پایان نامه مدلسازی و تحلیل آیروالاستیک بال وبدنه یک هواپیمای جنگنده

متن کامل پایان نامه مقطع کارشناسی ارشد رشته :مکانیک

گرایش :هوافضا

عنوان :  مدلسازی و تحلیل آیروالاستیک بال وبدنه یک هواپیمای جنگنده

دانشگاه شیراز

دانشکده مهندسی مکانیک

پایان ­نامه کارشناسی ارشد در

رشته مهندسی هوافضا (آئرودینامیک)

مدلسازی و تحلیل آیروالاستیک بال وبدنه یک هواپیمای جنگنده

استاد راهنما:

دکتر سید احمد فاضل زاده

اسفند ماه ۱۳۹۱

 
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)
فهرست مطالب
عنوان                                                                                                         صفحه
فهرست جدول­ها. ر
فهرست شکل­ها. ش
فهرست نشانه­ های اختصاری ف
فصل اول: مقدمه. ۱
۱-۱- پیشگفتار ۱
۱-۲-تاریخچه رویدادهای آیروالاستیسیته و فلاتر. ۳
۱-۳-هدف تحقیق ۱۹
فصل دوم: مبانی آیروالاستیسیته. ۲۱
۲-۱- مقدمه. ۲۱
۲-۲- آیروالاستیسیته. ۲۲
۲-۳- مدل تیر برای بال یک بعدی ۲۶
۲-۳-۱- دیدگاه مقادیر ویژه و توابع ویژه ۲۹
۲-۳-۲- روش گالرکین با در نظر گرفتن خواص بال متغیر. ۳۱
۲-۴- آنالیز کلاسیک فلاتر. ۳۶
۲-۴-۱- فلاتردر سیستم های دو درجه آزادی ۳۷
۲-۴-۲- روش های مهندسی برای تعیین فلاتر. ۴۰
۲-۴-۲-۱- روش فرکانسی ۴۱
۲-۴-۲-۲- روش v-g(روش k) 42
2-4-2-3- روش مقادیر ویژه ۴۴
۲-۵- آنالیز فلاتر در نرم افزار ۴۵
۲-۵- ۱-تکنیکهای حل فلاتر در نرم­افزار ۴۹
۲-۵-۲- روش k- 50
2-5-3- روش p-k. 52
فصل سوم: تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودها ۵۶
۳-۱- مقدمه. ۵۶
۳-۲- روش های عددی. ۵۷
۳-۳- روش شکل مودهای فرضی. ۶۱
۳-۳-۱- بدست آوردن معالات حرکت جرمهای متمرکز ۶۱
۳-۳-۲- بدست آوردن شکل مودها و فرکانسهای طبیعی. ۶۶
۳-۳-۳- حل معادله ارتعاشی سیستم با بهره گرفتن از مختصات نرمال. ۶۷
۳-۲- روش المان محدود ۶۸
۳-۳- آنالیز مودال در نرمافزار تحلیل المان محدود ۷۰
۳-۳-۱- روش های محاسبه مودهای نرمال. ۷۲
فصل چهارم: مبانی آیرودینامیک. ۷۵
۴-۱- مقدمه. ۷۵
۴-۲- نظریه کلاسیک خط برآزای پرانتل. ۷۶
۴-۳- محاسبات آیرودینامیکی نرم­افزار تحلیل آیروالاستیک ۸۲
۴-۳-۱- معادلات انتگرالی اغتشاشات کوچک خطی شده ۸۲
۴-۳-۲- ضرایب فشار و شرایط مرزی ناپایدار ۸۶
۴-۳-۳-الگوی شبکه بندی پیکره یک هواپیما ۸۹
۴-۳-۴-گسسته سازی انتگرال دابلت و چشمه. ۹۱
۴-۳-۵-معادلات ماتریسی برای حل فشار ناپایدار ۹۳
۴-۳-۶-ماتریس ضرایب موثر آیرودینامیکی. ۹۶
۴-۳-۷-درجه آزادی مرتبه J و مرتبه K برای ماتریس ضرایب موثر آیرودینامیکی. ۹۸
فصل پنجم: شبیه سازی عددی و ارائه نتایج ۱۰۱
۵-۱- مقدمه. ۱۰۱
۵-۲- بالهای دو بعدی. ۱۰۲
۵-۲-۱- تحلیل آیروالاستیک بال با زاویه سوئیپ ۱۵ درجه. ۱۰۲
۵-۲-۲- تحلیل ارتعاشات آزاد بال مثلثی در رژیمهای مختلف جریان. ۱۰۵
فهرست جداول
عنوان                                                                                                     صفحه
جدول۱-۱- کمترین فرکانس طبیعی ارتعاشی چند نوع هواپیمای مختلف [۳]، [۴] ۲
جدول ۲-۱. نوع حرکت و مشخصه‌ های پایداری برای مقادیر مختلف و ۳۶
جدول ۵-۱. مشخصات فیزیکی آلیاژ بال مورد آزمایش. ۱۰۲
جدول ۵-۲. مقایسه نتایج نرمافزار و فرکانسهای طبیعی ارائه شده در مرجع[۱۳] ۱۰۳
جدول ۵-۳: مقایسه سرعت و فرکانس فلاتر بال با زاویه سوئیپ ۱۵ درجه با تست های تونل باد  ۱۰۵
جدول ۵-۴. مقایسه نتایج نرمافزار و فرکانسهای طبیعی ارائه شده در مرجع[۱۳] ۱۰۶
جدول ۵-۵. مقایسه سرعت و فرکانس فلاتر بال مثلثی در رژیمهای مختلف جریان. ۱۰۹
فهرست شکل­ها
عنوان                                                                                                     صفحه
شکل۱-۱. سازه پروازی پرفسور لانگلی درست قبل از پرتاب شدن از سامانه رهایش آن. ۵
شکل۱-۲. هواپیمای بمب افکن دوباله Handly page 0/400. 6
شکل۱-۳. عکس سمت چپ آلباتروس و عکس سمت راست فوکر. ۷
شکل۱-۴. روش های تجربی تست فلاتر قبل از پیدایش تونل های باد گذر صوتی ۱۵
شکل۱-۵. پاکت پروازی یک جنگنده متداول. ۱۹
شکل۱-۶. ۳ نمای یک جنگنده رایج. ۲۰
شکل ۲-۱. تعاریف آیروالاستیسیته. ۲۲
شکل ۲-۲. مراحل معمول بررسی فلاتر ۲۶
شکل ۲-۳. بررسی پایداری سیستم از روی پاسخ های آن. ۳۶
شکل ۲-۴. مدل آئروالاستیک مقطع بال. ۳۸
شکل ۲-۵. نمودار قسمتهای حقیقی و موهومی نسبت به سرعت ۴۱
شکل ۲-۶. اثر میرایی سازه ای در یافتن سرعت فلاتر ۴۴
شکل ۲-۷. نمودار تابعی نیروهای آیروالاستیک ۴۶
شکل< br />۳‑۱. جرم کسسته بال هواپیما ۶۲
شکل ۳‑۲. مدل جرم گسسته نیمی از بال. ۶۳
شکل ۳‑۳. شکل مودهای یک تیر دو سر مفصل. ۷۱
شکل ۳-۴. مقایسه هر یک از روش های فوق. ۷۳
شکل ۳-۵. تعداد گره های انتخاب شده در هر نیم سیکل. ۷۴
شکل۴‑۱. بال هایی با نسبت منظری کم. ۷۶
شکل۴‑۲. خط برآزا قرار گرفته در دهانه بال. ۷۶
شکل۴‑۳. استفاده از چند خط برآزا بر روی یک بال. ۷۷
شکل۴‑۴. نمای افقی بال متناهی ۷۹
شکل۴‑۵. بال و نقطه کنترل گردابه نعل اسبی روی آن. ۸۱
شکل۴‑۶. بال پوشانده شده با تعداد متناهی گردابه نعل اسبی ۸۲
شکل۴‑۷. تعریف سطح بال و دنباله های پشت آن. ۸۶
شکل۴‑۸. مولفه های آیرودینامیکی بال و بدنه هواپیما ۹۰
شکل۴‑۹. فلوچارت محاسبه ضرایب فشار ناپایدار ۹۷
شکل۵-۱. شکل سطح مقطع بال مورد آزمایش. ۱۰۲
شکل۵-۲. شکل چهار مود اولیه ارائه شده در نرم افزار مدلسازی المان محدود. ۱۰۳
شکل۵-۳. تغییرات میرایی نسبت ب
ه تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه ۱۰۴
شکل۵-۴. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه ۱۰۴
شکل ۵-۵: الف)شکل هندسی و ب)سطح مقطع بال مثلثی مورد آزمایش در رژیمهای مختلف جریان   ۱۰۵
شکل۵-۶. شکل چهار مود اولیه ارائه شده در نرم افزار مدلسازی المان محدود. ۱۰۶
شکل۵-۷. تغییرات میرایی نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه ۱۰۷
شکل۵-۸. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه ۱۰۷
شکل۵-۹. تغییرات میرایی نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه ۱۰۷
شکل۵-۱۰. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه  ۱۰۸
شکل۵-۱۱. تغییرات میرایی نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه ۱۰۸
شکل۵-۱۲. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه  ۱۰۸
فهرست علائم
 
 

سطح مقطع بال
نسبت منظری بال
فاصله بی بعد محور الاستیک از محور مرجع
بردار شتاب هر نقطه بر روی بال
بردار شتاب اجرام متمرکز
اندازه وتر بال ) (
تابع تئودرسون
فاصله بین مرکز آئرودینامیک و محور الاستیک
مدول یانگ
فاصله مرکز جرم اجرام متمرکز تا محور الاستیک
سختی خمشی بال
مؤلفه های جابجایی
سختی پیچشی بال
مدول برشی عرضی
مدول برشی صفحه‌ای
شتاب گرانش
مولفه‌های نیروهای حجمی
جابجایی خمشی بال
سیستم مختصات مطلق( سیستم مختصات متصل شده به هواپیما)
سیستم مختصات محلی( سیستم مختصات بال)
ممان اینرسی جرمی حول محور الاستیک
فرکانس کاهش یافته( )
شعاع ژیراسیون اجرام متمرکز
نیروی برا
اندازه طول بال
گشتاور پیچشی
جام بال در واحد طول
سرعت زاویه‌ای مانور غلتش
سرعت زاویه‌ای بی بعد مانور غلتش( )
مولفه عمودی فشار دینامیکی وارد بر لبه بال
فشار واگرایی عمودی
پارامترِ ویژگی ارتجاعی برش عرضی
بردار موقعیت هر نقطه بر روی بال
بردار موقعیت اجرام متمرکز
انرژی جنبشی بال
انرژی جنبشی اجرام متمرکز
زمان
انرژی پتانسیل بال
انرژی پتانسیل اجرام متمرکز
مؤلفه های بردار جابجایی
مولفه های جابجایی در صفحه مرجع
بردار سرعت هر نقطه بر روی بال
بردار سرعت اجرام متمرکز
سرعت جریان سیال و مؤلفه عمود آن بر محور مرجع
سرعت فلاتر
سرعت واگرایی
کار نیروهای ناپایستار
فاصله بین محور الاستیک تا محور مرجع
فاصله محور الاستیک از مرکز جرم
سیستم مختصات بال
سیستم مختصات ثابت شده بر روی هواپیما
فاصله اجرام متمرکز از مبداء مختصات
فهرست علائم یونانی
عملگر تغییراتی
دلتای دیراک
زاویه عقب‌گرد بال
چگالی بال
چگالی اجرام متمرکز
چگال سیال
زاویه پیچش
زاویه حمله ساختاری بال
زاویه حمله موثر
فرکانس
فرکانس فلاتر
فرکانس دورانی
فرکانس دورانی فلاتر
فرکانس ساختاری مود اول خمش( )
فرکانس بی‌بعد( )
فرکانس بی‌بعد فلاتر( )
پارامتر بی‌بعد سرعت
پارامتر بی‌بعد سرعت فلاتر( )
ضریب پواسون
مؤلفه های تنش و کرنشو
فاصله بی‌بعد اجرام متمرکز از مبدأ مختصات( )
فاصله بی‌بعد اجرام متمرکز از محور الاستیک( )
نسبت جرم اجرام متمرکز به جرم بال( )

فصل اول- مقدمه
 
 
۱-۱- پیشگفتار
از پرواز ناموفق هواپیمای ساموئل لانگلی در سال ۱۹۰۳ تا سانحه فضاپیمای شاتل در سال ۲۰۰۳ سوانح بیشماری به نحوی متاثر از ناپایداری­های آیروالاستیک استاتیکی و دینامیکی و شاخه های مرتبط با آن بوده ­اند.
معادلات حرکت هواپیما عموما با فرض صلبیت سازه هواپیما بدست می­آیند و از اثرات انعطاف­پذیری سازه صرف نظر می­گردد. در مواردی که فرکانس­های طبیعی دینامیک هواپیما با فرض صلبیت، اختلاف زیادی با فرکانس­های طبیعی ارتعاشی سازه داشته باشند فرض صلبیت جهت تحلیل دینامیکی هواپیما تا حد قابل قبولی با واقعیت سازگار خواهد بود. اما با افزایش انعطاف پذیری سازه و کاهش فرکانس­های طبیعی ارتعاشی سازه این اختلاف کاهش یافته و فرض صلبیت سازه دیگر قابل قبول نخواهد بود. این امر متخصصین این رشته را بر آن داشته است که در بدست آوردن معادلات حرکت هواپیما، انعطاف پذیری سازه را نیز مد نظر قرار دهند.
با ساخت هواپیماهای بزرگتر با بدنه طویل و دهانه بال بسیار بیشتر در دهه پنجاه میلادی و نیز بکارگیری موتور جت و افزایش سرعت هواپیماها مشکلات متعددی که بعضا منجر به سوانح مرگباری گردید، پدیدار گشت. همچنین بکارگیری آلیاژهای جدید و مواد مرکب نوظهور در سالهای بعد باعث افزایش چشمگیر انعطاف پذیری سازه گردید، به گونه ای که عدم در نظر گرفتن انعطاف پذیری سازه در هواپیماهای با سرعت زیر صوت و گذر صوت بزرگ و نیز جنگنده­های مافوق صوت نه تنها باعث کاهش دقت و صحت تحلیل­ها می­گردید، بلکه نتایجی کاملا نادرست را در اختیار تحلیل گران قرار می­داد.
در حقیقت مودهای دینامیک پرواز و مودهای ارتعاشی سازه با یکدیگر کوپل[۱] می­باشند[۱]، [۲]. اما این وابستگی به طور معمول در هواپیماهای کوچک و کم سرعت در مقایسه با هواپیماهای بزرگ و پرسرعت بسیار کمتر می­باشد. زیرا در هواپیماهای کوچک و کم سرعت فرکانس طبیعی مودهای پروازی طولی و عرضی شامل دوره کوتاه[۲] و فوگوید[۳] ، رول[۴]، داچرول[۵] و اسپیرال[۶] بسیار کمتر از فرکانسهای طبیعی ارتعاشی سازه می باشند. به گونه­ای که وابستگی مودهای پروازی و ارتعاشی سازه قابل صرفنظر کردن بوده و عدم در نظر گرفتن انعطاف پذیری سازه باعث بروز خطای قابل ملاحظه ای نمی گردد.
جدول۱-۱- کمترین فرکانس طبیعی ارتعاشی چند نوع هواپیمای مختلف [۳]، [۴].

نام هواپیمانوع هواپیمافرکانس طبیعی
B-1بمب افکن مافوق صوت۱۳
کنکوردمسافربری مافوق صوت۱۳
C-5ترابری سنگین۱۱
ارباس ۳۸۰مسافربری سنگین۶.۲۵

در جدول ۱-۱ کمترین فرکانس طبیعی تعدادی از هواپیماها مورد مقایسه قرار گرفته است[۳]. مشاهده می­گردد که در هواپیماهایی مانند کنکورد، B-1 و C-5 کمترین فرکانس طبیعی در محدوده ۱۱ الی۱۳ رادیان بر ثانیه می باشد.
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 رایت، تاکنون 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 بال منتهی می شود.
در این فصل پس از مرور تاریخچه رویدادهای آیروالاستیسیته و پژوهش های انجام گرفته در زمینه بالهای آئروالاستیک، هدف این پژوهش ارائه گردیده است.
[۱] Coupled
[2] Short Period
[3] Long Period
[4] Roll
[5] Duch-roll
[6] Spiral
تعداد صفحه : ۱۲۷
قیمت : ۱۴۷۰۰ تومان

بلافاصله پس از پرداخت لینک دانلود فایل در اختیار شما قرار می گیرد

و در ضمن فایل خریداری شده به ایمیل شما ارسال می شود.

پشتیبانی سایت :               [email protected]

در صورتی که مشکلی با پرداخت آنلاین دارید می توانید مبلغ مورد نظر برای هر فایل را کارت به کارت کرده و فایل درخواستی و اطلاعات واریز را به ایمیل ما ارسال کنید تا فایل را از طریق ایمیل دریافت کنید.

***  *** ***

مطلب پیشنهادی
متن کامل مقاله رشته : حقوق عنوان : بررسی مفهوم اجرا…
Cresta Posts Box by CP