به نام خدا
دانشکده مهندسی مکانیک
بخش: مکانیک جامدات
مهندسی مکانیک – طراحی کاربردی
عنوان پایان نامه:
مدلسازی و تحلیل سازهای بال هواپیمای تجاری
Structural Modeling and Analysis of Commercial Aircraft wing
به کوشش:
حسین بهشت آیین(901197)
استاد راهنما:
دکتر سید احمد فاضل زاده
سپاسگزاری
سپاس ایزد یکتا را که به انسان توانایی و دانایی بخشید تا به بندگانش شفقت ورزد، مهربانی کند و در حل مشکلاتشان یاری‌شان نماید؛ از راحت خویش بگذرد و آسایش هم‌نوعان را مقدم دارد، با او معامله کند و در این خلوص انباز نگیرد و خوش باشد که پروردگار سمیع و بصیر است.
سپاس تمامی آموزگارانم که به من اندیشیدن، مهربانی، راستی، ادب، اخلاق و آزادگی آموختند. همچنین از استاد عزیزم، آقای دکتر سید احمد فاضل زاده به خاطر همراهی‌ وکمک‌های بی‌دریغشان در تهیه این پایا‌ن‌نامه بسیار سپاس‌گزارم. از اساتید گران‌قدر، آقای دکتر مزیدی و آقای دکتر نایبی نیز که مشاوره و داوری این پایا‌ن‌نامه را به عهده داشتند، سپاس‌گزارم. از دوست خوبم محمدرضا محمدی نیز به خاطر راهنمایی‌ها و کمک‌های ارزنده‌شان سپاس‌گزارم.
چکيده
مدلسازی و تحلیل سازهای بال هواپیمای تجاری
به کوشش
حسین بهشتآیین
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 استفاده 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 استفاده 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 استفاده 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- پیشگفتار2
1-2- تاریخچه3
1-3- هدف پایان نامه6
1-4- محتویات پایان نامه6
فصل 2: ساختمان بال و مواد سازنده
2-1- مقدمه9
2-2- پیکربندی بال10
2-2-1- انواع بال10
2-2-2- جایگاه و شکل بال11
2-3- اجزای تشکیل دهنده بال12
2-3-1- تیرکهای طولی بال13
2-3-2- تیغه یا دندههای عرضی15
2-3-3- اجزای طولی تقویت کننده16
2-3-4- اجزای تقویت کننده و استحکام بخش16
2-3-5- پوسته بال16
2-4- پارامترهای هندسی بال16
2-4-1- نسبت منظری16
2-4-2- نسبت مخروطی17
2-4-3- زاویه عقبگرد18
2-4-4- زاویه دایهدرال یا هفتی18
2-4-5- پیچش بال19
2-5- سطوح کنترلی بال20
2-5-1- شهپر20
2-5-2- کاهنده برآ21
2-6- مواد سازنده اجزای هواپیما24
2-6-1- خواص مواد پرکاربرد در هواپیما25
فصل 3: بارگذاری
3-1- مقدمه29
3-2- ضریب بار31
3-2-1- ماکزیمم ضریب بار مانور32
3-2-2- ضریب بار ناشی از جریان ناگهانی هوا34
3-3- بارهای حدی و نهایی35
3-4- معیارهای طراحی سازه36
3-5- خواص جوی37
3-6- طراحی بارهای ناشی از سوخت و روغن38
3-7- پوش مانور پروازی40
3-7-1- نیروهای ناشی از تندباد و تلاطم42
3-8- بارگذاری سازه بال مطابق با استاندارد FAR 2542
3-8-1- کلیات43
3-8-2- بارهای پروازی45
3-8-3- بارهای مکمل48
3-8-4- بارهای سطوح کنترلی و بارهای سیستمی48
3-8-5- بارهای زمینی49
3-8-6- بارهای ناشی از خستگی و خوردگی49
فصل 4: تئوری
4-1- تحلیل استاتیکی51
4-2- تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودها51
4-2-1- روش اجزای محدود52
4-2-2- روش تفاضل محدود55
4-2-3- روش المان مرزی55
4-3- تحلیل دینامیکی در نرم افزار اجزای محدود55
4-3-1- تحلیل با استفاده از مقادیر ویژه56
4-3-2- تحلیل پاسخ فرکانسی خطی57
4-3-3- تحلیل پاسخ گذرای خطی58
4-4- مباني آیروالاستيسيته استاتيکي و ديناميکي60
4-4-1- پديدههاي آیروالاستيک استاتيکي61
4-4-2- پديدههاي آیروالاستيک ديناميکي65
4-4-3- روش حل و تحليل رفتار ديناميکي78
فصل 5: مدلسازی کامپیوتری
5-1- مقدمه82
5-2- مدلسازی بال82
5-3- سیستم سوخت در هواپیما85
5-3-1- تعیین محل دقیق مخازن سوخت86
5-4- تحلیل سازهای87
5-5- مدل بارگذاری89
فصل 6: شبیه سازی عددی و ارائه نتایج
6-1- مقدمه94
6-2- اعتبارسنجی مدل سازهای94
6-3- تحلیل استاتیکی95
6-3-1- تحلیل تنش برای ضریب بارهای مختلف95
6-3-2- بررسی زاویه نصب دندههای عرضی103
6-3-3- بررسی سطح مقطع تیرک طولی106
6-3-4- تحلیل سوخت108
6-4- تحلیل فرکانسی110
6-5- تحلیل آیروالاستیسیته112
6-5-1- تحلیل فلاتر بال دارای شکستگی مدلسازی شده119
فصل 7: جمع بندی و ارائه نتایج
7-1- مقدمه127
7-2- نتیجه گیری127
7-2-1- تحلیل تنش127
7-2-2- تحلیل آیروالاستیک128
7-3- ارائه پیشنهاد128
فهرست شکلها
شکل2-1: اجزای سازنده بال9
شکل2-2: محل نصب و شکل بال11
شکل2-3: انواع هواپیما از جهت محل عمودی نصب بال12
شکل2-4: نامگذاری اجزای بال12
شکل2-5: اجزای تشکیل دهنده تیرک طولی13
شکل2-6: انواع رایج تیرکهای طولی14
شکل2-7: انواع بال بر اساس نسبت مخروطی17
شکل2-8: زوایای دایهدرال و انهدرال19
شکل2-9: اثر زاویه دایهدرال در پایداری عرضی19
شکل2-10: سطوح کنترلی بال20
شکل2-11: ایجاد غلتش در هواپیما به وسیله کاهنده برآ23
شکل2-12: کاربرد مواد مختلف در نمونه هواپیمای مسافربری27
شکل3-1: مجموعهای از بارهای وارده به هواپیما31
شکل3-2: تعادل پروازی هواپیما32
شکل3-3: نمونهای از بارهای وارده به بال هواپیما بر حسب مسیر پروازی33
شکل3-4: نیروی وزن و برآی وارده به هواپیما38
شکل3-5: اثرات توزیع سوخت بر خمش بال40
شکل3-6: دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری41
شکل4-1: نمایش پاسخ فرکانسی مختلط57
شکل 4-2: مسائل مطرح شده در آیروالاستیسیته61
شكل4-3: مدل تير براي بال يک بعدي63
شکل4-4: بررسي پايداري سيستم از روي پاسخهاي آن70
شکل4-5: مدل آیروالاستيک مقطع بال72
شکل4-6: نمودار قسمتهاي حقيقي و موهومي نسبت به سرعت 75
شکل4-7: اثر ميرايي سازهاي در يافتن سرعت فلاتر77
شکل 5-1: نقشه بال ایرباس32083
شکل5-2: مکان قرارگیری تیرکهای طولی84
شکل5-3: نمای شماتیک بال طراحی شده85
شکل5-4: چند حالت مختصات هندسی مخزن سوخت در بال در مقایسه با میزان آزادی بال از زیر بار گشتاور خمشی85
شکل5-5: نمای کلی محل و قسمت بندی مخازن سوخت در هواپیمای ایرباس 32087
شکل5-6: مراحل تحلیل یک مدل در نرم افزار Abaqus88
شکل5-7: توزیع نیروی برآ و توزیع بار ناشی از وزن سوخت90
شکل6-1: دو حالت متفاوت برای اعتبارسنجی مدل سازهای94
شکل 6-2: جابجایی عمودی بال بر حسب تعداد گرهها96
شکل6-3: کانتور تنش فون مایسز در تیرکهای طولی برای n=2.597
شکل6-4: کانتور تنش فون مایسز در دندههای عرضی بال برای n=2.597
شکل6-5: کانتور تنش در دندههای عرضی ریشه، شکستگی و نوک بال برای n=2.598
شکل 6-6: تنشهای عمودی و برشی ماکزیمم در دندههای عرضی ریشه و محل شکستگی بال
برای n=2.599
شکل6-7: کانتور تغییر مکان عمودی بال در حالتهای مختلف پروازی100
شکل 6-8: تغییرات تنش در طول بال در تیرک طولی جلویی برای سه حالت پروازی مختلف101
شکل 6-9: تغییرات تنش در طول بال در تیرک طولی پشتی برای سه حالت پروازی مختلف101
شکل6-10: تغییرات ضریب اطمینان در طول بال در تیرک طولی جلویی102
شکل6-11: تغییرات ضریب اطمینان در طول بال در تیرک طولی پشتی102
شکل 6-12: نمایش قرارگیری دندههای عرضی بال با زاویههای نصب مختلف103
شکل 6-13: تاثیر حالتهای متفاوت دندههای عرضی بر توزیع تنش در ریشه بال104
شکل 6-14: جابجایی نوک بال برای حالتهای متفاوت زاویه نصب دندههای عرضی104
شکل 6-15: توزیع تنش فون مایسز در راستای طول بال در تیرک جلویی برای حالتهای متفاوت زاویه نصب دندههای عرضی105
شکل 6-16: جابجایی بال در راستای طول بال105
شکل 6-17: توزیع تنش در ریشه بال برای سطح مقطع متفاوت تیرکهای طولی106
شکل 6-18: جابجایی نوک بال برای تیرکهای طولی با سطح مقطع متفاوت107
شکل 6-19: جابجایی عمودی بال برای تیرک طولی با سطح مقطع A1= 12551.271 mm2107
شکل 6-20: توزیع تنش در طول بال در تیرک جلویی برای حالتهای متفاوت مصرف سوخت109
شکل 6-21: جابجایی در طول بال برای حالتهای متفاوت مصرف سوخت109
شکل6-22: همگرایی فرکانس اول بر حسب تعداد گرهها110
شکل 6-23: مودهای فرکانسی بال112
شكل6-24: نمایش محور الاستیک و سطح مقطع تیر مخروطی113
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=0117
شكل6-30: مقایسه فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0117
شكل6-31: مقایسه سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8118
شكل6-32: مقایسه فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8118
شكل6-33: مقایسه سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=0119
شكل6-34: مقایسه سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=45119
شكل6-35: بال طراحی شده در نرم افزار CATIA120
شكل6-36: سیستمهای مختصات و سطح مقطع بال دارای شکستگی121
شكل6-37: تغییرات ممان اینرسی و ممان اینرسی قطبی نسبت به فاصله از ریشه بال122
شكل6-38: تغییرات سرعت فلاتر نسبت به زاویه عقبگرد برای ارتفاعهای پروازی متفاوت123
شکل6-39: تغییرات سرعت فلاتر نسبت به افزایش ارتفاع به ازای زوایای عقبگرد متفاوت124
شکل6-40: تغییرات سرعت فلاتر نسبت به λ به ازای زاویه عقبگرد23.4 =Λ124
فهرست جدولها
جدول2-1: کاربرد مواد مرکب در هواپیماهای پیشرفته26
جدول 2-2: فواید و معایب استفاده از مواد مرکب27
جدول3-1: متوسط ضریب بار انواع هواپیما32
جدول4-1: نوع حرکت و مشخصههاي پايداري براي مقادير مختلف و 70
جدول5-1: مشخصات بال طراحی شده84
جدول5-2: عنوان و حجم مخازن سوخت در هواپیمای ایرباس 32086
جدول5-3: خصوصیات المانهای به کار برده شده Abaqus88
جدول5-4: خواص مکانیکی آلومینیوم89
جدول6-1: بیشترین جابجایی برای حالت195
جدول6-2: بیشترین جابجایی برای حالت295
جدول6-3: مقایسه ماکزیمم جابجایی عمودی و تنش در المانهای جامد و پوستهای96
جدول 6-4: حالتهای مختلف استفاده از مخازن سوخت108
جدول6-5: فرکانسهای طبیعی بال طراحی شده توسط تحلیل اجزای محدود110
جدول 6-6: مقايسه سرعت و فركانس فلاتر براي يک بال يکنواخت113
جدول6-7: مشخصات بال طراحی شده120
جدول6-8: سرعت و فرکانس فلاتر بال دارای شکستگی122
جدول6-9: سرعت و فرکانس فلاتر نسبت به تغییرات λدر ارتفاع 5182 متر125
جدول6-10: سرعت و فرکانس فلاتر نسبت به تغییرات λدر ارتفاع 10058 متر125
فصل اول
مقدمه
1-1- 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 میآید و این قسمت از هواپیما را معمولا قبل از بدنه، دم و دیگر اجزای هواپیما طراحی میکنند. 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 میشود. 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 استفاده از روش اجزای محدود استفاده شوند. بدون شک افتخار داشتن عنوان اولین کسی که این روش را برای حل مسایل مهندسی ابداع نمود، به کورانت1میرسد. 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 کلاگ2در مقالهای اصطلاح اجزای محدود را به کار برد، این روش عمومیت یافت. اين مقاله كاربرد اجزای محدود ساده (ميلههاي مفصل شده و ورق مثلثي) براي تحليل سازه هواپيما را نشان ميدهد]1و2[. همراه با توسعه كامپيوترهاي ديجيتالي با سرعتهاي بالا، كاربرد روش اجزای محدود هم با نرخ فزايندهاي پيشرفت 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. پديدههاي ناپايداري استاتيكي و ديناميكي، واگرایي و فلاتر، ميتوانند باعث از هم گسيختگي سازههاي هوایي شوند. بر اساس آناليز پايداري خطي، نوسانات بالاي آنچه که سرعت فلاتر ناميده ميشود، ميرا نميشوند و دامنه آنها به صورت نامحدود افزايش مييابد و به فروپاشي دم یا بال منتهي ميشود.
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 زمینههای 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 نثیر3 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 سوزوکی4 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 کندی5 و مارتین6 مورد بررسی قرار گرفته است[11]. موچٌاندی7 و همکارانش با در نظر گرفتن آلیاژ آلومینیوم به عنوان جنس سازنده، تاثیر انواع سطح مقطع تیرک طولی و مخروطی شدن تیرک را با استفاده از روش اجزای محدود بر توزیع تنش، مورد بررسی قرار دادند[12]. گائو8 و همکارانش عملکرد دو نوع متفاوت سوراخها و تقویت کنندههای گوناگون در یک تیرک با سطح مقطع C شکل تحت بار برشی استاتیکی را بررسی کردند[13]. چیت9 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]. هاراکار10 و همکارانش با قرار دادن بارهای مختلف روی بال معمولی، با استفاده 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]. اوزوزترک11 تحلیل آیرودینامیکی، سازهای و آیروالاستیک یک هواپیمای بدون سرنشین را بررسی کرد. تحلیل سازهای بال تحت بارهای آیرودینامیکی حدی در دیاگرام V-n، با استفاده 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 ژانگ12 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]. سیوالد13 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]. آنتیلا14 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]. کمار15 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 سازه‌هاي هوايي مساله‌اي بسيار قديمي است و کتاب‌های بسياري در اين زمینه چاپ شده است[3-5، 26 و 27]. اولین مطالعات بر روی مساله فلاتر در سال 1916 توسط لانچستر16 و همکارانش در جریان جنگ جهانی اول در مورد مسائل فلاتر بمب افکن هندی پاگ17 انجام گرفته است[4]. یکی از اولین مطالعات انجام گرفته در مورد آیروالاستیسیته بال هواپیما مقالهای از گلند18 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]. هاسنر19 و استین20 فلاتر یک بال با زاویه عقبگرد را در رژیم جریانی مادون صوت بررسی کردند[30]. پاتیل21 و هاجز22 رفتار غیرخطی یک تیر یک سر درگیر را مورد بررسی قرار دادند[31]. گرن23 و لیبرسکیو فلاتر و واگرایی یک بال پیشرفته بازاویه عقبگرد را که جرمهای متمرکز در طول و نوک خود حمل میکند، تحت بارگذاری ناپایا بدست آورده و مورد بررسی قرار دادند[32]. کوین24 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]. پنگ25 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]. بیبین26 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].
1-3- هدف پایان نامه
در طراحی هواپیما، تحلیل استاتیکی و دینامیکی و پیدا کردن نقاط بحرانی حاصل از بارهای مختلف استاتیکی و دینامیکی و تاثیر پارامترهای مختلف بر طراحی حایز اهمیت است. طی پروژه حاضر بال یک هواپیمای مسافربری با استفاده از نرم افزار CATIA مدلسازی شده و تحلیل استاتیکی و دینامیکی این مجموعه مورد بحث قرار میگیرد. تحلیل استاتیکی و دینامیکی در نرم افزار ABAQUS انجام خواهد شد. اثر پارامترهای طراحی نظیر پارامترهای فیزیکی و هندسی بال، بارگذاریهای مختلف، تاثیر مواد گوناگون بر استحکام و کاهش وزن سازه و در پایان مقادیر تنش و دیگر پارامترها شبيه سازی عددی خواهند شد و نتايج حاصل مورد تجزيه و تحليل قرار خواهند گرفت. در پایان تحلیل پدیده فلاتر بال صورت میگیرد. همچنین تاثیر پارامترهایی مانند زاویه عقبگرد و ارتفاع پروازی روی سرعت و فرکانس فلاتر مورد بحث قرار میگیرد.
1-4- محتویات پایان نامه
پایان نامه حاضر در هفت فصل تنظیم شده است، مقدمه و تاریخچه تحقیقات انجام شده در این فصل آورده شده است.
در فصل دوم ساختمان و اجزای سازنده بال هواپیمای مسافربری معرفی شده است.
در فصل سوم بارگذاری و همچنین بارهای وارد بر بال مطابق با استاندارد FAR 25 ارائه شده است.
در فصل چهارم روند تحلیل استاتیکی و دینامیکی در نرم افزار المان محدود و همچنین تحلیل عددی آیروالاستیک بال بیان شده است.
در فصل پنجم مدلسازی کامپیوتری بال تشریح شده است.
در فصل ششم به تحلیل و بررسی نتایج پرداخته میشود.
در فصل پایانی نیز به نتیجه گیری و ارائه پیشنهادهایی برای انجام فعالیتهای آتی، پرداخته شده است.
فصل دوم
ساختمان بال و مواد سازنده
2-1- مقدمه
بالها اجزای اصلی تامین کننده نیروی برآ هستند. بالهای هواپیما از لحاظ آیرودینامیکی طوری طراحی شدهاند تا نیروی برآ مورد نیاز پرواز را تامین نمایند. از بال علاوه بر تولید نیروی برآ، برای حمل سوخت و نصب موتورها استفاده میشود. بالها باید نیروی برآی کافی به منظور حمل تمام وزن هواپیما را تولید کنند. هدف اصلی یک بال بهینه تولید نیروی برآ و کاهش نیروی پسا در حد امکان است. با عبور جریان هوا از یک بال با زاویه حمله مناسب، گرادیان فشار بوجود میآید. ناحیه کم فشار در سطح بالایی بال، در حالیکه ناحیه پر فشار در سطح زیرین بال ایجاد میشود. تفاوت در فشار دو سطح، نیروی برآی رو به بالا را تولید میکند. در هواپیماهای تجاری، جنگندهها و جتها، بال تنها به منظور تولید نیروی برآ در طی فازهای مختلف پروازی طراحی نمیشوند بلکه نقشها و وظایف دیگری نیز دارا میباشند. در هواپیماهای تجاری بالها به عنوان مخزن اصلی برای سوخت مورد نیاز پرواز استفاده میشوند. سوخت معمولا درون مخزنی که داخل جعبه بال27 قرار دارد، حمل میشود. مخازن تعبیه شده در بال مستقیما سوخت را به موتورها میرسانند. نصب این موتورها بر روی بال بارهای سازهای ایجاد میکند. در طول پرواز، بال در معرض نیروهای آیرودینامیکی، تندباد، نیروهای آیروالاستیک و سازهای قرار دارد. بنابراین بال باید از لحاظ آیرودینامیکی و سازهای به خوبی برای فراهم کردن کارایی بهینه در همه فازهای پروازی طراحی شود.
شکل2-1: اجزای سازنده بال]42[2-2- پیکربندی بال
بر اساس نوع ماموریت و رژیمهای پروازی متفاوت مادون صوت، در حد صوت، مافوق صوت و ماوراء صوت بال دارای پیکربندی و پلن فرمهای28 متفاوتی است.
2-2-1- انواع بال
شکلهای گوناگونی از بال با توجه به ماموریت هواپیما بر روی هواپیماها به کار میروند. انواع بالها را میتوان از نظر شکل و محل نصب در دو دسته کلی تقسیم بندی کرد.
بالها غالبا از نظر شکل شامل پیکربندیهای زیر هستند:
1- بالهای مستطیل شکل: به بالهایی که اندازه طول وتر بال در تمام قسمتهای بال یکسان است و شکل آنها به صورت مستطیل میباشد، گفته میشود. این نوع بال مخصوص هواپیماهای سبک و کم سرعت است و از نظر ساختمانی بسیار ساده و هزینه ساخت آن کمتر از بالهای دیگر است.
2-بالهای مثلثی: در شرایطی که لبه حمله بالها عمود بر بدنه نباشد زاویهای با آن تشکیل میدهد که به آن زاویه عقبگرد29 بال میگویند. اگر زاویه عقبگرد بال حدود 45 درجه و یا بیشتر باشد، آن را بال مثلثی مینامند.
3-بالهای با وتر متغیر: اندازه وتر مقطع این بالها در تمام طول بال یکسان نیست و معمولا هر قدر به نوک بال نزدیکتر میشویم از طول وتر کاسته میشود ولی ضخامت آن بجز قسمت نوک بال ثابت میباشد.
4-بالهای با ضخامت متغیر: طول وتر در این نوع بالها ثابت بوده ولی هر اندازه به نوک بال نزدیکتر شویم از ضخامت بال کاسته میشود.
5-بالهای با ضخامت و طول وتر متغیر: این نوع بالها ویژگی هر دو نوع بال3و4 را دارا میباشد به طوریکه هر اندازه به نوک بال نزدیک میشویم هم از طول وتر و هم از ضخامت آن کاسته میشود.
2-2-2- جایگاه و شکل بال
زمانی که جایگاه نصب بال به بدنه و شکل بال تغییر کند، پیکربندیهای متفاوتی ایجاد میشود که برخی از آنها در شکل 2-2 نشان داده شده است.
شکل2-2: محل نصب و شکل بال]43[محل عمودی بال نسبت به خط مرکزی بدنه مستقیما بر روی طراحی دیگر قسمتهای هواپیما مانند طراحی دم هواپیما، طراحی سیستم ارابه فرود و مرکز جرم تاثیر میگذارد. با توجه به محل نصب عمودی بال، بالها به چهار دسته زیر تقسیم میشوند:
بال بالا
بال وسط
بال پایین
بال سایه بانی
هواپیماهای باری و بعضی هواپیماهای عمومی هوانوردی بال بالا هستند و اکثر هواپیماهای مسافربری بال پایین دارند. اکثر جنگندهها و بعضی هواپیماهای عمومی هوانوردی بال پایین هستند. این در حالی است که بعضی گلایدرها و اکثر هواپیماهای دو زیست از بال سایه بانی استفاده میکنند.
شکل2-3: انواع هواپیما از جهت محل عمودی نصب بال]43[2-3- اجزای تشکیل دهنده بال
بال هواپیما به منظور تولید نیروی برآ دارای مقطعی دوکی شکل است که به آن ایرفویل میگویند. بالها به بدنه هواپیما متصل شده و محل اتصال را ریشهی بال مینامند. ساختمان بال از نظر سازهای از اجزایی مانند تیرکهای طولی، دندههای عرضی، اجزای طولی تقویت کننده و اجزای استحکام بخش تشکیل شده است. بال در بعضی از هواپیماها به کمک نگهدارنده30 به بدنه متصل میگردد و در شرایطی که بال بدون نیاز به نگهدارنده و وایرهای خارجی به بدنه متصل گردد از نوع بال طرهای است.
شکل2-4: نامگذاری اجزای بال]42[
2-3-1- تیرکهای طولی بال31
تیرکهای طولی از اجزای تشکیل دهنده بال، دم افقی و عمودی هواپیما میباشد که نقش اصلی در تحمل بارهای وارد بر این سازهها در حین پرواز و تحمل وزن سازه را دارد. تیرکهای طولی از ریشه تا نوک بال به صورت عمود یا زاویهدار نسبت به بدنه نصب میشوند. تعداد نصب این تیرکها به نوع هواپیما بستگی دارد، معمولا تعداد تیرکهای طولی در هواپیماهای مسافربری کمتر از هواپیماهای جنگده است. نامگذاری تیرکهای طولی بر اساس موقعیت مکانی نصب و تحمل بار انجام میشود. برای مثال اگر مقدار بیشتری از بارهای وارده توسط یکی از تیرکها تحمل شود، تیرک طولی اصلی نامیده میشود.
ساختمان هر بال ممکن است از یک یا چند تیرک مستقل تشکیل گردد، در این شرایط هر دو تیرک میتوانند یک ساختار مستقل و قوی به نام جعبه تیرک32 تشکیل دهند که در این حالت اجزاء سازهای فرعی لبه حمله و لبه فرار بال به آن متصل میشوند. بال بعضی از هواپیماها دارای یک تیرک33 میباشد و در بعضی از هواپیماها بال دارای چند تیرک34 است.
تیرکهای طولی یکی از اعضای بسیار مهم بال است. زمانی که دیگر اعضای بال تحت بار قرار میگیرد اکثر تنشهای حاصله به تیرکها منتقل میشود.
شکل2-5: اجزای تشکیل دهنده تیرک طولی]42[
شکلهای رایج تیرکهای طولی
با توجه به اهمیت تیرکهای طولی در تحمل نیروها، متناسب با نوع کاربرد، نمونههایی از تیرکهای طولی با سطح مقطع متفاوت ساخته شدهاند. سطح مقطع مستطیلی، دایرهای، I و C نمونههای رایج میباشند. این تیرکها توسط پیچ به بالا و پایین سطح بال متصل میشوند.
شکل2-6: انواع رایج تیرکهای طولی]42[ وظایف عمده تیرکهای طولی
تیرکهای طولی تحت گستره وسیعی از انواع بارها میباشند، نیروهای آیرودینامیکی، سازهای، توربولانس، تند باد و نمونههایی از این نیروها میباشند.
مقاومت در برابر ممان ایجاد شده در اثر نیروی وزن
هنگامیکه هواپیما در حالت سکون روی زمین قرار گرفته است، وزن سازههایی مانند دم و بال به سمت پایین باعث ایجاد ممان خمشی میشود، در این میان تیرکهای طولی در سراسر این سازهها مانند تیر یک سر درگیر عمل کرده وجلوی اثر بارهای خمشی را میگیرد. در هواپیماهای تجاری پیشرفته علاوه بر وزن سازه، سیستم سوخت و موتور نیز باعث ایجاد ممان خمشی میشوند، برای این هواپیماها، تیرکهای طولی با مقاطعی ساخته میشوند که اثرات این موارد را نیز تحمل کنند.
مقاومت در برابر ممان خمشی ایجاد شده در اثر نیروی برآ
وظیفه اصلی بال هواپیما تولید نیروی برآ میباشد. این نیرو در اثر اختلاف فشار بین سطوح بالایی و پایینی بال به سمت بالا ایجاد میشود. نیروی برآ تولید شده، باعث ایجاد ممان خمشی به سمت بالا در این سازهها میشود. با توجه به گیردار بودن ریشه تیرکهای طولی، وجود تیرکهای طولی باعث مقاومت در برابر ممان خمشی و تغییر مکان به سمت بالا میگردد.
مقاومت در برابر نیروی پسا
حرکت هواپیما در جریان هوا باعث ایجاد نیرویی در خلاف جهت حرکت آن میشود که این نیرو پسا نام دارد. با افزایش سرعت و عدد ماخ مقدار پسا افزایش مییابد. نحوه قرار گیری تیرکهای طولی باعث مقاومت در برابر این نیرو میشود.
کم کردن اثرات نیروی اینرسی
در اثر غلتشهای هواپیما، نیروهای اینرسی غلتشی ایجاد میشوند، وجود این نیروها باعث خسارت به بال میشوند. وجود تیرکهای طولی مناسب مانع انتقال نیرو به سازه میشود.
مقاومت در برابر ممانهای خمشی و پیچشی
تیرکهای طولی تحت ممانهای خمشی و پیچشی قرار دارند که قدرت تحمل این ممانها را دارا میباشد. تغییر مکان سطوح کنترلی مانند شهپر و الویتور باعث انتقال بارهای پیچشی به تیرکهای طولی میشود که در مقابل ایجاد شدن این نیروها از خود مقاومت نشان میدهد.
2-3-2- تیغه یا دندههای عرضی35
دندههای عرضی، شکل آیرودینامیکی مناسب برای تولید نیروی برآ توسط بال را ایجاد میکند. این دندهها به شکل ایرفویل طراحی شدهاند و با قرار گرفتن در پوشش پوستهای بال، شکل مشخصی از بال به وجود میآید. دندههای عرضی به صورت زاویهدار و یا به صورت عمود، به تیرکهای طولی متصل میشوند و سختی بال را افزایش میدهند. در هواپیماهای تجاری، معمولا دندههای عرضی با زوایای مختلف از ریشه تا نوک بال، در طول بال قرار میگیرند.
دندههای عرضی معمولا از سازه خرپایی36 و یا از ورقههایی با سوراخهای مدور به منظور کاهش وزن سازه ساخته شدهاند. دندهها توسط پرچ، پیچ یا چسب به پوسته بال متصل میشوند.
دندههای عرضی بین لبه حمله بال و لبه فرار بال کشیده شدهاند و در واقع باعث ایجاد شکل دوکی برای مقطع بال میشوند و در نهایت توسط پوسته پوشش داده میشوند. این دندهها بار را از پوسته و اجزای تقویتکننده به تیرکهای طولی منتقل میکنند. همچنین این دندهها در سطوح کنترلی نیز مورد استفاده قرار میگیرند.
2-3-3- اجزای طولی تقویت کننده37
اجزای طولی تقویت کننده در بدنه، بال و سطوح مجموعه دم که به سازه شکل داده و پوسته روی آن نصب میشود، وجود دارد. این اجزا که در بدنه، قابها38 و در بال، دندههای عرضی را به یکدیگر متصل میکنند، قادر به تحمل بارهای کششی و فشاری هستند و از چروکیدگی پوسته جلوگیری میکنند. این اجزا قادر به تحمل بارهای خمشی کوچک هستند همچنین با توجه به شکل و مساحت مقطع آنها استحکام خمشی آنها ناچیز است.
2-3-4- اجزای تقویت کننده و استحکام بخش39
اجزای تقویت کنندهای که به منظور تحمل نیروهای عمود بر سطح به سازه متصل میشوند.
2-3-5- پوسته بال
پوسته به عنوان پوشش بال به منظور تحمل بخشی از بارهای حین پرواز و زمینی وارده به هواپیما میباشد. مانند تمام پوستههای نازک، این عضو جهت تحمل بار روی سطح خودش و همچنین انتقال دادن نیروها به اجزای دیگر استفاده میشود.این اجزا قادر به تحمل بارهای کششی، فشاری و برشی هستند البته تقویت آنها توسط ساپورتهای جانبی مورد نیاز است. پوستههای نازک استفاده شده در هواپیما تنها در فواصل بسیار کوتاه قادر به حفظ و انتقال فشار عمود بر سطح هستند.
2-4- پارامترهای هندسی بال
2-4-1- نسبت منظری40
نسبت منظری نسبت بین مربع طول بال به مساحت آن است.
(2-1)نسبت منظری زیادتر به معنای طول بیشتر بال است و نسبت منظری کمتر به معنای طول کمتر بال است. نسبت منظری بزرگتر، بیشتر در گلایدرها یا هواپیماهای دوربرد استفاده میشود، در حالیکه نسبت منظری کوچکتر بیشتر در جنگندهها که طول بال نسبت به هواپیماهای جت کوچکتر است. بال با نسبت منظری بزرگتر نیروی پسای کمتری نسبت به بال با نسبت منظری کوچکتر دارد. هواپیمای تجاری معمولا نسبت منظری بین 7 تا 9 دارند.
2-4-2- نسبت مخروطی41
نسبت مخروط شوندگی نسبت وتر نوک بال به وتر ریشه بال تعریف میشود.
(2-2)نسبت مخروطی عددی بین صفر و یک میباشد. به ازای نسبت مخروطی یک وتر ریشه و نوک بال برابر است و بال مستطیل شکل است و در نسبت مخروطی صفر وتر نوک بال صفر است و بال مثلثی میباشد.
بال مستطیلی (TR=1)بال مخروطی (0<TR<1)بال مثلثی (TR=0)شکل2-7: انواع بال بر اساس نسبت مخروطیباریک شوندگی بال اصلاح توزیع نیروی برآ روی بال را در بر دارد، همچنین وزن بال را کاهش میدهد و مرکز جرم هر کدام از بالهای چپ و راست به سمت خط مرکزی بدنه نزدیکتر میشود، که این خود سبب کاهش ممان خمشی وارد در ریشهی بال میگردد. باریک شوندگی بال هزینه ساخت بال را افزایش میدهد چون هر کدام از دندههای عرضی بال شکل متفاوتی خواهند داشت.
2-4-3- زاویه عقبگرد
زاویهی بین ربع وتر یا امتداد لبهی حمله با محور عرضی هواپیما زاویه عقبگرد گفته میشود. هنگامیکه یک بال مسقیم در عدد ماخ بالاتر قرار میگیرد نیروی پسا افزایش قابل ملاحظهای دارد. برای یک بال مستقیم واگرایی درگ42 پدیدهای است که افزایش نیروی پسای قابل توجهی در عدد ماخ پایینتر رخ میدهد. این بدین معناست که بال مستقیم واگرایی درگ را زودتر تجربه میکند. و همچنین کارایی آیرودینامیکی در ماخهای بالاتر کاهش مییابد. از بال با زاویه عقبگرد میتوان برای غلبه بر تاثیرات ناسازگار جریان در حد صوت استفاده کرد. برای بال با زاویه عقبگرد عدد ماخ واگرایی درگ در مقایسه با بال مستقیم بیشتر است. برای هواپیماهای تجاری که در رژیم جریانی در حد صوت در عدد ماخ حدود 8/0 پرواز میکنند، بال با زاویه عقبگرد ضروری است در غیر این صورت افزایش قابل ملاحظهای در نیروی پسا به وجود میآید. بال با زاویه عقبگرد پایداری را بهبود میبخشد هر چند وزن سازه را افزایش میدهد.
2-4-4- زاویه دایهدرال یا هفتی43
زاویهی بین صفحهی خط وتر یک بال و صفحهی xy را دایهدرال بال (Γ) میگویند. صفحهی خط وتر یک بال، یک صفحه فرضی است که به وسیله متصل کردن وترهای مقاطع یک بال در طول دهانه آن بدست میآید. اگر نوک بال بالاتر از صفحه xy باشد، زاویه را دایهدرال مثبت و یا به طور سادهتر دایهدرال گویند. اما اگر نوک بال پایینتر از صفحه xy باشد، زاویه را دایهدرال منفی یا انهدرال گویند. به منظور حفظ تقارن در یک هواپیما، دو بال چپ و راست باید زاویه دایهدرال یکسانی داشته باشند.
شکل2-8: زوایای دایهدرال و انهدرال]43[دلیل اصلی به کاربردن زاویه دایهدرال، بهبود پایداری عرضی هواپیماست. پایداری عرضی عمدتا تمایل یک هواپیما به بازگشت به وضعیت تعادل خود، هنگامی که با یک اغتشاش مواجه شده و هواپیما حول محور x رل میزند، تعریف میشود.
الف) بعد از برخورد اغتشاشب) قبل از برخورد اغتشاششکل2-9: اثر زاویه دایهدرال در پایداری عرضی]43[2-4-5- پیچش بال
اگر نوک یک بال زاویه نصب کمتری نسبت به ریشهی همان بال داشته باشد، بال دارای پیچش منفی44 است و اگر نوک بال زاویه نصب بیشتری نسبت به ریشهی بال داشته باشد در بال پیچش مثبت45 وجود دارد. بال بعضی از هواپیماهای مدرن دارای مقاطع مختلف ایرفویل با مقادیر متفاوت زاویه حمله در طول دهانه خود میباشند که به این اصطلاحا پیچش آیرودینامیکی گویند. در پیچش آیرودینامیکی معمولا ایرفویل نوک بال نازکتر از ایرفویل ریشهی بال است. اگر ایرفویل ریشه و نوک بال دارای نسبت ضخامت به وتر مشابه باشند و دارای مقطع یکسان با زاویه نصب متفاوت باشند این نوع پیچش، پیچش هندسی است. با ایجاد پیچش در بال از واماندگی نوک قبل از ریشه بال جلوگیری میشود، و همچنین توزیع نیروی برآ به توزیع بیضوی نزدیک میشود. از آنجا که پیچش در بال معمولا منفی است باعث کاهش مقدار نیروی لیفت میگردد.
2-5- سطوح کنترلی بال
سطوح کنترلی نقش هدایت حول محورهای جانبی، طولی و عمودی هواپیما را بر عهده دارند. الویتور46، رادر47 و شهپر48 اصلیترین سطوح کنترلی هواپیما میباشند که دو مورد اول روی مجموعه دم و مورد آخر روی بال هواپیما نصب میشوند.
شکل2-10: سطوح کنترلی بال]42[2-5-1- شهپر
شهپرها سطوح کنترلی هستند که به لبه فرار بال متصل میباشند شهپرها به وسیله ایجاد اختلاف برآ غلتش را در هواپیما کنترل میکنند. مکانیزم حرکتی شهپرها الکتریکی کنترل شده و نیروی لازمه آن از طریق فشار هیدرولیکی تامین میشود.
شهپرها دارای ساختار تیغهای49 میباشند و دارای اجزای تشکیل دهنده زیر میباشند.
– دندههای انتهایی درونی و بیرونی
– دندههای داخلی
– پوسته بالا و پایین با هسته خانه زنبوری
– تیرک
پوسته بالا و پایین و دندههای ابتدایی و انتهایی ساختاری تیغهای را تشکیل میدهند که به وسیله دندههای درونی و تیرک مستحکم میشوند.
عملکرد شهپر
کارکرد اصلی شهپر کنترل غلتش در هواپیما میباشد هرچند در کنترل جهتی هواپیما هم تاثیرگذار هستند. شهپرها در دو سمت بال به صورت متقارن قرار دارند و دارای هندسه یکسانی هستند. از لحاظ آیرودینامیکی هنگامی که شهپر در یک سمت بالا رفته و در سمت دیگر پایین میرود اختلاف برآ در دو سمت به وجود میآید که این باعث ایجاد غلتش میشود. در سمت بالی که شهپر به پایین باز شده است آن بال بالا میرود. هر چقدر شهپر تغییر فرم داده شده50 بهتر بتواند غلتش مورد نظر را ایجاد کند آن شهپر موثرتر است و بازدهی بیشتری دارد. هر تغییری در هندسه یا تغییر فرم شهپر باعث تغییر نرخ غلتش میشود. تغییر فرم در شهپرها مانند هر سطح کنترلی دیگری باعث ایجاد گشتاور در لولا میشود.گشتاورهای ایجاد شده در لولاها گشتاورهای آیرودینامیکی هستند که برای بالا و پایین شدن شهپر باید بر آن غلبه کرد. گشتاور لولا بر میزان نیرویی که خلبان باید وارد کند تا محرک سطح را دچار تغییر فرم کند تاثیرگذار است. برای کاهش اندازه و در نتیجه قیمت سیستم محرک باید شهپر طوری طراحی شود تا نیروی کنترلی تا حد ممکن پایین باشد.
2-5-2- کاهنده برآ51
کاهندههای برآ صفحاتی هستند روی سطح بالایی بال بر روی لبه انتهایی آن که قابلیت باز شدن به سمت بالا را دارند. هنگامی که کاهندههای برآ باز میشوند و در جریان هوا قرار میگیرند اصطلاحا جریان را اتلاف52 میکنند. کاهندههای برآ با این کار واماندگی کنترل شدهای را در قسمتی از عقب بال ایجاد میکنند که به شدت لیفت در سطح بال را کاهش میدهد.
کاهندههای برآ همچنین در هنگام کم کردن ارتفاع به کار گرفته میشوند تا هواپیما بتواند بدون اینکه بر سرعت خود بیافزاید ارتفاع خود را کاهش دهد هر چند این استفاده در بسیاری از خطوط هوایی بصورت محدودتری به کار گرفته میشود، چون جریان توربولنت ایجاد شده باعث ایجاد صدا و لرزش قابل توجه میشود.
مکانیزم حرکتی کاهندههای برآ الکترونیکی کنترل میشود و از نیروی هیدرولیکی برای باز و بسته شدن کاهندههای برآ استفاده میشود.
کاهندههای برآساختاری تیغهای دارند. جنس پوسته بالا و پایین آنها فیبر کربن است و هسته خانه زنبوری دارند. آنها بوسیله لولاهایی از جنس آلیاژ آلومینیوم به تیرک عقب و تیرک کاذب عقب متصل هستند. همچنین محرک کاهنده برآ هم به وسیله اتصالات آلومینیومی به کاهنده برآ متصل میشود.
عملکردهای کاهنده برآ
کاهندههای برآ معمولا در ترکیب با هم برای عملکردهای مختلف زیر به کار میروند
– غلتش53
– ترمز هوایی
– ترمز زمینی
کاهنده برآ در کمک به شهپرها میتواند عمل غلتش را انجام دهد. در برخی هواپیماها از کاهندههای برآ به جای شهپر استفاده میشود که به آنها کاهنده برآون گفته میشود. هنگامی که در یک طرف بال کاهنده برآ باز شود و در طرف دیگر در حالت بسته بماند در طرفی که کاهنده برآ باز شده است نیروی برآ کاهش پیدا میکند و این یکسان نبودن برآ در طرفین بال باعث ایجاد غلتش میشود. البته این عمل باعث افزایش نیروی پسا هم میشود و باعث ایجاد yaw میشود که بوسیله سکان میتوان آن را کنترل کرد.
شکل2-11: ایجاد غلتش در هواپیما به وسیله کاهنده برآ]42[کاهندههای برآ بلافاصله پس از به زمین نشستن و یا در صورت ناقص بلند شدن فعال میشوند یا به صورت اتوماتیک یا توسط خلبان به کار میرود که در نتیجه آن جریان هوا دچار اختلال میشود و بال قسمت عظیمی از برآی خود را از دست میدهد و نیروی نرمال روی لاستیکها را افزایش میدهد و عمل ترمزگیری موثرتر خواهد بود همچنین پسا را افزایش میدهد و در نتیجه این دو اثر شتاب کند شدن 20 درصد افزایش پیدا میکند.
کاهندههای برآی بیرونی هم در طول پرواز میتواند مورد استفاده قرار گیرد تا پسا افزایش پیدا کند و پایداری سرعت در زاویه ثابت کاهش ارتفاع بدست آید. کاهندههای برآی داخلی در این هنگام مورد استفاده قرار نمیگیرند تا خللی در جریان روی دم ایجاد نشود و از بافتینگ54 جلوگیری شود. به همین خاطر کاهندههای برآی داخلی فقط جهت کاهش برآ روی زمین به کار میرود و به آنها کاهندههای برآی زمینی یا کاهنده برآ گفته میشود.
کاهندههای برآی دیگر را کاهنده برآ هنگام پرواز مینامند و هنگامی که برای تولید پسا مورد استفاده قرار میگیرد از آنها به عنوان ترمز هوایی یاد میشود. مکان لولاهای محرک باید نزدیک قلاب کاهنده برآ باشد تا از تغییر فرم سازه جلوگیری کند چون باعث تداخل با سازه مجاور میشود.
2-6- مواد سازنده اجزای هواپیما
همانگونه که طراحی سازههای مختلف هواپیما امری مهم میباشد، انتخاب و شناسایی مواد سازنده این سازهها نیز از اهمیت زیادی برخوردار هستند. ويژگيهایي چون سفتي، سختي، مقاومت در برابر خوردگي، خستگي واثرات زيست محيطي وحرارتی، سهولت ساخت، عوامل مهم در انتخاب مواد در



قیمت: تومان

دسته بندی : پایان نامه

پاسخ دهید