18344

۱۸۳۴۴

بررسي پديده فلاتر در تيرهاي كامپوزيتي با مقطع قوطي

كارشناسي ارشد

مهندسي هوا فضا - سازه هاي هوايي

مهرماه 1396

دكتر فتح اله طاهري بهروز

مكانيك

آيروالاستيسيته يكي از دلايل اصلي وقوع انواع ناپايداري¬ها در هواپيما به¬شمار مي¬رود بنابراين توجه به اثرات آن در طراحي سازه هواپيما ضروري است. از جمله اين ناپايداري¬ها كه از اهميت بالايي برخوردار است پديده نوسان با فركانس زياد يا همان فلاتر است. استفاده از مفاهيم پيشرفته‌ي طراحي كه منجر بـه افـزايش كيفيت پاسخ استاتيكي و ديناميكي هواپيما مي‌شـود همواره جزء اهداف طراحان سازه-هاي هوايي بوده¬است، يكي از راه¬هاي رسيدن به چنين اهدافي استفاده از مواد مركب در سازه¬ها مي¬باشد. در اين پژوهش رفتار آيروالاستيك بال ساخته شده از مواد¬مركب در جريان تراكم‌پذير بررسي شده¬اسـت. براي شبيه‌سازي رفتار سازه بال از تير ساخته شده از مواد ناهمسانگرد كـه داراي سـطح مقطـع بـسته‌ جدار نازك و روش چيدمان لايه¬اي سـختي محيطـي نامتقـارن CAS است، استفاده شده¬است. چهار نمونه چيدمان لايه¬اي [θ]_6 ، [θ/-θ]_3 ،[θ_3/-θ_3 ] و [0_2/θ/-θ/0_2 ] به منظور يافتن مناسب¬ترين نحوه چيدمان از لحاظ پايداري براي زواياي الياف صفر تا نود درجه با يكديگر مقايسه گرديد، اين كار براي دو حالت در نظر گرفتن و حذف اثر تنش برشي عرضي در معادلات انجام گرفت. در تحليل¬هاي صورت گرفته مشاهده شد كه در زواياي بين 60 تا 90 درجه تغييرات محسوسي در نتايج سرعت فلاتر صورت¬گرفت كه از جمله آن مي¬توان افزايش ناگهاني سرعت فلاتر در زاويه 70 درجه را با حذف اثر تنش برش عرضي نام برد. همچنين جهت بهبود پاسخ آيروالاستيك در جداره تير كامپوزيتي جدار نازك از فوم استفاده¬شده¬است. نتايج حاصل از اضافه كردن فوم نيز بيانگر مسئله بهبود خواص پايداري در اثر افزايش ضخامت فوم بود كه اين مسئله تنها در حالتي بهترين پاسخ را مي¬دهد كه از مدل هندسي مناسب ارائه شده در پژوهش حاضر كه با افزايش سطح مقطع تير و حفظ ضخامت جداره آن همراه است، استفاده شود.

1396/10/26

1/16/2018 12:00:00 AM

Aeroelastisity is one of the main reasons for the occurance of a variety of aircraft instability, so consideration of its effect on the design of the aircraft structure is necessary. Among these instabilities, which is great importance, is the phenomenon of fluctuation with a high frequency, or flutter. The use of advanced design concepts that contribute to the improvement of the static and dynamic response quality of the aircraft has always been one of the goals of designers of air structions, one of the ways to achieve such goals is the use of composite materials in structures. In this study, the behavior of the aeroelastic composite wing in the compressible flow is investigated. In order to simulate the behavior of the wing structure, a beam made of anisotropic materials having a thin-walled cross section and, the circumferentially asymmetric stiffness (CAS) configuration method has been used. In order to obtain the best configuration for the purpose of having a higher flutter speed, the four configuration samples [θ]_6 , [θ/-θ]_3 , [θ_3/-θ_3 ] and [0_2/θ/-θ/0_2 ] in the 0-90 degrees were compared with each other, this comparison was done for two modes in the shearable and unshearable beam configuration in equations. In the analyses carried out in this section, it was observed that at angles between 60 and 90 degrees, there were significant changes in the results of flutter velocities, including a sudden increase in flutter speed at an angle 70 degree, with the removal of the transverse shear stress effect. Although including foam in the structure between composite skin layers resulted in improved stability characteristics, however selection of a suitable geometrical model which is by increase the cross sectional area of the beam and maintain its wall thickness would incredibly affect the obtained results.