مدلسازی و تحلیل سازه ای دم هواپیمای مسافربری word
 واژههای کلیدی: دم افقی و عمودی، تحلیل استاتیکی، روش المان محدود، روش گالرکین، سرعت و فرکانس فلاتر فهرست مطالب فصل اول- مقدمه 1-1- پیشگفتار2 1-2- تاریخچه3 1-3- هدف تحقیق7 2-1- مقدمه9 فصل دوم- ساختمان دم و مواد سازنده 2-2- معرفی دم هواپیما10 2-3- وظایف اصلی دم افقی و عمودی10 2-4- اجزای تشکیل دهنده دم11 2-4-1- پوسته دم11 2-4-2- تیرکهای طولی12 2-4-3- تیغه یا دندههای عرضی14 2-4-4- اجزاء طولی تقویت کننده15 2-4-5- اجزاء تقویت کننده و استحکام بخش15 2-5- پارامترهای هندسی15 2-5-1- نسبت منظری15 2-5-2- نسبت مخروطی15 2-5-3- زاویه دایهدرال یا هفتی16 2-5-4- زاویهی عقبگرد:17 2-6- سطوح کنترلی17 2-7- انواع دم19 2-7-1- دم معمولی :19 2-7-2- دم T شکل :20 2-7-3- دم صلیبی شکل :20 2-7-4- دم H شکل :20 2-7-5- دم V شکل :20 2-7-6- دم Y شکل معکوس :21 2-7-7- دم دوگانه :21 2-7-8- دم متصل به بال توسط سازه لولهای و بلند :21 2-8- مواد سازنده اجزای هواپیما22 2-8-1- خواص مواد پرکاربرد در هواپیماهای نسل جدید23 2-8-2- استانداردهای مواد26 فصل سوم- بارگذاری 3-1- مقدمه28 3-2- ضریب بار28 3-2-1- ماکزیمم ضریب بار مانور29 3-2-2- ضریب بار ناشی از جریان ناگهانی هوا31 3-3- بارهای حدی و نهایی32 3-4- معیارهای طراحی سازه32 3-5- خواص جوی33 3-6- دیاگرام V-n34 3-6-1- نیروهای ناشی از تندباد و تلاطم35 3-7- بارگذاری سازه مطابق با استاندارد FAR36 3-7-1- کلیات36 3-7-2- بارگذاری36 3-7-3- ضریب اطمینان37 3-7-4- استحکام و تغییر فرم37 3-7-5- اثبات کارآیی سازه37 3-8-بارگذاری سازه مورد مطالعه در این رساله38 3-8-1- بارگذاری دم افقی38 3-8-2- بارگذاری دم عمودی39 فصل چهارم- تئوری و روش حل 4-1- تحلیل استاتیکی42 4-2- تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودها42 4-2-1- روش اجزای محدود43 4-2-2- روش تفاضل محدود43 4-2-3- روش المان مرزی43 4-3- تحلیل دینامیکی در نرم افزار اجزای محدود44 4-3-1- تحلیل با استفاده از مقادیر ویژه44 4-3-2- تحلیل پاسخ فرکانسی خطی45 4-3-3- تحلیل پاسخ گذرای خطی47 4-4- مبانی آیروالاستیسیته استاتیکی و دینامیکی48 4-4-1- پدیدههای آیروالاستیک استاتیکی49 4-4-2- پدیدههای آیروالاستیکدینامیکی54 4-4-3-روش حل و تحلیل رفتار دینامیکی66 فصل پنجم- مدلسازی کامپیوتری 5-1- مقدمه70 5-2- مدلسازی دم افقی71 5-3- مدلسازی دم عمودی73 5-4- مونتاژ دم افقی و عمودی75 5-5-تحلیل کامپیوتری75 5-5-1- روش اجزاء محدود75 5-5-2- المانها در Abaqus76 5-6-فرمولبندی79 انتگرال گیری79 روند تحلیل اجزاء محدود80 فصل ششم- نتایج 6-1- تحلیل استاتیکی82 6-2- بارگذاری82 6-2-1- بارگذاری دم افقی82 6-2-2- بارگذاری دم عمودی83 6-2-3- المان بندی84 6-3- تحلیل تنش اولیه برای بدست آوردن المان بندی مناسب85 6-4- بررسی پارامترهای مختلف بر روی تنش و تغییر مکان عمودی85 6-4-1- تاثیر مواد سازنده مجموعه دم در مقادیر تنش و تغییر مکان عمودی86 6-4-2- تاثیر تغییرات ضریب بار در یک بازه مشخص روی تنش و تغییر مکان:88 6-4-3- تاثیر تغییرات زاویه نصب دندانههای عرضی روی تغییر مکان عمودی دم افقی92 6-4-4- تاثیر تغییرات ضخامت پوسته دم افقی بر روی توزیع تنش در ریشه دم و تغییر مکان عمودی نوک دم افقی93 6-4-5- تحلیل فرکانسی95 6-4-6- تحلیل فرکانسی دم افقی مدل شده97 6-4-7- تحلیل فرکانسی پوسته دم افقی99 6-4-8- تحلیل فرکانسی دم عمودی مدل شده101 6-4-9- تحلیل فرکانسی پوسته دم عمودی102 6-4-10- تحلیل فرکانسی مجموعه دم طراحی شده104 6-5- نتایج آیروالاستیسیته105 6-5-1- مدل دم مخروطی با مقطع مستطیلی105 6-5-2- تحلیل فلاتر دم مخروطی با مقطع مستطیلی106 6-5-3- تحلیل فلاتر دم افقی مدلسازی شده112 فصل هفتم- جمعبندی و ارائه پیشنهاد 7-1- مقدمه119 7-2- نتیجهگیری119 7-2-1- تحلیل تنش119 7-2-2- ارتعاشات آزاد120 7-2-3- تحلیل آیروالاستیک120 7-3- ارائهی پیشنهاد120 فهرست منابع و مراجع122 فهرست شکل‌ها کل2-1- اجزای بیرونی مجموعه دم هواپیما ]32[10 شکل2-2- اجزای سازنده مجموعه دم هواپیما]6 و32[11 شکل 2-3- نمونههایی از تیرکهای طولی ]32[13 شکل 2-4- سطح مقطع دم ]32[14 شکل 2-5- نمایش دم با نسبت مخروطیهای مختلف16 شکل2-6- زاویه دایهدرال]6[16 شکل 2-7- نحوه عملکرد سطوح کنترلی]33[18 شکل 2-8- اجزای تشکیل دهنده سطوح کنترلی، الف) بالابرنده ب) سکان عمودی متحرک]6[19 شکل 2-9- انواع حالات دم]34[21 شکل2-10- کاربرد مواد مختلف در نمونه هواپیمای مسافربری]32[26 شکل3-1- تعادل پروازی]35[29 شکل3-2- نمونهای از بارهای وارده به بال هواپیما بر حسب مسیر پروازی، الف)مکان هواپیما در طول مسیر پروازی و بارهای وارده متناظر در هر نقطه از مسیر ب) بارهای اصلی وارده به بال]6[30 شکل3-3- دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری]36[35 شکل3-4. توزیع بیضوی لیفت39 شکل3-5- بارگذاری مجموعه دم مدلسازی شده، الف) بارگذاری مجموعه دمب)سازه مجموعه دم40 شکل4-1: نمایش پاسخ فرکانسی مختلط45 شکل 4-2. مسائل مطرح شده در آیروالاستیسیته]21[49 شکل4-3: مدل تیر برای بال یک بعدی51 شکل4-4: بررسی پایداری سیستم از روی پاسخهای آن]21[58 شکل4-5: مدل آیروالاستیک مقطع بال]21[60 شکل4-6: نمودار قسمتهای حقیقی و موهومی نسبت به سرعت ]21[63 شکل4-7: اثر میرایی سازهای در یافتن سرعت فلاتر]21[65 شکل 5-1- نقشه مجموعه دم ایرباس 320، الف) دم عمودی ب) دم افقی]39[71 شکل 5-2- مکان قرارگیری تیرکهای طولی الف)تیرک جلو ب)تیرک عقب72 شکل5-3- دم افقی، الف) سازه داخلی ب) کل سازه دم افقی73 شکل 5-4- مکان قرارگیری تیرکهای طولی الف) تیرک جلو ب) تیرک عقب74 شکل5-5- دم عمودی، الف) سازه داخلی ب) کل سازه دم افقی74 شکل 5-6- گردآوری دم افقی، عمودی و سازه مخروطی شکل در کنار هم در محیط مونتاژ75 شکل5-7- انواع المانهای موجود در نرم افزار المان محدود]40[77 شکل 5-8- الف) المان خطی همراه با 8 گره ب) المان سهموی همراه با 20 گره79 شکل5-9- مراحل تحلیل مدل در نرم افزار Abaqus80 شکل 6-1- توزیع بیضوی لیفت83 شکل6-2- بارگذاری مجموعه دم مدلسازی شده، بارگذاری مجموعه دم84 شکل6-3 المانبندی اجزای دم، الف) تیرک طولی ب) تیغه عرضی84 شکل6-4- تغییرات تنش در اجزای مجموعه دم از جنس آلومینیوم87 شکل6-5- دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری88 شکل 6-6- تغییرات ماکزیمم تنش در مجموعه دم بر حسب ضریب بار90 شکل 6-7- تغییرات ماکزیمم تنش در تیرکهای طولی بر حسب ضریب بار90 شکل 6-8- تغییرات ماکزیمم تنش دردندانههای عرضی بر حسب ضریب بار91 شکل 6-9- تغییرات ماکزیمم تغییر مکان عمودی بر حسب ضریب بار91 شکل 6-10- نمایش قرارگیری دندانههای عرضی دم افقی با زاویههای نصب مختلف92 شکل 6-11- نمودار تغییر مکان عمودی ماکزیمم بر حسب زاویه نصب دندانههای عرضی93 شکل 6-12- تغییرات تنش در ریشه دم افقی در چندین ضخامت پوسته94 شکل 6-13- تغییرات تغییر مکان عمودی نوک دم افقی بر حسب ضخامت پوسته95 شکل6-14مدل AGARD WING445.6 Planform96 شکل6-15- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار97 شکل6-16- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار برای دم افقی99 شکل6-17- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار100 شکل6-18- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار102 شکل6-19- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار103 شکل6-20- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار104 شکل 6-21- محور الاستیک و محور اینرسی یک دم افقی مخروطی یک سر درگیر105 شکل 6-22- تغییرات سرعت فلاتر بر حسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت TR107 شکل 6-23- تغییرات فرکانس فلاتر بر حسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت TR107 شکل 6-24- تغییرات سرعت فلاتر بر حسب نسبت مخروطی برای زوایای عقب گرد مختلف108 شکل6-25- تغییرات فرکانس فلاتر بر حسب نسبت مخروطی به ازای زاویه عقب گردΛ=0108 شکل 6-26- تغییرات سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0109 شکل 6-27- مقایسه فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0109 شکل 6-28- تغییرات سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8110 شکل 6-29- تغییرات فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8110 شکل 6-30- تغییرات سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=0111 شکل 6-31- تغییرات سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=45111 شکل 6-32- تغییرات ممان اینرسی دم افقی در طول آن113 شکل6-33- تغییرات ممان اینرسی قطبی دم افقی در طول آن113 شکل6-34- هندسه دم افقی و محل محور الاستیک114 شکل6-35-اثر زاویه عقبگرد بر سرعت فلاتر115 شکل6-36- اثر زاویه عقبگرد بر فرکانس فلاتر115 شکل 6-37- اثر ارتفاع پرواز بر سرعت فلاتر116 شکل6-38-تغییرات سرعت فلاتر با زاویه عقبگرد در چند ارتفاع پروازی مختلف117 شکل 6-39- تغییرات سرعت فلاتر با تغییر ارتفاع پرواز در زاویههای عقبگرد مختلف117 فهرست جدول‌ها جدول2-1- وظایف سطوح کنترلی18 جدول2-2- فواید و معایب استفاده از مواد کامپوزیت24 جدول2-3- کاربرد مواد مرکب در هواپیماهای پیشرفته25 جدول3-1- مقادیر ضریب بار برای هواپیماهای مختلف30 جدول3-2- مقادیر نیروها و گشتاورها38 جدول 3-3- نیروهای وارد بر دم عمودی39 جدول4-1: نوع حرکت و مشخصههای پایداری برای مقادیر مختلف و . 59 جدول 5-1- مشخصات هندسی دم افقی طراحی شده72 جدول 5-2- مشخصات هندسی دم عمودی طراحی شده73 جدول6-1-مقادیر نیروها و گشتاورها82 جدول 6-2- نیروهای وارد بر دم عمودی83 جدول6-3: مقایسه ماکزیمم جابجایی عمودی و تنش در المانهای جامد و پوستهای85 جدول6-4 همگرایی تعداد المانها85 جدول6-5- مشخصات آلیاژهای بهکار رفته86 جدول6-6- مقادیر ماکزیمم و مینیمم تنش و تغییر مکان عمودی برای مواد مختلف86 جدول 6-7- مقادیر تنش و تغیییر مکان عمودی برای ضریب بارهای مختلف89 جدول6-8- مقادیر تغییر مکان ماکزیمم برای زاویه نصبهای مختلف93 جدول6-9- مشخصات بالAGARD445.695 جدول 6-10- مشخصات فیزیکی آلیاژ بال مورد آزمایش96 جدول6-11- مقایسه نتایج نرم افزار با دادههای آزمایشگاهی96 جدول 6-12- مشخصات سازهای دم افقی97 جدول 6-13 مشخصات فیزیکی آلیاژ98 جدول6-14- نتایج نرم افزار98 جدول6-15- نتایج نرم افزار100 جدول 6-16-مشخصات سازهای دم عمودی101 جدول6-17- نتایج نرم افزار101 جدول6-18- نتایج نرم افزار103 جدول6-19 نتایج نرم افزار104 جدول6-20- مقایسه سرعت و فرکانس فلاتر برای بال گلند112 جدول6-21- سرعت و فرکانس فلاتر برای مودهای مختلف112 جدول6-22- مقادیر سرعت و فرکانس فلاتر برای زاویههای عقبگرد مختلف114 جدول 6-23- مقادیر سرعت فلاتر برای ارتفاعهای مختلف پروازی116 فصل اول- مقدمه 1-1- پیشگفتارمدلسازی و تحلیل سازههای مختلف هواپیماهای امروزی، از مهمترین مسائل صنعت هواپیمایی میباشد. مجموعهی دم هواپیما، نقش تعیین کنندهای در عملکرد هواپیما دارد. این مجموعه سه وظیفهی تامین پایداری استاتیکی و دینامیکی هواپیما، ایجاد توانایی کنترل هواپیما و همچنین تامین حالت تعادل در هر شرایط پروازی را بر عهده دارد. تعادل، پایداری و کنترل طولی به عهده دم افقی و تعادل، پایداری و کنترل جانبی به عهده دم عمودی است. با توجه به اینکه سازه دم افقی و عمودی تحت مانورهای مختلف پروازی در معرض بارهای مختلف قرار میگیرند، 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 اجزاء محدود، روشی عددی است که از آن میتوان برای حل معادلههای دیفرانسیل استفاده کرد. این روش پرکاربردترین روش آنالیز مهندسی بر پایه کامپیوتر است. ایده روش اجزاء محدودی که به صورت شناخته شده امروزی است، در سال 1956 به وسیله Clough، Turner، Topp و Martinدر مقاله مشهور خود ارائه شده است، این مقاله کاربرد اجزاء محدود ساده (میله های مفصل شده و ورق مثلثی) برای تحلیل سازه هواپیما را نشان می دهد و به عنوان یکی از پیشرفت های کلیدی در توسعه روش عناصر محدود در نظر گرفته می شود. همراه با توسعه کامپیوترهای دیجیتالی با سرعت های بالا، کاربرد روش اجزاء محدود با نرخ فزایندهای پیشرفت نمود]1[. تداخل اثرات نیروهای آیرودینامیکی، اینرسی و الاستیک در سازههای هوافضایی با نام آیروالاستیسیته مورد پژوهش قرار میگیرد. چنانچه در مدلسازی، اثرات بارگذاری حرارت آیرودینامیکی اعمال شود عملا با مسئله آیروترموالاستیسیته مواجه خواهیم بود. همچنین اگر در مدلسازی مسئله، سیستم های کنترلی و تداخلشان با پارامترهای آئروالاستیک مورد بررسی قرار گیرد، با مسئله آیروسروالاستیسیته روبرو خواهیم شد. پدیدههای ناپایداری استاتیکی و دینامیکی، واگرائی و فلاتر، می توانند باعث از هم گسیختگی سازه های هوایی شوند، بطوریکه این مشکل از زمان پرواز هواپیمای ساموئل لانگلی رقیب برادران رایتتاکنون که در ساخت وسایل پرنده و موشک ها از سازه ها و مواد پیشرفته استفاده میگردد، فراروی طراحان میباشد. بر اساس آنالیز پایداری خطی، نوسانات بالای آنچه که سرعت فلاتر نامیده میشود، میرا نمیشوند و دامنه آنها به صورت نامحدود افزایش می یابد و به فروپاشی دم یا بال منتهی می شود. در این فصل پس از مرور تاریخچهای در زمینه اجزاء محدود و تحلیل تنش سازه دم هواپیما، آیروالاستیسیته و پژوهش های انجام گرفته در زمینه های ذکر شده، هدف این پژوهش ارائه گردیده است. 1-2- تاریخچهایده روش المان محدود، برای اولین بار توسط Clough در مقالهای که در سال 1960 منتشر شد، مطرح گردید. اما ریشههای تئوری این روش، به شیوه Ritz در تحلیل عددی، که نخستین بار در سال 1909 عرضه شد، باز میگردد. در سال 1943، Courant، با استفاده از حساب دیفرانسیل متغیر، روش Ritz را بکار برد تا به جواب تقریبی قطعهای مسئله تعادل و ارتعاش دست یابد. در دهههای 40 و 50 توسعه بیشتری در این زمینه انجام گرفت و در سال 1954 مهندسین شروع به استفاده از کامپیوتر برای حل مسائل سازهها نمودند]1[. مقالهای که در سال 1956 توسط Turner، Clough، Martin وToppمنتشر شد را میتوان نقطه عطفی در توسعه روش المان محدود دانست. این مقاله اختصاص به سفتی و تغییر شکل در سازههای پیچیده داشت و موجب افزایش علاقه به روش المان محدود گردید]2[. تحقیقات زیادی در زمینه طراحی و تحلیل مجموعه دم هواپیما انجام شده است. با اینکه دم هواپیما یکی از تولید کنندگان نیروی برآ میباشد، اما اگر هواپیما در شرایطی قرار گیرد که دم، ماکزیمم برآی بالقوه خود را تولید کند (یا به واماندگی نزدیک شود) شرایط خطرناکی پدید خواهد آمد.دمها برای تریم، کنترل و ایجاد پایداری در اجسام پرنده استفاده میشوند. دمهای افقی، گشتاورهای ناشی از بال را متوازن میکنند و اگر در عقب هواپیما نصب شوند عموما دارای زاویه نصب منفی (حدودا 2 تا 3 درجه) هستند تا گشتاورهای پیچشی[1]ناشی از بال را خنثی کنند.هنگامیکه گشتاور پیچشی بال در شرایط پروازی مختلف تغییر میکند، زاویه بالابر نیز تغییر مینماید تا آن گشتاور جدید را خنثی کند. دمهای عمودی معمولا نیازی به تولید نیروی تریم ندارند، زیرا هواپیماها عموما متقارن هستند و در شرایط عادی گشتاور گردشی[2] ایجاد نمیکنند، البته در هواپیماهای چند موتوره، دم معمولی باید توانایی تولید نیروی تریم کافی راحتی در شرایط از کار افتادن موتور داشته باشد] 3[. از آنجایی که سطوح دم، وزن سازه و سطح خیس شده کل هواپیما را افزایش میدهند، غالبا به نحوی طراحی میشوند که تا حد ممکن کوچک باشند، هر چند در برخی حالات این مطلب بهینه نیست اما غالبا اندازه دم بر اساس توان کنترلی مورد نیاز تعیین میشود]4[. همچنین مجموعه دم، یک المان کلیدی در ایجاد پایداری هواپیما است. هر چند امکان طراحی یک هواپیمای پایدار بدون استفاده از دم نیز وجود دارد، اما چنین طراحی معمولا موجب تغییراتی در پارامترهای دیگر از قبیل افزایش سطح پسگرایی[3] بال و کوچکتر شدن محدوده مرکز ثقل میشود. با توجه به موقعیت قرارگیری سطوح دم، کارکرد آنها تحت تاثیر بال و عملکرد موتورها قرار میگیرد (مخصوصا در مورد هواپیماهای ملخی) به طوریکه در این موارد امکان استفاده از دمهای معمولی وجود ندارد]5[. در چنین حالتی دم هفتی شکل برای اجتناب از قرار گرفتن پایدار کنندهی عمودی در معرض جریان خروجی موتور استفاده میشود، زیرا قرار گرفتن پایدار کننده عمودی در جریان خروجی موتور باعث از همگسیختگی جریان خروجی و کاهش نیروی رانش موتور میشود و از سوی دیگر با گذشت زمان پایدارکننده عمودی آسیب خواهد دید]6[. جهت کپی مطلب از ctrl+A استفاده نمایید نماید |
