پایان نامه : مدلسازی و تحلیل سازهای بال هواپیمای تجاری Structural Modeling and Analysis of Commercial Aircraft wing
. 127
7-2- نتیجه گیری.. 127
127
128
7-3- ارائه پیشنهاد. 128
فهرست شکلها
شکل2-1: اجزای سازنده بال.. 9
شکل2-2: محل نصب و شکل بال.. 11
شکل2-3: انواع هواپیما از جهت محل عمودی نصب بال.. 12
شکل2-4: نامگذاری اجزای بال.. 12
شکل2-5: اجزای تشکیل دهنده تیرک طولی.. 13
شکل2-6: انواع رایج تیرکهای طولی.. 14
شکل2-7: انواع بال بر اساس نسبت مخروطی.. 17
شکل2-8: زوایای دایهدرال و انهدرال.. 19
شکل2-9: اثر زاویه دایهدرال در پایداری عرضی.. 19
شکل2-10: سطوح کنترلی بال.. 20
شکل2-11: ایجاد غلتش در هواپیما به وسیله کاهنده برآ 23
شکل2-12: کاربرد مواد مختلف در نمونه هواپیمای مسافربری.. 27
شکل3-1: مجموعهای از بارهای وارده به هواپیما 31
شکل3-2: تعادل پروازی هواپیما 32
شکل3-3: نمونهای از بارهای وارده به بال هواپیما بر حسب مسیر پروازی.. 33
شکل3-4: نیروی وزن و برآی وارده به هواپیما 38
شکل3-5: اثرات توزیع سوخت بر خمش بال.. 40
شکل3-6: دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری.. 41
شکل4-1: نمایش پاسخ فرکانسی مختلط.. 57
شکل 4-2: مسائل مطرح شده در آیروالاستیسیته. 61
شكل4-3: مدل تیر برای بال یک بعدی.. 63
شکل4-4: بررسی پایداری سیستم از روی پاسخهای آن.. 70
شکل4-5: مدل آیروالاستیک مقطع بال.. 72
شکل4-6: نمودار قسمتهای حقیقی و موهومی نسبت به سرعت 75
شکل4-7: اثر میرایی سازهای در یافتن سرعت فلاتر. 77
شکل 5-1: نقشه بال ایرباس320.. 83
شکل5-2: مکان قرارگیری تیرکهای طولی.. 84
شکل5-3: نمای شماتیک بال طراحی شده. 85
شکل5-4: چند حالت مختصات هندسی مخزن سوخت در بال در مقایسه با میزان آزادی بال از زیر بار گشتاور خمشی 85
شکل5-5: نمای کلی محل و قسمت بندی مخازن سوخت در هواپیمای ایرباس 320.. 87
شکل5-6: مراحل تحلیل یک مدل در نرم افزار Abaqus. 88
شکل5-7: توزیع نیروی برآ و توزیع بار ناشی از وزن سوخت… 90
شکل6-1: دو حالت متفاوت برای اعتبارسنجی مدل سازهای.. 94
شکل 6-2: جابجایی عمودی بال بر حسب تعداد گرهها 96
شکل6-3: کانتور تنش فون مایسز در تیرکهای طولی برای n=2.5.. 97
شکل6-4: کانتور تنش فون مایسز در دندههای عرضی بال برای n=2.5.. 97
شکل6-5: کانتور تنش در دندههای عرضی ریشه، شکستگی و نوک بال برای n=2.5.. 98
شکل 6-6: تنشهای عمودی و برشی ماکزیمم در دندههای عرضی ریشه و محل شکستگی بال
برای n=2.5.. 99
شکل6-7: کانتور تغییر مکان عمودی بال در حالتهای مختلف پروازی.. 100
شکل 6-8: تغییرات تنش در طول بال در تیرک طولی جلویی برای سه حالت پروازی مختلف… 101
شکل 6-9: تغییرات تنش در طول بال در تیرک طولی پشتی برای سه حالت پروازی مختلف… 101
شکل6-10: تغییرات ضریب اطمینان در طول بال در تیرک طولی جلویی.. 102
شکل6-11: تغییرات ضریب اطمینان در طول بال در تیرک طولی پشتی.. 102
شکل 6-12: نمایش قرارگیری دندههای عرضی بال با زاویههای نصب مختلف… 103
شکل 6-13: تاثیر حالتهای متفاوت دندههای عرضی بر توزیع تنش در ریشه بال.. 104
شکل 6-14: جابجایی نوک بال برای حالتهای متفاوت زاویه نصب دندههای عرضی.. 104
شکل 6-15: توزیع تنش فون مایسز در راستای طول بال در تیرک جلویی برای حالتهای متفاوت زاویه نصب دندههای عرضی 105
شکل 6-16: جابجایی بال در راستای طول بال.. 105
شکل 6-17: توزیع تنش در ریشه بال برای سطح مقطع متفاوت تیرکهای طولی.. 106
شکل 6-18: جابجایی نوک بال برای تیرکهای طولی با سطح مقطع متفاوت.. 107
. 107
شکل 6-20: توزیع تنش در طول بال در تیرک جلویی برای حالتهای متفاوت مصرف سوخت… 109
شکل 6-21: جابجایی در طول بال برای حالتهای متفاوت مصرف سوخت… 109
شکل6-22: همگرایی فرکانس اول بر حسب تعداد گرهها 110
شکل 6-23: مودهای فرکانسی بال.. 112
شكل6-24: نمایش محور الاستیک و سطح مقطع تیر مخروطی.. 113
شكل 6-25: مقایسه سرعت فلاتر بر حسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت TR
(=10 λ) 114
شكل6-26: مقایسه فرکانس فلاتر بر حسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت TR
(=10 λ) 115
شكل6-27: مقایسه سرعت فلاتر بر حسب نسبت مخروطی برای زوایای عقبگرد مختلف
(=10 λ ) 116
شكل6-28: مقایسه فرکانس فلاتر بر حسب نسبت مخروطی برای زوایای عقبگرد مختلف
(=10 λ) 116
شكل6-29: مقایسه سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.. 117
شكل6-30: مقایسه فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.. 117
شكل6-31: مقایسه سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8.. 118
شكل6-32: مقایسه فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8.. 118
شكل6-33: مقایسه سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=0.. 119
شكل6-34: مقایسه سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=45.. 119
شكل6-35: بال طراحی شده در نرم افزار CATIA… 120
شكل6-36: سیستمهای مختصات و سطح مقطع بال دارای شکستگی.. 121
شكل6-37: تغییرات ممان اینرسی و ممان اینرسی قطبی نسبت به فاصله از ریشه بال.. 122
شكل6-38: تغییرات سرعت فلاتر نسبت به زاویه عقبگرد برای ارتفاعهای پروازی متفاوت.. 123
شکل6-39: تغییرات سرعت فلاتر نسبت به افزایش ارتفاع به ازای زوایای عقبگرد متفاوت.. 124
شکل6-40: تغییرات سرعت فلاتر نسبت به ? به ازای زاویه عقبگرد23.4 =Λ… 124
فهرست جدولها
جدول2-1: کاربرد مواد مرکب در هواپیماهای پیشرفته. 26
جدول 2-2: فواید و معایب استفاده از مواد مرکب… 27
جدول3-1: متوسط ضریب بار انواع هواپیما 32
جدول4-1: نوع حرکت و مشخصههای پایداری برای مقادیر مختلف و ….. 70
جدول5-1: مشخصات بال طراحی شده. 84
جدول5-2: عنوان و حجم مخازن سوخت در هواپیمای ایرباس 320.. 86
جدول5-3: خصوصیات المانهای به کار برده شده Abaqus. 88
جدول5-4: خواص مکانیکی آلومینیوم. 89
جدول6-1: بیشترین جابجایی برای حالت1.. 95
جدول6-2: بیشترین جابجایی برای حالت2.. 95
جدول6-3: مقایسه ماکزیمم جابجایی عمودی و تنش در المانهای جامد و پوستهای.. 96
جدول 6-4: حالتهای مختلف استفاده از مخازن سوخت… 108
جدول6-5: فرکانسهای طبیعی بال طراحی شده توسط تحلیل اجزای محدود. 110
جدول 6-6: مقایسه سرعت و فركانس فلاتر برای یک بال یکنواخت… 113
جدول6-7: مشخصات بال طراحی شده. 120
جدول6-8: سرعت و فرکانس فلاتر بال دارای شکستگی.. 122
جدول6-9: سرعت و فرکانس فلاتر نسبت به تغییرات λدر ارتفاع 5182 متر. 125
جدول6-10: سرعت و فرکانس فلاتر نسبت به تغییرات λدر ارتفاع 10058 متر. 125
پیشگفتار
مدلسازی و تحلیل سازههای مختلف هواپیماهای امروزی، از مهمترین مسائل صنعت هواپیمایی میباشد. در اصول طراحی کلاسیک و مدرن، طراحی بال از اولین اقدامات در طراحی یک هواپیما به شمار میآید و این قسمت از هواپیما را معمولا قبل از بدنه، دم و دیگر اجزای هواپیما طراحی میکنند. با توجه به نقش اساسی بال در تولید نیروی برآ طراحی و تحلیل بال یکی از اساسیترین موضوعاتی است که یک طراح هواپیما با آن درگیر است. با توجه به اینکه سازه بال تحت مانورهای مختلف پروازی در معرض بارهای مختلف قرار میگیرد، در اجزای مختلف این سازه تنشهای مختلفی ایجاد میشود. برای این تحلیل، نرم افزارهای مختلفی که عملکرد آنها بر مبنای روش اجزاء محدود است، موجود میباشد.
روش اجزای محدود، یک روش حل عددی است که برای بسیاری از مسایل مهندسی قابل استفاده است. مسایل پایدار، گذرا، خطی و غیرخطی در تحلیل تنش، انتقال حرارت، الکترومغناطیس و غیره میتوانند با استفاده از روش اجزای محدود استفاده شوند. بدون شک افتخار داشتن عنوان اولین کسی که این روش را برای حل مسایل مهندسی ابداع نمود، به کورانت[1]میرسد. او در مقالهای که در سال 1943 منتشر شد، از درونیابی تکهای چندجملهایها، در مدلی که به نواحی مثلثی تقسیم شده بود برای حل مساله پیچش استفاده کرد. گام بعدی در ایجاد روش اجزای محدود را میتوان فعالیتهای شرکت بوئینگ در نظر گرفت. در سال 1950 شرکت بوئینگ برای مدلسازی بالهای هواپیما از المانهای مثلثی استفاده کرد. با این همه، هنگامی که در سال 1960 شخصی به نام کلاگ[2]در مقالهای اصطلاح اجزای محدود را به کار برد، این روش عمومیت یافت. این مقاله كاربرد اجزای محدود ساده (میلههای مفصل شده و ورق مثلثی) برای تحلیل سازه هواپیما را نشان میدهد]1و2[. همراه با توسعه كامپیوترهای دیجیتالی با سرعتهای بالا، كاربرد روش اجزای محدود هم با نرخ فزایندهای پیشرفت نمود.
پدیدههای آیروالاستیسیته استاتیکی و دینامیکی، مربوط به اندرکنش بین نیروهای سازهای و آیرودینامیکی است که منجر به ایجاد تغییر در توزیع بارهای آیرودینامیکی به عنوان تابعی از سرعت جریان میشود. پدیدههای ناپایداری استاتیكی و دینامیكی، واگرایی و فلاتر، میتوانند باعث از هم گسیختگی سازههای هوایی شوند. بر اساس آنالیز پایداری خطی، نوسانات بالای آنچه که سرعت فلاتر نامیده میشود، میرا نمیشوند و دامنه آنها به صورت نامحدود افزایش مییابد و به فروپاشی دم یا بال منتهی میشود.
1-2- تاریخچه
از ابتدای ابداع هواپیما باتوجه به نقش اساسی بال در ساختمان هواپیما و تولید نیروی برا مطالعات و تحقیقات فراوانی بر روی بال انجام گرفته است. عموما این تحقیقات را میتوان در زمینههای آیروالاستیسیته و بررسی پدیده فلاتر و واگرایی بال، بهینه سازی، تحلیل تنش استاتیکی و دینامیکی بال و تاثیر مواد مواد مرکب بر سایر پارامترهای طراحی بال نام برد.
تا کنون در ارتباط با تحلیل بال هواپیما با توجه به بارگذاریهای دینامیکی مختلف کارهای گوناگونی انجام شده و کتابهای بسیاری نیز در این زمینه منتشر گردیده است[3-5]. ناسا تحقیقات گستردهای در این زمینه انجام داده است که میتوان به[6] اشاره کرد. در آغاز دهه 90 تحقیق بر روی اثرات بارگذاریهای دینامیکی مختلف بر روی بال به صورت گستردهتری پیگیری شد. در سال 1968 تحلیل تنش سازههای هوایی تحت نیروهای ضربهای بررسی شد و تاثیر این نیروها بر روی تغییر شکل سازه مشخص گردید[7]. در سال 1990 لیبرسکیو و نثیر[3] تحقیقی بر روی پاسخ پانلهای مواد مرکبی به انفجارهای صوتی انجام دادند[8]. پاسخ دینامیکی سطوح هوایی با ساختار غیر خطی در سال 1992 بررسی شد[9]. نحوهی توزیع تنش بر روی بال مثلثی و رابطه بین زاویه عقبگرد و تنش در لبههای بال با روش فتوالاستیک توسط سوزوکی[4] به انجام رسید[10]. طراحی بالهای فلزی و مواد مرکب هواپیما جهت دستیابی به چگونگی تاثیر مواد مرکب در وزن سازه و میزان تنش توسط کندی[5] و مارتین[6] مورد بررسی قرار گرفته است[11]. موچٌاندی[7] و همکارانش با در نظر گرفتن آلیاژ آلومینیوم به عنوان جنس سازنده، تاثیر انواع سطح مقطع تیرک طولی و مخروطی شدن تیرک را با استفاده از روش اجزای محدود بر توزیع تنش، مورد بررسی قرار دادند[12]. گائو[8] و همکارانش عملکرد دو نوع متفاوت سوراخها و تقویت کنندههای گوناگون در یک تیرک با سطح مقطع C شکل تحت بار برشی استاتیکی را بررسی کردند[13]. چیت[9] و همکارانش تحلیل استاتیکی و دینامیکی بال بدون شکستگی دارای تیرکهای طولی و تیغههای عرضی را با نرم افزار اجزای محدود انجام دادند. در این مطالعه، از المان پوسته برای پوسته و المان تیر برای تیرکهای طولی و تقویت کنندهها استفاده شده است. آنها با تغییر ضخامت پوسته و همچنین تغیر در سطح مقطع تیرکهای طولی، تغییرات تنش و تغییر مکان را در طول بال مشاهده کردند[14]. هاراکار[10] و همکارانش با قرار دادن بارهای مختلف روی بال معمولی، با استفاده از روش اجزای محدود تحلیل کمانشی و تنشی را انجام دادند. با بدست آوردن فاکتور کمانش کمتر از 1 در پوسته بالایی نشان دادند که در این بال کمانش اتفاق نمیافتد[15]. اوزوزترک[11] تحلیل آیرودینامیکی، سازهای و آیروالاستیک یک هواپیمای بدون سرنشین را بررسی کرد. تحلیل سازهای بال تحت بارهای آیرودینامیکی حدی در دیاگرام V-n، با استفاده از مدل اجزای محدود انجام شده است. توزیع تنش فون مایسز برای بال و دم ساخته شده از مواد مرکب خاص را انجام داده و نتایج برای چند ماده از قبیل کربن اپوکسی و فایبرگلاس را ارائه دادند[16]. همچنین تحقیقات زیادی در زمینه اصول بهینهسازی ساختارهای مواد مرکب بال انجام گرفته است که میتوان به[17و18] اشاره کرد. در سال 2011 ژانگ[12] شبیه سازی عددی و طراحی بهینه یک بال به منظور یافتن بهترین مواد مرکب بال انجام داد[19]. سازههای بال با در نظر گرفتن مواد ایزوتروپیک و مواد مرکب توسط نرم افزار ANSYS تحلیل شده و بهترین جهتگیری فیبرها در سازه مورد مطالعه قرار گرفته است[20]. مطالعات قابل توجهی در زمینه بهینهسازی سازههای هوایی با محدودیتهای فلاتر، فرکانس طبیعی و تنشهای حالت دائمی انجام شده است[21و22]. سیوالد[13] یک روش مدلسازی عددی برای پیکربندی بال دلخواه توسعه داد و یک ابزار شبیه سازی برای ارزیابی و پیش بینی جرم آنها به کار گرفت و جعبه بال با المان تیر غیرخطی مدل شده است[23]. آنتیلا[14] عمر خستگی یک هواپیمای DHC-6 را با یک روش تحلیلی مناسب با تمرکز روی بال که به عنوان جزیی از هواپیما که بیشتر تحت خستگی بحرانی قرار دارد تخمین زد[24]. کمار[15] و همکارانش، پیش بینی عمر خستگی برای رشد ترک در محل بیشینه تنش انجام دادند[25].
در زمینه آیروالاستیسیته سازههای هوایی نیز تحقیقات زیادی انجام شده است. فلاتر سازههای هوایی مسالهای بسیار قدیمی است و کتابهای بسیاری در این زمینه چاپ شده است[3-5، 26 و 27]. اولین مطالعات بر روی مساله فلاتر در سال 1916 توسط لانچستر[16] و همکارانش در جریان جنگ جهانی اول در مورد مسائل فلاتر بمب افکن هندی پاگ[17] انجام گرفته است[4]. یکی از اولین مطالعات انجام گرفته در مورد آیروالاستیسیته بال هواپیما مقالهای از گلند[18] بود که سرعت فلاتر یک بال یک سر درگیر و یکنواخت را بدست آورد[28]. در بسیاری از مقالات مطالعه رفتار آیروالاستیک یک بال یکنواخت و مستقیم تحت بارگذاری ناپایا ارائه شده است[29]. هاسنر[19] و استین[20] فلاتر یک بال با زاویه عقبگرد را در رژیم جریانی مادون صوت بررسی کردند[30]. پاتیل[21] و هاجز[22] رفتار غیرخطی یک تیر یک سر درگیر را مورد بررسی قرار دادند[31]. گرن[23] و لیبرسکیو فلاتر و واگرایی یک بال پیشرفته بازاویه عقبگرد را که جرمهای متمرکز در طول و نوک خود حمل میکند، تحت بارگذاری ناپایا بدست آورده و مورد بررسی قرار دادند[32]. کوین[24] و لیبرسکیو ناپایداری آیروالاستیک یک بال هواپیما را در جریان تراکم ناپذیر مورد بررسی قرار دادهاند. آنها بال را مانند تیر جدار نازک مواد مرکبی ناهمسانگرد مدل کرده و سرعت فلاتر را تعیین کردند[33]. حدادپور و فیروزآبادی ناپایداری فلاتر بال هواپیما بدون اثر زاویه عقبگرد را در یک جریان مادون صوت تحت اثر نیروهای ناپایا و شبه پایا بررسی کردهاند[34]. معادلات خطی دینامیکی برای بال انعطاف پذیر تحت مانور صعود با زاویه عقبگرد با اثر تغییر فرم برشی بال توسط فاضلزاده و همکارانش استخراج شده و سرعت فلاتر تحت بارگذاری ناپایا بررسی شده است[35]. رشیدی و فاضلزاده تاثیر مدل بارگذاری شبه پایا و ناپایا و زاویه عقبگرد بر سرعت فلاتر بال هواپیما را مورد بررسی قرار دادند[36]. فاضلزاده و همکارانش تاثیر مانور غلتشی بر ناپایداری استاتیکی و دینامیکی یک بال یک سر درگیر را بررسی کردند[37]. مزیدی و همکارانش تاثیر موتور بر فلاتر بال هواپیما تحت مانور غلتشی را بررسی کردند[38]. مزیدی و همکارانش تاثیر موتور با نیروی پیشران زمانمند بر پاسخ آیروالاستیک یک بال را بررسی کردند[39]. پنگ[25] و همکارش در سال 2012 با درنظر گرفتن بالک در انتهای بال هواپیمای مسافربری، تاثیر این بالک بر روی سرعت و فرکانس فلاتر را مورد مطالعه قرار دادند[40]. بیبین[26] و همکارانش در سال 2012 با مدلسازی بال بدون شکستگی متشکل از تیرکهای طولی و تیغههای عرضی، تحلیل تنش و فلاتر را برای این نوع بال در نرمافزار اجزای محدود انجام دادند[41].
نسخه قابل چاپ | ورود نوشته شده توسط نجفی زهرا در 1399/10/26 ساعت 09:25:00 ق.ظ . دنبال کردن نظرات این نوشته از طریق RSS 2.0. |