وبلاگ

. 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: مجموعه ­ای از بارهای وارده به هواپیما 31
شکل3-2: تعادل پروازی هواپیما 32
شکل3-3: نمونه ­ای 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 قسمت ­های 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 زاویه­ های 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 می ­آید و این قسمت از هواپیما را معمولا قبل از بدنه، دم و دیگر اجزای هواپیما طراحی می­ کنند. 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 می­ شود. 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 بهره گرفتن 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 می­ شود. 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 می­ شود، میرا نمی­شوند و دامنه آنها به صورت نامحدود افزایش می­یابد و به فروپاشی دم یا بال منتهی می­ شود.

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 زمینه ­های 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]. نحوه­ 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 بهره گرفتن از روش اجزای محدود بر توزیع تنش، مورد بررسی قرار دادند[12]. گائو[8] و همکارانش عملکرد دو نوع متفاوت سوراخ­ها و تقویت کننده­ های 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 بهره گرفتن 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 بهره گرفتن 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 می­ کند، 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 کرده ­اند[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].