Báo cáo các thành phần kết cấu của máy bay và tính khả thi

Chương IV : Lắp ghép và thử nghiệm
BỘ GIÁO DỤC VÀ ĐÀO TẠO
TRƯỜNG ĐẠI HỌC BÁCH KHOA HÀ NỘI

------o0o------

BÁO CÁO TẢI TRỌNG VÀ KẾT CẤU
VẬT BAY
Đề tài: Các thành phần kết cấu của máy bay
và Tính khả phi
Sinh viên thực hiện:

1. Nguyễn Hoàng Anh - 20150096
2. Nguyễn Khắc Thái - 20153349
3. Nguyễn Tuấn Hùng - 20151804
4. Hà Quang Trung

- 20153960

5. Phạm Văn Mười

- 20152514

Lớp Kỹ thuật Hàng không – k60
Giáo viên hướng dẫn:

TS. Vũ Đình Quý

1

HÀ NỘI, 04/2019

Báo Cáo Môn Tải Trọng Và Độ Bền Kết Cấu Vật Bay

MỤC LỤC

2


Danh mục hình ảnh

I. Các thành phần kết cấu của máy bay
Máy bay thường được cấu tạo từ các thành phần cơ bản bao gồm cánh, thân, bộ
phận đuôi và các bề mặt điều khiển. Nhưng với từng loại máy bay cụ thể lại có
những sự thay đổi riêng, ví dụ: một chiếc máy bay cánh delta sẽ không nhất thiết
phải có đi nằm ngang, mặc dù nó vẫn xuất hiện trên dạng cánh mũi của dòng
Eurofighter (Typhoon). Mỗi thành phần đều có một hoặc nhiều chức năng cụ thể, và
chúng phải được thiết kế để đảm bảo có thể thực hiện các chức năng này một cách
an toàn. Trong chương này, chúng em sẽ tập trung mô tả về những tải khác nhau mà
các thành phần kết cấu của máy bay phải chịu, cũng như chức năng, cách thức chế
tạo, và cả các thiết kế giúp kết nối các thành phần đó lại với nhau.

1.1. Các loại tải trên các thành phần kết cấu.
Kết cấu của một chiếc máy bay đòi hỏi phải chịu được hai loại tải riêng biệt:
Đầu tiên là “tải mặt đất”, bao gồm tất cả các tải xuất hiện trong quá trình di chuyển
hoặc vận chuyển của máy bay trên mặt đất, ví dụ như tải khi taxi và hạ cánh, hoặc
khi máy bay được kéo và nâng lên. Thứ hai là “tải khí động”, bao gồm những tải mà
kết cấu phải chịu trong suốt quá trình bay, gây nên bởi các thao tác điều khiển và
những cơn gió giật. Ngồi ra, máy bay được thiết kế cho một số vai trò cụ thể còn
gặp phải những tải đặc thù riêng xuất hiện trong quá trình hoạt động của chúng,

chẳng hạn: Máy bay trên tàu sân bay phải chịu tải từ hệ thống phóng và từ quá trình
hãm khi hạ cánh; Hầu hết các máy bay dân dụng lớn và tất cả các máy bay quân sự
đều phải có khoang cabin được điều áp để có thể bay được trên cao; Thủy phi cơ
phải có khả năng hạ cánh trên mặt nước, và máy bay được thiết kế để bay với tốc độ


cao ở độ cao thấp - như Tornado, lại đòi hỏi một kết cấu có độ bền trên trung bình
để có thể chịu được tác động của chuyến bay trong điều kiện khơng khí cực kỳ hỗn
loạn.
Hai loại tải trên lại có thể được chia nhỏ hơn thành 2 loại lực: Các “lực bề mặt”
tác động lên bề mặt của kết cấu, chẳng hạn như áp lực khí động và áp lực thủy tĩnh;
Và các “lực khối” (lực thể tích) tác động lên khối kết cấu (thể tích kết cấu), được
tạo ra bởi tác dụng của lực hấp dẫn và lực qn tính. Tính tốn về sự phân bố áp lực
khí động trên các bề mặt khác nhau của kết cấu máy bay đã có sẵn trong nhiều tài
liệu về khí động học, do đó nó sẽ khơng được trình bày tại đây. Thay vào đó, chúng
ta sẽ thảo luận về các loại tải được tạo ra bởi những tác nhân trên, và ảnh hưởng của
chúng tới các thành phần kết cấu khác nhau của máy bay.
Về cơ bản, tất cả các “tải khí động” đều là kết quả của sự phân bố áp lực trên bề
mặt lớp vỏ. Sự phân bố này được tạo nên bởi các điều kiện bay ổn định, các thao tác
điều khiển hoặc gió giật mạnh. Nói chung, “tải khí động” sẽ gây ra các tải trực tiếp,
uốn, cắt, và xoắn trong tất cả các thành phần của kết cấu máy bay, bên cạnh các tải
áp lực cục bộ vẫn thường tác dụng lên lớp vỏ.
Máy bay thông thường thường bao gồm thân, cánh và cánh đi. Thân máy bay
chứa phi hành đồn và hành khách, hành lý, hàng hóa, vũ khí, nhiên liệu,... tùy
thuộc vào loại máy bay và chức năng của nó; cánh chính cung cấp lực nâng, và cánh
đi đóng vai trị chủ đạo trong việc điều khiển hướng. Bên cạnh đó, các cánh liệng,
cánh lái độ cao và phanh khí động cho phép phi công điều khiển máy bay và duy trì
sự ổn định của chuyến bay, trong khi các cánh tà sau cung cấp sự gia tăng lực nâng
cần thiết cho việc cất và hạ cánh. Hình 1 cho thấy các lực khí động điển hình trên
một chiếc máy bay, được thực nghiệm qua một chuyến bay ổn định.

Hình 1: Các lực khí động chính tác động lên máy bay trong suốt chuyến bay

Lực tác dụng lên bề mặt khí động học (cánh, đi dọc hoặc đi ngang) là kết
quả của sự phân bố áp lực chênh lệch, gây ra bởi góc đặt cánh, độ vồng hoặc do cả
hai. Sự phân bố áp lực như vậy, được biểu diễn trong Hình 2 (a), có hợp lực dọc
(nâng) và ngang (kéo) đóng vai trị như một tâm áp (CP). (Trong thực tế, lực nâng
và lực kéo được đo vuông góc và song song với đường bay, riêng biệt nhau). Rõ
ràng, vị trí của tâm áp (CP) thay đổi khi sự phân bố áp lực thay đổi theo tốc độ hoặc
góc đặt cánh.

Hình 2: (a) Sự phân bố áp lực xung quanh một biên dạng cánh;
(b) Chuyển tải của lực nâng và kéo tải lên tâm khí động.

Hình 3: Sự khác biệt giữa góc đặt cánh (incidence) và góc tấn (angle of attack)

Tuy nhiên, thật thuận tiện là có một điểm trong phần biên dạng cánh, mà tại đó
mơmen tạo bởi lực nâng và lực kéo luôn không đổi. Do đó, ta sẽ thay thế lực nâng
và lực kéo tác dụng tại tâm áp (CP) bằng lực nâng và lực kéo tác dụng tại trọng tâm
lực khí động (AC) cộng với một mơmen khơng đổi , như trong Hình 2 (b). (Trên
thực tế, ở tốc độ Mach cao, vị trí của AC thay đổi do hiệu ứng nén dòng).


Trong khi sự phân bố áp lực theo chiều dây cung giúp cố định vị trí của tải khí
động trong tiết diện cánh, sự phân bố áp lực theo chiều sải cánh lại đặt vị trí này tới
tận gốc cánh.

Hình 4: Phân biệt sự phân bố lực/dòng chảy theo hướng chiều dây cung (chordwise) cánh và chiều sải cánh
(spanwise)

Sự phân bố áp lực điển hình trên tổ hợp cánh/thân máy bay được biểu diễn ở
Hình 5. Cách phân bố tương tự cũng xảy ra trên bề mặt đuôi ngang và đi dọc của
máy bay.

Hình 5: Phân bố lực nâng điển hình cho tổ hợp cánh / thân máy bay.

Từ đó, dễ thấy rằng cánh, cánh đuôi và thân máy bay đều phải chịu các loại tải
trực tiếp, uốn, cắt và xoắn. Vì vậy, chúng cần phải được thiết kế để có đủ khả năng
chịu được tồn bộ tổ hợp các tải đó. Lưu ý rằng các thao tác điều khiển và gió giật
khơng tạo ra các tải khác nhau, mà chỉ dẫn đến sự thay đổi cường độ và vị trí của
loại tải đã có như trên Hình 1. Ngồi các tải cơ bản trong một chuyến bay, thân máy
bay có thể phải chịu thêm ứng suất nếu được điều áp; cánh có thể phải mang vũ khí
và/hoặc thùng nhiên liệu bổ sung dẫn đến tăng thêm lực khí động và lực khối (lực


thể tích), gộp với lực uốn, cắt và xoắn đã có sẵn; Lực đẩy và trọng lượng của động
cơ cũng có thể ảnh hưởng đến thân máy bay hoặc cánh tùy thuộc vào vị trí tương
đối của chúng.
Tải mặt đất gặp phải trong quá trình taxi và hạ cánh khiến máy bay dồn các tải
va đập (shock loads) tập trung xuống hệ thống càng đáp. Phần lớn các máy bay đều
có càng đáp chính của chúng nằm ở hai bên cánh, và một bánh mũi ở phía trước
hoặc bánh đi ở phía sau. Rõ ràng vị trí của hệ thống càng đáp chính phải như vậy
mới có thể tạo ra tải tối thiểu cho kết cấu cánh, tương thích với sự ổn định của máy
bay trong quá trình điều khiển trên mặt đất. Điều này có thể đạt được bằng cách đặt
vị trí của càng đáp ngay phía trước trục uốn của cánh và càng gần gốc cánh càng
tốt. Trong trường hợp này, tải va đập khi hạ cánh sẽ tạo ra một lực cắt nhất định,
uốn tối thiểu cộng với xoắn. Nhưng những lực này có thể được giảm xuống tới mức
chấp nhận được, bằng cách bù đắp mô-men xoắn gây ra bởi tải thẳng đứng ở chân
càng đáp, nhờ vào một mô-men xoắn theo hướng ngược lại tạo bởi hệ thống phanh.

Các tải khác bao gồm: lực đẩy động cơ lên cánh hoặc thân máy bay – có vai trò
giữ thăng bằng, nhưng trong trường hợp hỏng động cơ lại tạo ra những mômen
nghiêm trọng làm uốn cong thân máy bay, (được biểu diễn trong Hình 6); tải va đập
tập trung trong một vụ cất cánh bằng hệ thống phóng; và áp lực thủy động lên thân
hoặc phao của thủy phi cơ.

Hình 6: Uốn Thân máy bay và cánh do tải động cơ không đối xứng.


1.2. Chức năng của các thành phần kết cấu máy bay.
Các chức năng cơ bản của kết cấu máy bay gồm có: truyền và chống lại tải thực,
cung cấp hình dạng khí động và bảo vệ hành khách, tải có ích (trọng lượng hàng
hóa, hành khách), hệ thống, v.v... khỏi các điều kiện môi trường gặp phải trong
chuyến bay. Các yêu cầu này khiến cho thiết kế của hầu hết các máy bay đều có kết
cấu vỏ mỏng, với bề mặt ngoài hoặc lớp bao vỏ được hỗ trợ bởi các kết cấu làm
cứng theo chiều dọc và khung ngang, để cho phép nó chống lại các tải uốn, nén và
xoắn mà không bị vênh. Các kết cấu như vậy được gọi là semimonocoque, cịn kết
cấu vỏ mỏng dựa hồn toàn vào lớp vỏ ngoài của chúng để chống lại tải thì được
gọi là monocoque.
Đầu tiên, chúng ta sẽ xem xét về các phần của cánh: Khi thực hiện cùng một
chức năng, chúng có thể rất khác nhau về độ phức tạp kết cấu, như có thể thấy bằng
cách so sánh Hình 8 và 9. Trong Hình 8, cánh của máy bay chở khách nhỏ, hạng
nhẹ, De Havilland Canada Twin Otter, có kết cấu tương đối đơn giản chỉ gồm hai
dầm, khung sườn, dầm dọc và lớp vỏ, trong khi cánh của Harrier trong Hình 9 bao
gồm nhiều dầm, khung sườn và lớp vỏ. Tuy nhiên, cho dù sự sắp xếp kết cấu bên
trong phức tạp đến đâu, các thành phần như nhau vẫn thực hiện cùng một loại chức
năng. Hình dạng của tiết diện được điều chỉnh bằng cách xem xét khí động học và
phải duy trì được dưới mọi loại tải tổng hợp; đây là một trong những chức năng của
các khung sườn. Chúng cũng hỗ trợ lớp vỏ trong việc chống lại các tải áp lực khí
động phân tán bằng cách phân bố các tải tập trung (ví dụ: tải ở hệ thống càng đáp và

tải bổ sung của cánh) vào kết cấu và phân phối lại ứng suất xung quanh các điểm
không liên tục, như các lỗ trên hệ thống càng đáp, các tấm kiểm tra, và thùng nhiên
liệu trên bề mặt cánh. Khung sườn làm tăng ứng suất oằn của các gân dọc tăng cứng
bằng cách cản trở đầu và củng cố chiều dài của chúng, tương tự như cách nó làm
tăng ứng suất oằn của tấm vỏ.
Kích thước của khung sườn phụ thuộc vào vị trí theo chiều kéo dài của chúng ở
bên trong cánh, và bởi tải mà chúng phải chịu. Ở phần bên ngoài cánh, tại những
nơi tiết diện là tương đối nhỏ nếu cánh được làm thon và chịu tải nhẹ, các khung
sườn chủ yếu đóng vai trị như khung định hình để tạo hình dạng khí động cho cánh.
Trong khi tại phần gần gốc cánh, các khung sườn lại có nhiệm vụ hấp thụ và truyền
đi các tải tập trung lớn, chẳng hạn như tải từ càng đáp, lực đẩy động cơ và phản lực


giữa các điểm điểm nối giữa thân với cánh, vì vậy chúng sẽ cần phải được thiết kế
vững chắc hơn nhiều. Giữa hai thái cực này (giữa phần bên ngoài cánh với phần gần
gốc cánh) là các khung sườn chống đỡ các phản lực khi đóng/mở bản lề từ cánh
liệng, cánh tà sau và các bề mặt điều khiển khác, cộng với nhiều tải bên trong từ
việc lắp đặt vũ khí, nhiên liệu, và các hệ thống khác.
Chức năng chính của vỏ cánh là tạo thành một bề mặt không xuyên thấm để hỗ
trợ phân bố áp lực khí động, từ đó tạo ra lực nâng cho cánh. Các lực khí động được
truyền lần lượt đến các khung sườn và dầm dọc bởi lớp vỏ, thông qua hoạt động của
các tấm và màng chắn. Khả năng chịu lực cắt và tải xoắn được cung cấp bởi ứng
suất cắt tạo trên lớp vỏ và thân dầm chính (spar web), trong khi tải trên trục và tải
uốn được xử lí bởi sự kết hợp của lớp vỏ và dầm phụ (stringer).

Hình 7: Các thành phần của cánh : khung sườn, dầm, lớp vỏ,...

Mặc dù lớp vỏ mỏng có hiệu quả khi chống lại lực cắt và lực kéo, nó lại dễ bị
oằn dưới tải tương đối thấp. Thay vì tăng độ dày của vỏ dẫn đến tăng cân nặng
không cần thiết, các dầm dọc phụ sẽ được gắn vào vỏ và khung sườn, từ đó chia vỏ

thành các tấm nhỏ và làm tăng thêm ứng suất phá hủy và ứng suất oằn. Các dầm
dọc phụ chủ yếu dựa vào sự gắn liền với các khung sườn để ngăn chặn biến dạng


xảy ra. Trong đoạn trước, chúng em đã có nhiều ghi chú về vai trò của sự kết hợp
giữa dầm phụ và vỏ trong việc chống lại tải dọc trục và tải uốn.
Vai trị của thân dầm chính trong việc mở rộng ứng suất cắt để chống lại lực cắt
và tải xoắn đã được đề cập trước đây: chúng thực hiện một chức năng phụ nhưng lại
khá ý nghĩa trong việc giúp ổn định đối với lớp vỏ, mặt bích hoặc nắp đậy, dẫn đến
hỗ trợ được những tải nén lớn từ các tác động dọc trục và tải uốn. Nhờ đó, các thân
dầm cũng có tác dụng giúp ổn định cho vỏ, giống như cách các dầm phụ thực hiện.
Mặc dù phần lớn các nhận xét trên chỉ tập trung hướng vào các kết cấu cánh,
nhưng chúng còn được áp dụng, như có thể thấy ở Hình 8 và 9, với tất cả các bề mặt
khí động học, cụ thể là cánh, đuôi ngang và dọc, ngoại trừ một số trường hợp rõ
ràng về tải càng đáp, lực đẩy động cơ, v.v.
Thân máy bay, trong khi có hình dạng khác về bề mặt khí động học, lại bao gồm
các bộ phận thực hiện các chức năng gần tương tự như các bộ phận ở cánh và cánh
đuôi. Tuy nhiên, vẫn có nhiều khác biệt trong việc tạo ra các loại tải khác nhau. Các
lực khí động trên vỏ của thân máy bay tương đối thấp. Mặt khác, thân máy bay hỗ
trợ các tải lớn, tập trung như phản lực từ cánh, cánh đuôi và phản lực từ càng đáp,
và vì phải mang những tải có ích với kích thước và trọng lượng khác nhau, nó có
thể gây ra một phần lớn lực quán tính. Hơn nữa, máy bay được thiết kế cho chuyến
bay tầm cao phải chịu được áp lực từ bên trong. Hình dạng của mặt cắt (tiết diện)
thân máy bay được xác định bởi các yêu cầu hoạt động. Ví dụ: hình dạng mặt cắt
hiệu quả nhất cho loại thân máy bay được điều áp là hình trịn hoặc các yếu tố có
dạng trịn. Khi khơng xét về mặt hình dạng, thì về bản chất, kết cấu cơ bản của thân
máy bay là một ống vách mỏng duy nhất bao gồm lớp vỏ, khung ngang và dầm dọc
phụ; khung ngang kéo dài hoàn toàn suốt thân máy bay được gọi là vách ngăn. Ba
loại thân máy bay khác nhau được biểu diễn trong Hình 8 đến 11. Trong Hình 8,
thân máy bay Twin Otter khơng được điều áp, cho nên trong khu vực chở hành

khách, người ta sử dụng hình dạng giống chữ nhật để tối ưu hóa khơng gian. Thân
máy bay Harrier trong Hình 9 chứa động cơ, bình nhiên liệu, v.v., do đó, hình dạng
mặt cắt ngang của nó, ở một mức độ nào đó, đã được xác định trước. Trong khi đó,
ở Hình 11, thân máy bay British Aerospace 146 phải chở theo hành khách nên
khoang cabin được điều áp, và do đó mặt cắt ngang của nó là hình trịn.


Hình 8: Máy bay Havilland Canada Twin Otter (Canada).

Hình 9:

Máy bay chiến đấu Harrier.


Hình 10: Định danh bộ phận máy bay Harrier


Hình 11: Mặt cắt thân máy bay British Aerospace

146

1.3. Sự chế tạo và lắp ráp các thành phần kết cấu.
Sự ra đời của máy bay có vỏ chịu lực hồn toàn bằng kim loại đã tạo nên các
phương pháp và cách thức chế tạo mà vẫn được sử dụng cho đến ngày nay. Tuy
nhiên, việc cải thiện hiệu suất động cơ và tiến bộ trong khí động học đã giúp tăng
lực nâng tối đa cao hơn, tốc độ cao hơn, và do đó tải cánh cũng cao hơn. Vì vậy, các
cải tiến về kỹ thuật chế tạo là cần thiết, đặc biệt là trong việc chế tạo cánh. Sự tăng
tải trọng cho cánh máy bay từ 350N/ vào những năm 1917-1918 lên đến gần
4800N/ cho các máy bay hiện đại được kết hợp với sự giảm tỷ lệ kết cấu của khối
lượng tổng thể từ 30-40% xuống còn 22-25%, cho thấy dấu hiệu của việc cải thiện

trong vật liệu và thiết kế kết cấu.
Với mục đích này, máy bay được chia thành một số cụm lắp ráp. Những cụm này
được chế tạo từ những khuôn ráp được thiết kế đặc biệt, tại các khu khác nhau của
một xưởng sản xuất thậm chí là nhiều xưởng sản xuất khác nhau, trước khi tiến tới
bước lắp ráp cuối cùng. Một cách phân chia các cụm lắp ráp cho một máy bay dân
sự cỡ trung được biểu diễn như ở hình 12. Mỗi một cụm lại dựa vào nhiều chi tiết
lắp ghép nhỏ hơn như là thân dầm, khung sườn, khung giàn,... Và các chi tiết này lại


được cung cấp từ các thành phần riêng lẻ, được chế tạo bởi các phân xưởng sản xuất
khác nhau.

Hình 12: Các cụm lắp râp máy bay
Mặc dù cánh chính (và bề mặt cánh đuôi) của loại máy bay cánh cố định thường
chỉ bao gồm các dầm chính, khung sườn, lớp vỏ và các dầm phụ, phương pháp chế
tạo và lắp ráp chũng vẫn có thể khác nhau. Cánh của máy bay trong hình 8 dựa vào
các kỹ thuật chế tạo đã được sử dụng trong suốt nhiều năm. Trong mẫu lắp ráp này,
các thanh dầm chính sẽ bao gồm thân dầm và mặt bích mỏng làm từ hợp kim nhơm;
với các mặt bích được dập ép hoặc gia cơng và được gắn vào thân dầm bằng bulông
hoặc đinh tán. Các khung sườn được định hình bởi máy ép lớn và khung cao su, với
mép bích quanh các cạnh để có thể được tán đinh vào lớp vỏ và thân dầm chính; các
chỗ cắt xung quanh các cạnh của chúng cho phép các dầm phụ (theo chiều dài cánh)
đi qua. Các lỗ được khoan trên khung sườn tại các vị trí có ứng suất thấp để giảm
bớt trọng lượng, giúp điều tiết hoạt động điều khiển, nhiên liệu và hệ thống điện.
Cuối cùng, lớp vỏ sẽ được tán đinh vào các mặt bích của khung sườn và được
làm cứng bề mặt theo chiều dọc. Tại các vị trí trên lớp vỏ có độ cong bề mặt lớn –
ví dụ như ở mép vào – thì các tấm hợp kim nhơm sẽ được uốn cong để cải thiện
chúng về hình dáng phù hợp. Ngồi ra, theo u cầu về khí động học, phần phía
trước của bề rộng cánh cần phải càng mịn càng tốt để trì hỗn q trình thay đổi
trạng thái dịng khí từ chảy tầng sang hỗn loạn. Do đó, các đinh tán chìm

(countersunk) được sử dụng tại những vị trí này để tránh các đinh tán mái vịm
(dome-headed rivets) ở gần mép ra của cánh.


Các cánh được gắn với thân thông qua các kết cấu thân gia cường, thường là
bằng các bulong. Trong một vài máy bay, các dầm chính cánh xuyên qua thân sẽ
phải phụ thuộc vào các yêu cầu về không gian. Trong một máy bay cánh đặt trên
thân (hình 8), các thanh dầm ở dưới chui qua thân sẽ gây ra các vấn đề tắc nghẽn.
Trong trường hợp này, một thanh dầm thứ 3 ngắn sẽ cung cấp một điểm liên kết bổ
sung. Cách sắp xếp lý tưởng nhất là phải làm sao cho kết cấu ln duy trì được sự
liên tục trên toàn bộ bề mặt của cánh. Nhưng trong một vài trường hợp thực tế, việc
này là không thể vì một phần bề mặt cánh sẽ được tách ra để thu/thả hệ thống càng
đáp, làm khoang chứa súng và bom đạn, hay lắp đặt các tấm kiểm tra, v.v... Những
thứ này thường nằm tại bề mặt dưới của cánh và được gắn chặt với giá treo & mặt
bích khung sườn bằng vít, cho phép chúng chống lại tải trực tiếp (direct load) và tải
cắt. Các cửa nắp của khoang chứa càng đáp và khoang chứa vũ khí thường khơng
có khả năng chống lại ứng suất từ cánh, vì vậy cần phải tạo ra một chi tiết để hỗ trợ
việc phân tán tải từ lớp vỏ, mặt bích, và lực cắt từ thân dầm ra xung quanh. Điều
này có thể đạt được bằng cách thêm vào đó các vách ngăn bền hoặc tăng diện tích
mặt bích của các thanh dầm chính, khơng cần quan tâm đến các vấn đề về phương
pháp xây dựng, giá cả, hay tăng khối lượng.

Hình 13: Xưởng chế tạo khung sườn cánh máy bay European Airbus
Các yêu cầu kết cấu khác nhau của máy bay được thiết kế cho các hoạt động
khác nhau dẫn đến nhiều kiểu lắp ghép cánh. Ví dụ, các máy bay tốc độ cao yêu cầu
các thành phần cánh phải tương đối mỏng, để hỗ trợ tải cao cho cánh. Để chịu được


áp lực bề mặt cao tương ứng và đạt được đủ độ bền, bề mặt dày hơn nhiều là cần
thiết. Các tấm cánh do đó được chế tạo tích hợp với các dầm phụ từ những tấm vật

liệu rắn, giống như ở các khung sườn của cánh. Hình 13 cho thấy các tấm khung
sườn cánh của máy bay của European Airbus, trong đó gân tăng cứng, các lỗ trên
mặt bích, và các gờ trên lớp vỏ đã được gia công hồn tồn từ khối đặc. Phương
pháp chế tạo này khơng liên quan đến các nguyên tắc thiết kế mới và có những ưu
điểm của việc kết hợp loại bề mặt hồn thiện cao cấp, khơng có sự bất thường với
việc sử dụng vật liệu hiệu quả hơn, vì độ dày bề mặt dễ dàng giảm dần để chúng
trùng với việc giảm ứng suất uốn dọc theo hướng sải cánh.
Một hình thức thiết kế thay thế khác là dạng tấm sandwich, bao gồm 1 kết cấu
dạng tổ ong nhẹ hoặc kết cấu lõi kim loại có dạng lượn sóng kẹp giữa hai tấm chịu
ứng suất (xem hình 14). Chức năng chính của phần lõi là để làm ổn định cac bề mặt
bên ngồi, mặc dù chúng cũng có thể chịu ứng suất. Các tấm sandwich có khả năng
chịu ứng suất cao, có bề mặt trong và bề mặt ngồi nhẵn và yêu cầu số lượng nhỏ
các vòng hoặc các khung hỗ trợ. Chúng cũng có khả năng cao chống lại phá hủy từ
khí xả từ động cơ phản lực (jet efflux). Ứng dụng của phương pháp thiết kế này là
để tạo ra các “tấm” khối lượng nhẹ được trang bị trong cabin, các vỏ ốp nguyên
khối có lớp bề mặt dẻo, và làm tăng cứng cho các bề mặt điều khiển. Ví dụ, các tấm
lái liệng và lái hướng của British Aerospace Jaguar được chế tạo từ nhôm kết cấu tổ
ong, trong khi sợi thủy tinh và kết cấu dạng tổ ong bề mặt nhôm được sử dụng rộng
rãi trong bề mặt cánh chính và cánh đi của boeing 747. Một số vấn đề, chủ yếu là
về phá hủy và ăn mịn bên trong, vẫn gặp phải trong q trình vận hành.


Hình 14: Kết cấu dạng tổ ong
Các nguyên lý chung liên quan đến xây dựng kết cấu cánh có thể được áp dụng
cho thân máy bay, ngoại trừ các thiết kế tích hợp là khơng, vì những lý do hiển
nhiên. Hình 8, 9 và 11 chỉ ra rằng các phương pháp thiết kế sử dụng trong những
loại máy bay giống nhau lại có thể mang nhiều vai trị khác nhau. Nói chung, khung
thân máy bay hỗ trợ các tải tập trung lớn, hoặc tải từ các điểm gắn cánh hoặc đuôi,
sẽ nặng hơn các khung dầm tải nhẹ, và cần phải được tăng cứng, với khả năng
truyền tải tập trung tới khung dầm và lớp vỏ.

Khi các khung dầm đã ở đúng vị trí trong khn thân máy bay, các dầm phụ sẽ
được luồn qua các lỗ cắt và kết nối với mặt bích của khung dầm bằng đinh tán.
Trước khi lớp vỏ được tán đinh vòa khung dầm và các dầm phụ, thì các khung phụ
trợ khác như là khung cửa lên xuống và khung cửa sổ sẽ được tán đinh hoặc được
bắt vít cố định trước. Các khu vực của thân máy bay mà tại đó chúng bị cắt bớt hoặc
tạo lỗ thì sẽ được gia cường bằng các dầm phụ bổ sung, một phần khung, và được
gia tăng chiều dày của vỏ để chống lại dòng lực cắt cao và các ứng suất trực tiếp.


Để hồn thiện, thì tổ hợp các cụm chi tiết khác nhau sẽ được tập hợp lại cho lần
lắp ghép cuối. Các đoạn của thân máy bay sẽ được bắt vít lại với nhau thơng qua
các mặt bích xung quanh chu vi của thân máy bay, trong khi các cánh và đuôi sẽ
được gắn với các các điểm được chọn thích hợp trên khung thân của máy bay. Các
thanh dầm chính trên các máy bay dân dụng có cánh ở phía dưới thì thường sẽ
xun hồn tồn qua thân máy bay, giúp đơn giản hóa thiết kế cánh và phương pháp
lắp ghép. Trên máy bay nhỏ hơn, như máy bay quân sự, việc lắp đặt động cơ sẽ
thường không cho phép thực hiện điều này (để các dầm đi xuyên qua thân), vì thế
các dầm cánh sẽ được gắn trực tiếp vào kết cấu khung thân và bị giới hạn ở đó. Rõ
ràng, tại những vị trí khung / dầm phụ / kết cấu vỏ sẽ yêu cầu phải được gia cường.

1.4. Kết nối các thành phần kết cấu.
Nói chung, việc chế tạo các bộ phận của máy bay sẽ liên quan tới việc kết nối
các bộ phận với nhau. Ví dụ, lớp vỏ thân máy bay được liên kết với các dầm phụ và
khung thân, trong khi vỏ cánh được liên kết với dầm phụ và khung sườn cánh, trừ
một số máy bay quân sự với với tải cánh lớn thì các dầm phụ sẽ được gia cơng hồn
tồn cùng với vỏ cánh. Với sự ra đời của của hợp kim nhôm, kết nối bằng đinh tán
đã trở thành hình thức liên kết chính của một số mối hàn, mặc dù hợp kim nhơm thì
rất khó hàn, và trong thời kỳ hiện đại, một số khớp nối được dán bằng nhựa epoxy.
Trong mục này, ta sẽ tập trung vào phương thức kết nối nổi trội hơn: liên kết bằng
đinh tán.

Nói chung, các khớp nối bằng đinh tán chịu ứng suất theo những cách phức tạp,
và việc phân tích chính xác chúng thường rất khó bởi sự khơng liên tục của khu vực
khớp nối. Các giả thiết ban đầu về ứng sử của khớp nối đã được đưa ra, nhưng chỉ
khi kết hợp với thực nghiệm, các thiết kế đủ an toàn mới được tạo ra.


1.4.1. Khớp nối chồng đơn giản.
Hình 15 cho thấy 2 tấm có chiều dày t được liên kết với nhau bằng 1 đường đinh
tán, kiểu liên kết này được gọi là khớp nối chồng (lap joint) và là 1 trong những
cách liên kết đơn giản nhất trong lắp ráp.

Hình 15: khớp nối đinh tán chồng đơn giản
Giả sử rằng các tấm mang tải ở cạnh là P/một đơn vị chiều rộng (tức là ), các
đinh tán có đường kính d, khoảng cách giữa 2 đinh tán là b và khoảng cách từ


đường của các đinh tán đến cạnh của tấm là a . Có 4 chế độ phá hủy có thể xảy ra
mà chúng phải xem xét như sau:
Rivet Shear (ứng suất cắt / lực cắt lên đinh tán)
Các định tán có thể hỏng bởi các ứng suất cắt qua đường kính của chúng trên bề
mặt của các tấm. Sau đó, nếu ứng suất cắt cực đại mà các đinh tán chịu được là , thì
phá hủy sẽ xảy ra khi:
Từ đó suy ra:
Bearing Pressure (Áp lực gối tựa)
Mỗi đinh tán hoặc tấm đều có thể bị phá hủy do Áp lực gối tựa (bearing
pressure). Gỉa thiết rằng áp lực này là thì sự phá hủy xảy ra khi :
Suy ra:

Plate Failure in Tension (Phá hủy tấm khi chịu kéo)
Diện tích của tấm chịu kéo dọc theo đường gắn đinh tán bị giảm do sự có mặt

của các lỗ đinh tán. Do đó, nếu ứng suất kéo tới hạn trong tấm là , thì phá hủy sẽ
xảy ra khi:
Từ đó:

Shear Failure in a Plate (Phá hủy tấm khi chịu cắt)
Lực cắt tác dụng trên mặt phẳng tấm có thể khiến cho đinh tán b ị kéo ra
khỏi tấm. Nếu ứng suất cắt tới hạn làm tấm bị phá hủy là , thì d ạng phá h ủy
này xảy ra khi:
Từ đó:


Ví dụ 1:
Một khớp nối trong vỏ thân máy bay được thiết kế bằng cách tán đinh các lớp vỏ
tiếp giáp nhau vào giữa hai cánh bản lề như trong hình. Lớp vỏ thân máy bay có độ
dày 2.5 mm và các cánh bản lề có độ dày 1.2 mm, các đinh tán có cùng đường kính
là 4 mm. Nếu US kéo trong lớp vỏ thân máy bay không vượt quá 125 N/ và US cắt
trong các đinh tán được giới hạn là 120 N/, hãy xác định khoảng cách lớn nhất giửa
các đinh tán để cả khớp nối có độ bền cắt bằng độ bền kéo.

Sự phá hủy do kéo trong tấm sẽ xảy ra trên phần mặt cắt ngang giảm dần của tấm,
dọc theo các đường đinh tán. Diện tích này được tính bằng:
Tải phá hủy trên 1 đơn vị chiều rộng thu được bằng:
Diện tích mặt cắt của mỗi đinh tán là:
Vì mỗi đinh tán phải chịu 2 lực cắt (i.e., two failure shear planes – chịu 2 phá hủy
cắt tấm), nên tổng diện tích mặt cắt phải chịu US cắt của mỗi đinh tán là:
Do đó, tải phá hủy trên 1 đơn vị chiều rộng chịu US cắt được tính bởi:
Đối với phá hủy xảy ra đồng thời cả lực cắt và kéo tấm, kết hợp cả (i) và (ii), ta có:
Thu được:  khoảng cách giữa 2 đinh tán là 13 cm

1.4.2. Hiệu suất của khớp nối.
Hiệu quả của một khớp nối hoặc một liên kết được tính bằng cách so sánh tải
phá hủy thực với chính nó trong điều kiện khơng có lỗ hoặc đinh tán trên bề mặt
tấm. Chẳng hạn, với các khớp nối được hiển thị trong hình 15, hiệu suất của khớp
nối � được cho bởi:

1.4.3. Nhóm các khớp đinh tán.
Đinh tán có thể được tập trung lại trên mỗi bên của khớp để sao cho hiệu suất
của khớp đạt tối đa. Giả dụ cho 2 mặt tấm được nối với nhau như trong hình dưới và
sáu đinh tán được gắn trên mỗi bên. Nếu cho rằng mỗi đinh tán chịu đồng đều về
tải, thì đinh tán đơn trên đường aa sẽ chịu 1/6 của tải thành phần. Hai đinh tán trên
đường bb sau đó sẽ chịu hai phần sáu của tải, trong khi ba đinh tán trên đường cc sẽ
chịu 3/6 của tải. Trên đường bb, vùng mặt cát của tấm được giảm bởi 2 lỗ đinh tán
và trên đường cc thì nó được giảm bởi tận 3 lỗ. vì vậy, xét theo một cách tương đối,
các khớp tại những mặt cát này cũng chắc chắn như ở aa. Do đó, khớp nối sẽ đạt
hiệu quả cao hơn nếu các đinh tán được sắp xếp theo kiểu hai cột song song, mỗi
cột có ba đinh.


1.4.4. Các khớp nối có tải lệch tâm.

Kết nối được biểu diễn trên hình 11.14 mang tải P lệch khỏi tâm của nhóm đinh
tán. Nhóm đinh tán sau đó chịu tải cắt P qua tâm và một mômen/mômen xoắn Pe
quanh tâm của nó.
Giả định rằng lực cắt P được phân bố đều giữa các đinh tán, gây ra một lực cắt
trong mỗi đinh tán song song với đường tác dụng của P. Giả định tiếp rằng mômen
Pe tạo ra một lực cắt S trong mỗi đinh tán, trong đó S hoạt động theo hướng vng
góc với đường nối từ 1 đinh tán đến trọng tâm của nhóm đinh tán. Hơn nữa, giá trị
của S được giả định là tỷ lệ thuận với khoảng cách tính từ trọng tâm nhóm đinh tán
tới các đinh tán. Khi đó:

Nếu S=kr, với k là hằng số của tất cả đinh tán, thì:

Từ đó:
Và


Hợp lực trên đinh tán sau đó sẽ là tổng của các lực tạo bởi P và Pe.

Ví dụ 2:
Kết nối được biểu diễn trong hình 11.15 chịu tải lệch tâm 5kN. Xác định hợp lực
cắt trong các đinh tán A và B.

Lực cắt dọc trên mỗi đinh tán là 5/6=0.83kN. Mơmen (Pe) trên nhóm đinh tán là
5*75=375kNmm. Khoảng cách các đinh tán A (và B, G và H) từ trọng tâm C của
nhóm đinh tán được tính bằng cơng thức:
Khoảng cách của D (và F) tính từ C là 20mm. Do đó:
Lực cắt trên đinh tán A và B gây ra bởi mômen là:
Trên đinh tán A, hệ thống lực gây bởi P và Pe được hiển thị trong hình 11.16(a), cịn
đinh tán B được hiển thị trong hình 11.16(b)


Hình 16: Biểu đồ lực của đinh tán trong Ví dụ 2
Hợp lực sau đó có thể được tính bằng cách sử dụng các quy tắc cộng vectơ hoặc
xác định bằng đồ thị lực hình bình hành.
Thiết kế của kết nối đinh tán trên được lấy từ thiết kế thực tế của phần thân sau
máy bay huấn luyện một động cơ/máy bay bán nhào lộn trong Phụ lục của sách in
năm 2005.
1.4.5. Sử dụng chất kết dính.
Ngồi các kết nối bằng đinh tán, chất kết dính đã và vẫn đang được sử dụng
trong chế tạo máy bay, mặc dù, nói chung, chúng chỉ được dùng cho các vùng có

ứng suất thấp, vì ứng dụng của chúng vẫn là một vấn đề đang được nghiên cứu.
Trong số các chất kết dính này, nhựa epoxy là được sử dụng thường xuyên nhất vì
chúng có những ưu điểm của nhựa polyester, có đặc tính kết dính tốt, độ co lại thấp
trong q trình xử lý nên giảm được các ứng suất dư, có tính chất cơ học và độ bền
nhiệt tốt. Các mơ-đun và độ bền tới hạn (giới hạn bền) của nhựa epoxy thường là
5000 và 100N / mm2. Nhựa epoxy hiện được sự dụng rộng rãi như là vật liệu nền
(matrix component) trong vật liệu sợi tổng hợp.