بعد از دهه ۱۹۵۰ با وجود ظهور ابرکامپیوترها و پیشرفت بررسیهای المان محدود، توسعه بی مثال طراحیها به کمک کامپیوتر(CAD) و بهینهسازی در تکنیکهای آزمایش و ساخت قطعات، بررسی فلاتر هنوز یک بحث گسترده است، اما مسائل بر اساس تئوری هایی که توسط دانشمندان گذشته ارائه شده و در متن فوق به طور خلاصه به آن ها اشاره شد خیلی راحت تر بررسی می شوند.
در سال ۱۹۷۴ فلدت و هرمن موفق شدند تا فلاتر بال یکسر درگیر را که تحت اثر نیروی رانش بوده و جرم متمرکز در انتهای آن قرار گرفته است را بررسی کنند[۱۹]. در سال ۱۹۷۹ پایداری تیر یکسر در گیر تحت اثر نیروی غیر پایستار توسط کلپ بررسی شد[۲۰]. رانین در سال۱۹۸۰ اثر الاستیک وزنه را روی فلاتر بال بدست آورد[۲۱].
در سال ۱۹۸۳، چارلز روهلین اثرات قرارگیری بالک در جریان گذر صوتی را در تونل باد مورد بررسی قرار داد[۲۲]. دو سال بعد و در سال ۱۹۸۵ کومار باتیا و ناگاراژا به همراه چارلز روهلین اثرات بالک را بر سرعت فلاتر بال یک هواپیمای مسافربری دو موتوره بررسی نمودند[۲۳].
کار و سوجاتا در سال ۱۹۹۲ مرزهای پایداری را برای تیر یکسر در گیر در حال چرخش، با توجه به اثر جرم متمرکز و نیروی غیر پایستار بدست آوردند. در ادامه تحقیقات در این زمینه در سال ۱۹۹۵ تاثیر جرم متمرکز بر پایداری بالی که تحت اثر نیروی رانش حاصل از شلیک موشک بود، بررسی شد[۲۴].
در سال ۱۹۹۸ گرن و لیبرسکیو فلاتر و واگرایی یک بال با زاویه ی عقب رفت را که جرمهای متمرکز را در طول و نوک خود حمل می کند را با مدل بارگذاری غیر- دائمی (مدل تئودرسون)، بدست آوردند[۲۵]. در همین سال لیبرسکیو و گرن مقاله ای دیگر در مورد جرم متمرکز و بال با زاویه ی عقب رفت ارائه دادند که در این پژوهش به مسئله استاتیک ایروالاستسیته بیشتر پرداخته شده است[۲۶]. هاجز و همکارانش در سال ۲۰۰۲ با در نظر گرفتن دو درجه آزادی برای بال اثر نیروی رانش بر پایداری بال را مورد بررسی قرار دادند[۲۷]. در همین سال، لی، یانگ و ژائو فلاتر را برای یک بال با زاویه ی عقب رفت و نسبت منظری بزرگ، که روی آن دو وزنه نصب شده است، با در نظر گرفتن اثر الاستیکِ پایلون و جایگاه وزنه ها در راستای وتر را مورد محاسبه و بررسی قرار دادند[۲۸]. فاضل زاده و مزیدی به صورت عددی بررسی اثر قرارگیری جرم بر روی بال را در سال ۲۰۰۹ ارائه نمودند[۲۹]. آنها تحقیقات خود را ادامه داده و در سال ۲۰۱۰ اثر سوئیپ و نیروی پیشران موتور را بر تغییرات سرعت فلاتر بال ارائه نمودند[۳۰]. در سال ۲۰۱۲ نیز بوتز به بررسی آیروالاستیک یک بال کامپوزیتی در جریان تراکم ناپذیر پرداخت [۱۵].
۱-۳-هدف تحقیق
پیشرفت های حاصل شده در سالیان اخیر منجر به تولید هواپیماهای جنگنده ای با قابلیت مانورپذیری در پرواز با سرعت های بسیار بالا شده است. در طراحی چنین هواپیماهایی، بررسی اثرات آیروالاستیسیته و مشخص نمودن نقاط بحرانی پاکت پروازی امری ضروری است.
شکل۱-۵٫ پاکت پروازی یک جنگنده متداول] ۳۳[
طی پروژه حاضر سعی می شود یک هواپیمای جنگنده متداول مدلسازی شده و تحلیل آیروالاستیک بال و بدنه هواپیما مورد بررسی قرار گیرد. در شکل زیر طرح شماتیک یک جنگنده رایج ارائه شده است.
شکل۱-۶٫ ۳ نمای یک جنگنده رایج
این تحلیل آیروالاستیک در نرم افزار تحلیل آیروالاستیک[۱۳] انجام خواهد شد و نهایتا اثر پارامترهای طراحی آیروالاستیک بال که بر مرز ناپایداری فلاتر موثرند، نظیر پارامترهای فیزیکی وهندسی بال، شبیه سازی عددی خواهند شد و نتایج حاصله مورد تجزیه و تحلیل قرار خواهند گرفت.
فصل دوم
مبانی آیروالاستیسیته
۲-۱- مقدمه
پاسخهای آیروالاستیک یک سازه در حال پرواز، در نتیجه برهمکنش نیروهای اینرسی و الاستیک سازه با نیروهای آیرودینامیکی است که تغییر شکلهای دینامیک و استاتیک را به سازه القاء می نماید. به طور کلی پدیده‌های آیروالاستیک را میتوان به دو بخش استاتیک و دینامیک تقسیم بندی نمود که در این پژوهش هر دو بخش استاتیک و دینامیک مسئله که به ترتیب شامل بدست آوردن سرعت واگرایی و سرعت فلاتر است مورد بررسی قرار میگیرند.
در این فصل ضمن بیان مبانی تئوری آیروالاستیسیته و مسائل کلاسیک در آن، مواردی که در این پژوهش نیاز به معرفی دارند تعریف شده است. همچنین واگرایی و فلاتر در سامانه‌های دو درجه آزادی و روش های مهندسی تحلیل فلاتر موجود ارائه شده و در پایان روشهای محاسبه سرعت و فرکانس فلاتر در نرمافزار تحلیل آئرو الاستیک[۱۴] به طور کامل شرح داده می شود.
۲-۲- آیروالاستیسیته
آیروالاستیسیته اثرات برهمکنش نیروهای آیرودینامیک، اینرسی و الاستیک را بر روی سازه هواپیما مورد مطالعه قرار می دهد. برای نشان دادن روابط ذاتی آیروالاستیسیته، کلار شکل ۲-۱ را ارائه نمود.
شکل ۲-۱٫ تعاریف آیروالاستیسیته
در تمامی مسائل آیروالاستیسیته یکی از ویژگی هایی که همواره مشاهده می شود، این است که بواسطه نیروهای آیرودینامیک افزایش تغییر شکل سازه را خواهیم داشت، این افزایش تغییر شکل باعث تغییر نیروهای آیرودینامیک شده و این فرایند منجر به تغییر شکل دوباره سازه می شود. تغییر شکل سازه تا زمانی ادامه می یابد که سیستم به یک حالت تعادل برسد و یا اینکه متاسفانه منجر به آسیب دیدگی سیستم شود.
مسائل آیروالاستیسیته بواسطه رفتارهای الاستیک سازه هواپیما رخ می دهند، به عبارت دیگر اگر سازه هواپیما کاملا صلب بود آنگاه مسائل آیروالاستیسیته هیچگاه اتفاق نمی افتاد. بعلاوه، افزایش سختی یک هواپیما را می توان به وسیله استفاده از موادی که با تکنولوژی بالا تولید می شوند و یا افزایش ضخامت سازه -که خود منجر به افزایش نامناسب وزن هواپیما می شود- به دست آورد. هر دو روش بیان شده از جمله روش های پرهزینه جهت حل این مشکل می باشند. از طرف دیگر، افزایش صلبیت سازه اثرات نامطلوبی خواهد داشت از جمله اینکه میتوان بیان نمود که هواپیما توانایی حفاظت از بار و مسافران را در برابر تندبادهای ناگهانی نخواهد داشت. افزایش سرعت هواپیماها منجر به طراحیهایی با بدنه باریکتر و بالهایی نازک تر می شود و لذا نیازمند سازهای با سختی به نسبت کمتر خواهیم بود.
در تمامی مسائل آیروالاستیسیته یکی از ویژگی هایی که همواره مشاهده می شود، این است که بواسطه نیروهای آیرودینامیک افزایش تغییر شکل سازه را خواهیم داشت، این افزایش تغییر شکل باعث تغییر نیروهای آیرودینامیک شده و این فرایند منجر به تغییر شکل دوباره سازه می شود، تغییر شکل سازه تا زمانی ادامه می یابد که سیستم به یک حالت تعادل برسد و یا اینکه متاسفانه منجر یه آسیب دیدگی سیستم شود.
آیروالاستیسیته به دو شاخه اصلی آیروالاستیسیته استاتیک و آیروالاستیسیته دینامیک تقسیم می شود. آیروالاستیسیته استاتیک شامل تقابل نیروهای الاستیک و آیرودینامیک می شود. موضوعات اصلی آیروالاستیسیته استاتیک، توزیع بار بر روی بال الاستیک، واگرایی، کاهش اثر سطوح کنترل، معکوس شدن عملکرد سیستم کنترلی و همچنین اثرات آیروالاستیسیته بر روی پایداری استاتیک هواپیماست. در پاراگراف های بعد به صورت مختصر این موضوعات مطرح می شود.
توزیع بار بر روی بال الاستیک:
نیروهای آیرودینامیک که بر روی بال اعمال می شود شکل بال را تغییر می دهند. این تغییر شکل موجب افزایش نیروهای آیرودینامیک می شود. مقداری تغییر شکل بیشتر بواسطه این افزایش نیروهای آیرودینامیک ایجاد می شود. این ویژگی معمول بال الاستیک ممکن است منجر به توزیع باری بالقوه خطرناک بعد از حالت تغییر شکل بحرانی سازه شود.
واگرایی:
واگرایی ناپایداری یکی از سطوح برآزای هواپیما در سرعتی به نام سرعت واگرایی است. در این سرعت نیروهای الاستیک توانایی مقاومت در برابر نیروهای آیرودینامیک القاء شده را نداشته و نیروهای آیرودینامیک منجر به تغییر شکل بال میشوند.
کاهش اثر سطوح کنترل:
در مقایسه با یک بال صلب سطوح کنترل یک بال الاستیک اثرگذاری کمتری در برابر پاسخ بال دارند. ایلران، رادر و همچنین الویتور تحت تاثیر این پدیده میباشند.
اثر آیروالاستیسیته بر روی پایداری استاتیک هواپیما:
هرگونه تغییر در شکل سازه هواپیما بر پایداری استاتیک هواپیما اثر می گذارد. این پدیده به عنوان اثر آیروالاستیسیته بر روی پایداری استاتیک هواپیما شناخته می شود.
از طرف دیگر در آیروالاستیسیته دینامیک نیروهای اینرسی نیز نقش مهمی را همانند نیروهای آیرودینامیک و نیروهای الاستیک دارد. آیروالاستیسیته دینامیک، فلاتر، بافتینگ، پاسخ دینامیکی و اثر آیروالاستیسیته بر پایداری دینامیک را بررسی مینماید.
فلاتر:
فلاتر یک ناپایداری دینامیک است و زمانی روی میدهد که سازه انرژی جنبشی خود را به وسیله هوا افزایش داده و توانایی مستهلک نمودن این انرژی را نداشته باشد. در نتیجه این فرایند اجزاء هواپیما با دامنهای بیشتر از دامنه خود مرتعش میگردند.
بافتینگ:
بافتینگ ارتعاش گذرای اجزاء هواپیما به واسطه اثرات آیرودینامیک ایجاد شده توسط گردابه های پشت بال یا دیگر اجزاء هواپیماست.
پاسخ دینامیکی:
پاسخ دینامیکی یک پاسخ گذرا در برابر بارهایی است که به هواپیما وارد می شود همانند: تندبادها و نیروهایی که هنگام فرود بر بدنه هواپیما وارد می شوند.
اثرات آیروالاستیسیته بر پایداری دینامیک:
تغییرات در پایداری دینامیک هواپیما به واسطه تغییر شکل اجزاء سازه هواپیما طی پرواز میباشد.
در صنعت هواپیماسازی امروز، تعداد زیادی هواپیمای انعطاف پذیر با سرعتهای زیاد جهت مصارف نظامی و غیرنظامی طراحی میشوند. تفاوت های مختلف این نوع هواپیماها، بررسی آیروالاستیسیته را به امری الزامی تبدیل نموده است FAR.25.301© بیان مینماید:
(( اگر تغییر شکل سازه تحت بار باعث تغییرات کاملا مشخصی در توزیع بارهای داخلی و خارجی شود، این تغییرات بوجود آمده در توزیع بار را باید در محاسبات وارد نمود.))
همچنین دیگر مواردی که میتوانند منجر به حوادث آیروالاستیسیته شوند نیز در مستندات ویژه ای گنجانده شده و قوانین سختگیرانه ای را برای این موضوع مشخص مینمایند. پدیده آیروالاستیسیته می تواند منجر به نتایج کاملا زیانباری طی پرواز شود. هاجز پاراگراف زیر را در مورد اهمیت و لزوم بررسی آیروالاستیسیته بیان مینماید:
در طراحی وسایل پرنده، پدیده آیروالاستیسیته می تواند به طیف گسترده ای از رفتارهای تقریبا بی خطر تا سوانح زیانبار مختلف منتج گردد. به عنوان نمونه ای از رفتارهای تقریبا بی خطر می توان عدم راحتی خلبان و خدمه را طی پرواز مثال زد. اگر از این مرحله به سمت ارتعاشات پایدار و گذرا حرکت کنیم این ارتعاشات به آرامی سازه را با آسیب های میکروسکپیک ناشی از خستگی مواجه مینماید و به عنوان نمونه ای از سوانح زیانبار میتوان ناپایداری آیرودینامیکی را مثال زد که به سرعت منجر به آسیب دیدن هواپیما و از بین رفتن خدمه پروازی و مسافران بدون کوچکترین هشداری می شود.
با توجه به نتایج زیانبار نشئت گرفته از مسائل آیروالاستیسیته، باید این مسائل را در اولین گام ممکن از فاز طراحی مورد توجه قرار داد و هشدارهای اولیه جهت اجتناب و یا حداقل تقلیل نمودن این مسائل ارائه نمود.
به صورت ایدهآل، از مراحل اولیه طراحی، هواپیما را باید به صورتی طراحی نمود که هیچگاه با پدیده فلاتر روبرو نشود. در صنعت هوافضای امروزی، روشهای المان محدود یکی از روشهای بررسی این مسائل است. روشهای المان محدود به همراه تستهای زمینی ارتعاش سازه، میتوانند به یک طراحی موفق منجر شوند. شکل ۲٫۲ مراحل معمول بررسی فلاتر را نشان میدهد.
بررسی مسائل آیرو الاستیسیته را میتوان به صورت مراحل زیر بیان نمود:
۱) آماده نمودن مدل سازه
۲) مشخص نمودن فرکانس های طبیعی و مدهای تشدید سازه
۳) اعتبارسنجی نتایج به وسیله تست های زمینی ارتعاش سازه
۴) بهینه نمودن و تصحیح مدل سازه بر اساس نتایج تست های زمینی ارتعاش
دانلود منابع پایان نامه درباره مدلسازی و تحلیل آیروالاستیک بال وبدنه یک ...
