng
“tải thương mại”. Hơn nữa, với một “tải thương mại” nhất định, việc giảm khối lượng
sẽ giảm công suất động cơ.
Phần vỏ dưới (lower skin) của cánh dễ bị mỏi do chịu kéo liên tục, vì vậy người
ta sử dụng hợp kim nhôm 2024-T3. Ngược lại, vỏ trên (upper skin) chịu nén, thường
sử dụng vật liệu 7075-T6. Với thiết kế các tấm gia cường cho wing box, chỉ sử dụng
một vài vật liệu do yêu cầu về bề dày của vật liệu trong gia công.
3


Trong thiết kế này (cho máy bay Casa NC212), theo tiêu chuẩn ESDU 76016,
vật liệu chọn cho upper skin là 2L 88-T6 (40mm < t < 63mm) và lower skin là 2L 93T651 (40mm < t < 63mm) hoặc 2L 95-T651 (25mm < t < 75mm). Tuy nhiên, khi so
sánh với những thiết kế khác, chúng ta chọn một loại vật liệu như nhau cho mỗi phần
của wing box.
•

A1 7075-T6 (DTD 5014): upper skin, spar web, rib web,…

•

A1 2024-T3 (DTD 5070B): lower skin.
Bảng 2.1. Thông số vật liệu

Ultimate tensile
strength

Shear
strength

(MPa)

(MPa)

Al 7075-T6 (DTD 5014)

572

Al 2024-T3 (DTD 5070B)

483

Material properties

E

c2

(MPa)

(MPa)

331

76000

487

283

73100

342

fn



(MPa)

(Kg/m3)

22.2

444

2810

16.6

301

2780

m

3. XÁC ĐỊNH TẢI PHÂN BỐ TRÊN CÁNH
3.1. Thông số của máy bay Casa NC212
Khối lượng bay bằng

7450 kg

Khối lượng một động cơ

329.98 kg

Khối lượng nhiên liệu (một bên cánh)
Khối lượng riêng khơng khí tại cao độ bay bằng (2438 m)
Vcruise = 96.6 m/s
S = 40 m2
b = 19 m
Taper ratio = 2

4

800 kg
0.967 kg/m3

Hình 3.1. Hình chiếu bằng của máy bay Casa NC212

3.2. Mơ hình cánh
Dựa trên cánh thực tế, mơ hình một nửa cánh được biểu diễn như Hình 3.2. Từ
mơ hình phân bố lực, các bước tính tốn tiếp theo ta có thể hình dung được một cách
tổng quan các lực tác động và vị trí đặt lực.

Hình 3.2. Đồ thị phân bố lực trên cánh

5


3.3. Phân bố lực nâng
Dùng phương pháp Shrenk để xác định phân bố lực nâng trên cánh.
Hệ số lực nâng trên mỗi mặt cắt:
2
1 
4S
2y  
c planformcl  c planform 
1  
2
b
 b  





Với c planform : chiều dài dây cung cánh tại mặt cắt (m)

cl : hệ số lực nâng tại mặt cắt khi hệ số lực nâng là 1.0
y : vị trí tính từ tâm (m)
S : diện tích cánh (m2)
b : sải cánh (m)

Vì cl ở công thức trên cho trường hợp hệ số lực nâng bằng 1.0, thực tế Cl được
xác định bằng cách nhân cl với CL tại điều kiện bay bằng.
L  Wcr

1
Vcr2C LS
2
Wcr
7450  9.81
 CL 

 0.4
1
1
2
2
V S
 0.967  97  40
2 cr
2
 Wcr 

Lực nâng trên mỗi mặt cắt:
L 

1
V 2cl S
2

Hình 3.3. Lực nâng trên mỗi mặt cắt

6


3.4. Phân bố lực cắt
Sử dụng điều kiện cân bằng trên mỗi mặt cắt, tính lực cắt tại đó
SF2  L1  L2  SF1  SF2

Công thức tổng quát:
SFi  SFi 1  Li

Hình 3.4. Lực cắt trên mỗi mặt cắt

3.5. Phân bố momen uốn
Tương tự như lực cắt, sử dụng điều kiện cân bằng trên mỗi mặt cắt để tính
momen uốn

Hình 3.5. Momen uốn trên mỗi mặt cắt



BM 2  L1   y2 


 L1 

y1 
y
 L2  2

2 
2

y1
y
 L1  y2  L2  2
2
2


 BM 1   SF1 


SF2  SF1 
  y 2
2


Công thức tổng quát:
BM i  BM i 1   SFi 1  SFi 

 SF  SF2 
 BM 1   1
  y 2
2




 BM i 1  BM i

BM 2  BM 1  BM

7

y
2


3.6. Kết quả
Kết quả phân bố tải dưới đây cho trường hợp Rib pitch (L) = 0.3 m, Stringer
pitch (b) = 0.08 m.

Hình 3.6. Đồ thị lực cắt một bên cánh

Hình 3.7. Đồ thị momen uốn một bên cánh

Nhận xét: Lực cắt và momen uốn lớn nhất ở tại đường dọc tâm, SF = 25195.8 N,
BM = 93598.5 Nm.
Lực cắt và momen này là tải tác dụng vào cánh máy bay trong chế độ bay bằng,
thực tế cánh máy bay chịu tải lớn hơn nhiều, nhiều nhất khi cất hạ cánh. Vì vậy để
đảm bảo cánh máy bay có thể chịu tải trong mọi điều kiện kể cả thời tiết xấu, ta nhân
vào lực cắt và momen uốn thêm hệ số tải là 2.5, và hệ số an toàn là 1.5 cho sai số của
vật liệu.

8

4. THIẾT KẾ WING BOX
4.1. Cấu tạo của wing box
Wing box là một thành phần kết cấu trong một chiếc máy bay được thiết kế để
hỗ trợ độ cứng cho cánh. Nó hấp thụ các ứng suất của ngoại lực và phân bố lên các
khung, ngăn cánh lắc lư hoặc uốn cong.
Wing box là một khối kết cấu gồm wing box giữa kết nối với hai wing box bên
(Hình 4.1). Có cấu tạo chi tiết từ các thành phần cơ bản như sau: front/rear spar,
upper/lower skin, upper/lower stringer, ribs (Hình 4.2).

Hình 4.1. Kết cấu tổng thể wing box

Hình 4.2. Kết cấu chi tiết wing box

9


4.2. Lựa chọn dạng hình học cho Wing Box
Từ biên dạng cánh NACA 653-218, chọn dạng 2-spars cho wing box như Hình 4.3.
•

Chiều rộng wing box (w) = 40% dây cung cánh.

•

Chiều cao wing box (h) = 80% bề dày = 14.4% dây cung cánh.

Hình 4.3. Vị trí của spars trên biên dạng cánh

4.3. Quy trình thiết kế
y, c, SF, BM
Xác định kích thước ban đầu của spars web
tw(front) và tw(rear)

Tính tốn từ momen uốn
Kiểm tra biến dạng do
lực cắt

Xác định kích thước ban đầu của upper skin
tskin(upper)

Số stringers và
bước stringers

Xác định kích thước thực tế của upper skin
tskin, tw, b, bw

Kiểm tra biến dạng cục bộ
Kiểm tra biến dạng tấm
phẳng do nén và cắt

Xác định kích thước ban đầu của lower skin
tskin(lower)
Số stringers và
bước stringers

Xác định kích thước thực tế của lower skin
tskin, tw, b, bw

Kiểm tra kéo (tiêu chuẩn
Mises Hensky)
Kiểm tra biến dạng do cắt

Xác định kích thước thực tế của rib webs
rib flanges (bề dày, bề rộng)

Dựa vào tải tập trung, tải
cắt, tải phá hỏng và kiểm tra
biến dạng kéo nén

10


4.4. Kích thước Spar Webs
4.4.1. Kích thước ban đầu
Lực nâng và momen khí động đặt tại 25% dây cung cánh với hệ số monen khí
động cM.ac = 0.025. Momen xoắn được xác định bởi hai thành phần
T  Tac  TSF
1
Tac  V 2S  c planform  c M .ac  Safety Factor  Load Factor
2
TSF  SF  0.15  c planform



Shear flow trên phần diện tích mặt cắt A  h  w gây ra bởi momen xoắn
T
2A

QT 

Với f s  331MPa là ứng suất cắt cho phép của vật liệu, bề dày của vật liệu có
thể chống lại momen xoắn
tq 

T
2 Af s

Shear flow gây ra bởi lực cắt
QV 

SF
2 h

Shear flow tổng
x
QW  QV  2 QT
w

Với x  15%  c planform là khoảng cách từ tâm wing box đến spar webs.
Lưu ý: Công thức trên mang dấu (+) cho front spar, (-) cho rear spar do shear
flow gây ra bởi momen xoắn và lực cắt cùng chiều nhau ở front spar, ngược chiều
nhau ở rear spar (Hình 4.4).
Bề dày của spar webs
tw 

Qw
fs

11


Hình 4.4. Các thành phần lực trên mặt cắt wing box

4.4.2. Kiểm bền
Kích thước của spar webs được xác định dựa trên tiêu chuẩn cắt:

 all
 1.0
s
Với  s là ứng suất cắt tác dụng.

 all là ứng suất cắt cho phép của tấm phẳng, là giá trị nhỏ nhất của
•

Ứng suất cắt biến dạng cục bộ  cr

•

Ứng suất cho phép của vật liệu f s  331MPa

Ứng suất cắt tác dụng

s 

QT
tw

Ứng suất cắt biến dạng cục bộ (KS = 5, E = 76000 MPa)

 cr

t
 KS E  
h

2

4.4.3. Kích thước thực tế
Ta điều chỉnh lại kích thước của spar webs sao cho thỏa điều kiện bền nhưng
khơng q dày khiến trọng lượng tăng.
Sau khi các kích thước đã thỏa điền kiện bền, ta tính khối lượng của spar webs



Mass   hL t w front   t w rear 

12




4.5. Kích thước Upper Skin
4.5.1. Kích thước ban đầu
Đầu tiên, ta lựa chọn khoảng cách giữa các stringer (b) để tính số lượng stringer
No. stringers 

wroot
1

b

Phản lực của momen uốn tại mặt trên và dưới
P

M
h

Giả sử proof stress nhỏ hơn 0.2% thì ứng suất uốn cho phép xấp xỉ cơng thức
12

 P 
f b  AFB 

 wL 

Với L : là rib cụ bộ hoặc khoảng cách khung ( L  0.3 3.3  hroot ).
w : chiều rộng của wing box.
A : hàm vật liệu.
FB : tùy thuộc vào dạng cấu trúc.

(Với máy bay có cấu trúc intergral blade stringer, A  138, FB  0.81 ).
Kích thước của skin
t
b

0.65M
hwf b

w

No. stringers 1
Hình 4.5. Kí hiệu kích thước của skin, stringer

Kích thước của stringer
tw  2.25  t
bw  0.65  b

13


4.5.2. Kiểm bền
Kích thước của skin và stringer phải thỏa hai tiêu chuẩn bền: tiêu chuẩn cắt và
nén; tiêu chuẩn biến dạng.
a) Tiêu chuẩn cắt và nén

 comp  s2

 1.0
 cr  cr2
Với  comp : ứng suất nén tác dụng.

 s : ứng suất cắt tác dụng.
 cr : ứng suất nén tới hạn (theo vật liệu).
 cr : ứng suất cắt tới hạn (theo vật liệu  cr  331 MPa ).

Ứng suất nén tác dụng

 comp 

P

Aeff

t

Aeff  wt   bw   t w  No .stringers
2


Ứng suất cắt tác dụng

s 

QT
t

Ứng suất nén tới hạn của vật liệu (KS = 5, E = 76000 MPa)
t
 cr  K S E  
b

2

b) Tiêu chuẩn biến dạng

 comp  min  f be , fc , f cr ,skin , cr 

14


Sử dụng tiêu chuẩn ESDU – 70003:

f be

Với

2

t
 KE    f b   f be  f c  c 2 f b
b

12



f be : ứng xuất nén đàn hồi trung bình của tấm khi biến dạng.
K : hệ số ứng suất biến dạng (K = 5.565).
f b : ứng xuất nén trung bình của tấm khi biến dạng.

 : hệ số giảm dẻo (η = 0.745).
f c : ứng suất uốn gập.
c2 : 0.2% proof stress của vật liệu.

Ứng suất tới hạn của skin (K = 3.62).
f cr ,skin

t
 KE  
b

2

4.5.3. Kích thức thực tế
Ta điều chỉnh lại kích thước của upper skin sao cho thỏa các điều kiện bền
nhưng không quá dày khiến trọng lượng tăng.
Sau khi các kích thước đã thỏa điền kiện bền, ta tính khối lượng của upper skin
Mass  Aeff L 

4.6. Kích thước Lower Skin
4.6.1. Kích thước ban đầu
Ta tiến hành các bước như trong phần upper skin (có thể lấy số liệu từ upper
skin để rút ngắn quá trình tính tốn ở phần kích thước ban đầu và kiểm bền), tuy nhiên
điều kiện bền có khác biệt vì lower skin không chịu nén mà chịu kéo, mặt khác lower
skin đặc biệt chịu mỏi nên cần kiểm tra độ bển mỏi, nhưng số liệu đầu vào của kiểm
tra độ bền mỏi cần các thông số về giờ bay cũng như tốn nhiều thời gian, nhưng nếu
khơng tính phần này thì cho kết quả bề dày lower skin rất mỏng và khơng hợp lý. Vì
vậy ta có thể lấy bề dày của upper skin và kiểm tra thêm tiêu chuẩn bền.

15


4.6.2. Kiểm bền
Sử dụng tiêu chuẩn bền kéo và cắt để kiểm tra:

 all

 Von Mises

 1.0

 Von Mises   comp  3 2

Với  all : ứng suất kéo cho phép của vật liệu (σall = 483 MPa).

 comp và  : lần lượt là ứng suất kéo và cắt tác dụng (tương tự như
upper skin).
4.6.3. Kích thước thực tế
Ta thay đổi kích thước của lower skin cho thỏa tiêu chuẩn bền, nhưng vì ta lấy
kích thước của upper skin nên thông thường sẽ thỏa tiêu chuẩn bền mà khơng cần thay
đổi kích thước lower skin.
Tính tốn khối lượng của lower skin tương tự upper skin.

4.7. Kích thước Ribs Web
4.7.1. Kích thước ban đầu
Giả sử lực nâng trên flap (V) tại trạng thái cất cánh:
cflap

= 0.3cplanform

Vtake-off

= 50 m/s

Cl(α=8°)

= 2.25

ρsea-level

= 1.226 kg/m3

Lực nâng trên flap mỗi mặt cắt (tương tự như lực nâng trên cánh mỗi mặt cắt)

V 

1
2
Vtake
off Cl S flap
2

Vi  Vi 1  Vi

16


Rib flange tại spar sẽ chịu tải bởi lực trực tiếp R
R  V

x
h

Với V: phản lực tại khớp bản lề.
x: khoảng cách từ khớp bản lề tới spar (cflap).
h: chiều cao rib tại spar.
Diện tích flange
A flange 

R
c2

Chọn bề dày flange = 0.002 → Bề rộng flange =

Aflange
0.002

Shear flow trên phần ribs web
q3 

SF
2h

Ứng suất nghiền tác dụng trên ribs web
2 2t panel L
n 
Ehtrib _ web

Với  n : ứng suất nghiền trên rib.

 upperskin : ứng suất pháp tuyến trên upper skin.
 lowerskin : ứng suất pháp tuyến trên lower skin.
h : chiều cao rib.
t panel : bề dày thực tế của skin tính được từ phần trước.
trib _ web : bề dày ribs web trib _ web 







abs  upperskin  abs  lowerskin 
2

17

q3

 shear _ strength
  comp ( skin )


4.7.2. Kiểm bền
a) Tiêu chuẩn biến dạng nén

 n  f cr ,ribweb
Ứng suất nén tới hạn của vật liệu (K = 3.62)
f cr ,ribweb

t

 KE  rib _ web 
 w 

2

b) Tiêu chuẩn biến dạng cắt

 shear  min  cr ,ribweb , shear _ strength 
Ứng suất cắt tới hạn (KS = 8)

 cr ,ribweb



trib _ web 

 KS E 

 w3 



2

 

Ứng suất cắt tác dụng

 shear 

q3

trib _ web

4.7.3. Kích thước thực tế
Điều chỉnh bề dày rib web thỏa hai tiêu chuẩn bền nhưng càng mỏng để khối
lượng càng nhỏ. Khối lượng của rib web được xác định





Mass   h  2  flange _ thickness wt rib _ web  A flange  flange _ width 

18


5. KẾT QUẢ
Ta sẽ khảo sát sự thay đổi của khoảng cách rib (L), khoảng cách stringer (b) và
tỉ lệ giữa chiều cao stringer với khoảng cách stringer (bw/b) sẽ ảnh hưởng như thế nào
đến khối lượng của các thành phần trên cánh. Từ đó lựa chọn được trường hợp tối ưu
nhất cho wing box. Quy trình khảo sát sự thay đổi khối lượng của cánh như sau:
Trường hợp có các thơng số trung bình
L = 0.35
b = 0.1
bw/b = 0.65

Thay đổi L

Thay đổi b

Thay đổi bw/b

Đồng thời thay đổi cả L, b, bw/b

Ta lần lượt thay đổi thông số L, b, bw/b của wing box và so sánh các trường hợp
với nhau. Mỗi thông số ta sẽ thay đổi 3 lần, tổng cộng có 27 trường hợp khảo sát.
L=

0.30

0.35

0.40

b=

0.08

0.10

0.12

bw/b =

0.50

0.65

0.80

Với các trường hợp có b là 0.08, 0.10, 0.12 sẽ tương ứng với số stringer là 12, 9,
8. Còn với L là 0.30, 0.35, 0.40 sẽ tương ứng với số rib là 32, 28, 24.

5.1. Trường hợp L = 0.35, b = 0.1, bw/b = 0.65
Ta sẽ xem xét kết quả tính tốn và hình ảnh wing box của trường hợp có các
thơng số trung bình để xác định được sự phân bố khối lượng của các thành phần wing
box.
Bảng 5.1. Khối lượng một bên cánh khi L = 0.35, b = 0.1, bw/b = 0.65

Upper skin Lower skin Spar web Rib web Half wing
95.07

94.05

41.23

19

23.95

254.30


Hình 5.1. Biểu đồ phân bố khối lượng trên cánh (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.65)

Tổng khối lượng một bên cánh là 254.3 kg với 9 stringer và 28 rib. Thành phần
chiếm khổi lượng nhiều nhất trên cánh là upper skin và lower skin, với mỗi phần xấp
xỉ khoảng 37%, tiếp đến là spar web 16% và cuối cùng là rib web chiếm khối lượng
nhỏ nhất khoảng 10%.

Hình 5.2. Mặt cắt của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.65)

Hình 5.3. Mơ phỏng 3D của wing box (L=0.35; b=0.1; bw/b=0.65)

20