پایان نامه : مدلسازی و تحلیل سازهای بال هواپیمای تجاری Structural Modeling and Analysis of Commercial Aircraft wing | ... | |
عنوان پایان نامه: (در فایل دانلودی نام نویسنده موجود است) تکه هایی از متن پایان نامه به عنوان نمونه : (ممکن است هنگام انتقال از فایل اصلی به داخل سایت بعضی متون به هم بریزد یا بعضی نمادها و اشکال درج نشود ولی در فایل دانلودی همه چیز مرتب و کامل است) چکیده مدلسازی و تحلیل سازهای بال هواپیما یکی از مهمترین مراحل طراحی هواپیمای تجاری میباشد. بال نه تنها از دیدگاه آیرودینامیکی بلکه از دیدگاه سازهای یکی از بحرانیترین اجزای هواپیما است. بال هواپیما به نحوی طراحی میشود که ضمن ایجاد نیروی برآی مناسب کمترین نیروی پسا را موجب شود. سازه بال از اجزایی مانند پوسته، دندانههای عرضی و تیرکهای طولی تشکیل شده است. در این پایان نامه، بال هواپیما در نرم افزار CATIA V5 مدلسازی شده است. سپس تحلیل استاتیکی و ارتعاش آزاد سازه بال جهت محاسبه تنش و تغییر مکان انجام شده است. تنش و تغییر مکان با بهره گرفتن از نرم افزار المان محدود ABAQUS.6.10 برای محاسبه ضریب اطمینان سازه محاسبه شدهاند. همچنین اثرات آیروالاستیک نیز بررسی شده است. در تحلیل استاتیکی، تاثیر پارامترهای طراحی شامل: زاویه قرارگیری دندانههای عرضی، سطح مقطع تیرکهای طولی، موقعیت مخازن سوخت و ضریب بار حدی مانور بررسی شده است. همچنین مدل سازهای بر مبنای تئوری تیر اولر- برنولی با بهره گرفتن از اصل همیلتون استخراج شده است و مدل آیروالاستیک تحت تاثیر بارگذاری شبه پایا توسعه داده شده است. همچنین با بکارگیری روش گالرکین معادلات حرکت به فرم استاندارد در فضای حالت تنظیم شده و با بهره گرفتن از روش مقادیر ویژه، فرکانس و سرعت فلاتر بدست آمده است. واژههای کلیدی: تحلیل استاتیکی، ارتعاش آزاد، روش المان محدود، روش گالرکین، سرعت و فرکانس فلاتر
فصل 1: مقدمه و تاریخچه 1-1- پیشگفتار. 2 1-2- تاریخچه. 3 1-3- هدف پایان نامه. 6 1-4- محتویات پایان نامه. 6 فصل 2: ساختمان بال و مواد سازنده 2-1- مقدمه. 9 2-2- پیکربندی بال.. 10 2-2-1- انواع بال.. 10 2-2-2- جایگاه و شکل بال.. 11 2-3- اجزای تشکیل دهنده بال.. 12 2-3-1- تیرکهای طولی بال.. 13 2-3-2- تیغه یا دندههای عرضی.. 15 2-3-3- اجزای طولی تقویت کننده. 16 2-3-4- اجزای تقویت کننده و استحکام بخش…. 16 2-3-5- پوسته بال.. 16 2-4- پارامترهای هندسی بال.. 16 2-4-1- نسبت منظری.. 16 2-4-2- نسبت مخروطی.. 17 2-4-3- زاویه عقبگرد. 18 2-4-4- زاویه دایهدرال یا هفتی.. 18 2-4-5- پیچش بال.. 19 2-5- سطوح کنترلی بال.. 20 2-5-1- شهپر. 20 2-5-2- کاهنده برآ 21 2-6- مواد سازنده اجزای هواپیما 24 2-6-1- خواص مواد پرکاربرد در هواپیما 25 فصل 3: بارگذاری 3-1- مقدمه. 29 3-2- ضریب بار. 31 3-2-1- ماکزیمم ضریب بار مانور. 32 3-2-2- ضریب بار ناشی از جریان ناگهانی هوا 34 3-3- بارهای حدی و نهایی.. 35 3-4- معیارهای طراحی سازه. 36 3-5- خواص جوی.. 37 3-6- طراحی بارهای ناشی از سوخت و روغن.. 38 3-7- پوش مانور پروازی.. 40 3-7-1- نیروهای ناشی از تندباد و تلاطم.. 42 3-8- بارگذاری سازه بال مطابق با استاندارد FAR 25.. 42 3-8-1- کلیات.. 43 3-8-2- بارهای پروازی.. 45 3-8-3- بارهای مکمل.. 48 3-8-4- بارهای سطوح کنترلی و بارهای سیستمی.. 48 3-8-5- بارهای زمینی.. 49 3-8-6- بارهای ناشی از خستگی و خوردگی.. 49 فصل 4: تئوری 4-1- تحلیل استاتیکی.. 51 4-2- تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودها 51 4-2-1- روش اجزای محدود. 52 4-2-2- روش تفاضل محدود. 55 4-2-3- روش المان مرزی.. 55 4-3- تحلیل دینامیکی در نرم افزار اجزای محدود. 55 4-3-1- تحلیل با بهره گرفتن از مقادیر ویژه. 56 4-3-2- تحلیل پاسخ فرکانسی خطی.. 57 4-3-3- تحلیل پاسخ گذرای خطی.. 58 4-4- مبانی آیروالاستیسیته استاتیکی و دینامیکی.. 60 4-4-1- پدیدههای آیروالاستیک استاتیکی.. 61 4-4-2- پدیدههای آیروالاستیک دینامیکی.. 65 4-4-3- روش حل و تحلیل رفتار دینامیکی.. 78 فصل 5: مدلسازی کامپیوتری 5-1- مقدمه. 82 5-2- مدلسازی بال.. 82 5-3- سیستم سوخت در هواپیما 85 5-3-1- تعیین محل دقیق مخازن سوخت… 86 5-4- تحلیل سازهای.. 87 5-5- مدل بارگذاری.. 89 فصل 6: شبیه سازی عددی و ارائه نتایج 6-1- مقدمه. 94 6-2- اعتبارسنجی مدل سازهای.. 94 6-3- تحلیل استاتیکی.. 95 6-3-1- تحلیل تنش برای ضریب بارهای مختلف… 95 6-3-2- بررسی زاویه نصب دندههای عرضی.. 103 6-3-3- بررسی سطح مقطع تیرک طولی.. 106 6-3-4- تحلیل سوخت… 108 6-4- تحلیل فرکانسی.. 110 6-5- تحلیل آیروالاستیسیته. 112 6-5-1- تحلیل فلاتر بال دارای شکستگی مدلسازی شده. 119 فصل 7: جمع بندی و ارائه نتایج 7-1- مقدمه. 127 7-2- نتیجه گیری.. 127 7-2-1- تحلیل تنش…. 127 7-2-2- تحلیل آیروالاستیک… 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 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 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 شکل 6-19: جابجایی عمودی بال برای تیرک طولی با سطح مقطع A1= 12551.271 mm2. 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 شكل6-26: مقایسه فرکانس فلاتر بر حسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت TR شكل6-27: مقایسه سرعت فلاتر بر حسب نسبت مخروطی برای زوایای عقبگرد مختلف شكل6-28: مقایسه فرکانس فلاتر بر حسب نسبت مخروطی برای زوایای عقبگرد مختلف 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 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 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 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 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 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
[یکشنبه 1398-07-14] [ 12:51:00 ق.ظ ]
لینک ثابت |