مدلسازی و تحليل آيروالاستيک بال و بدنه يک هواپيمای جنگنده

هر دانشجویی در مقطع تحصیلات تکمیلی، که شامل دوره های کارشناسی ارشد و دکتری است، مشغول به تحصیل باشد، بعد از اینکه تمام واحد های درسی تعیین شده را گذراند، موظف است برای تمام کردن دورۀ خود رساله و یا پایان نامه ای بنویسد و طی مراسمی رسمی که از قبل برنامه ریزی شده است، از آن دفاع کند و نمرۀ قبولی بگیرد. نوشتن پایان نامه برای دانشجوی کارشناسی ارشد تقریباً اولین تجربۀ علمی و پژوهشی جدی و روشمند است و دانشجو با نوشتن پایان نامه در واقع راه را برای پژوهش های بعدی اش هموار می کند. همان طور که می دانید پایان نامه یا رساله نوعی پژوهش دانشگاهی است و بنابراین باید از بیشتر قواعدی که در حوزۀ پژوهش ها و تحقیقات آکادمیک وجود دارد پیروی کند و بتواند پیام خود را به گونه ای که رسا، علمی، مستدل و منطقی باشد، به مخاطبانش برساند. برای کمک به دانشجو در رسیدن به این اهداف به معرفی موضوعات پایان نامه های ارشد از دانشگاه های برتر کشور پرداختیم . در ادامه پایان نامه مقطع کارشناسی ارشد رشته مهندسی هوا فضا با عنوان مدلسازی و تحليل آيروالاستيک بال و بدنه يک هواپيمای جنگنده در 128 صفحه با فرمت WORD  همراه با نمودار و اشکال نگارش شده است. در ادامه قسمتهایی از این پایان نامه بعنوان نمونه آورده شده است:

چکیده پایان نامه مدلسازی و تحليل آيروالاستيک بال و بدنه يک هواپيمای جنگنده

از پرواز ناموفق هواپيماي ساموئل لانگلي در سال 1903  تا سانحه فضاپيماي شاتل در سال 2003 سوانح بیشماری به نحوي متاثر از ناپايداري­هاي آیروالاستيک استاتيکي و ديناميکي  و شاخه هاي مرتبط با آن بوده­اند.

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 نو ظهور 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 جنگنده­ های 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^[1] می­باشند[1]، [2]. 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^[2] و فوگوید^[3] ، رول^[4]، داچرول^[5] و اسپیرال^[6] 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.

فهرست مطالب

فهرست جدول­ها ر

فهرست شكل­ها ش

فهرست نشانه­هاي اختصاري.. ف

فصل اول: مقدمه. 1

1-1- پيشگفتار 1

1-2-تاریخچه رویدادهای آیروالاستیسیته و فلاتر. 3

1-3-هدف تحقیق.. 19

فصل دوم: مبانی آیروالاستیسیته. 21

2-1- مقدمه. 21

2-2- آیروالاستيسيته. 22

2-3- مدل تير براي بال يک بعدي.. 26

2-3-1- ديدگاه مقادير ويژه و توابع ويژه 29

2-3-2- روش گالرکين با در نظر گرفتن خواص بال متغير. 31

2-4- آناليز کلاسيک فلاتر. 36

2-4-1- فلاتردر سيستمهاي دو درجه آزادي.. 37

2-4-2- روشهاي مهندسي براي تعيين فلاتر. 40

2-4-2-1- روش فرکانسي.. 41

2-4-2-2- روش v-g(روش k) 42

2-4-2-3- روش مقادير ويژه 44

2-5- آناليز فلاتر در نرم افزار 45

2-5- 1-تکنیکهای حل فلاتر در نرم­افزار 49

2-5-2- روش k- 50

2-5-3- روش p-k. 52

فصل سوم: تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودها 56

3-1- مقدمه. 56

3-2- روشهای عددی. 57

3-3- روش شکل مودهای فرضی. 61

3-3-1- بدست آوردن معالات حرکت جرمهای متمرکز 61

3-3-2-  بدست آوردن شکل مودها و فرکانسهای طبیعی. 66

3-3-3- حل معادله ارتعاشی سیستم با استفاده از مختصات نرمال. 67

3-2- روش المان محدود 68

3-3- آنالیز مودال در نرمافزار تحلیل المان محدود 70

3-3-1- روشهای محاسبه مودهای نرمال. 72

فصل چهارم: مبانی آیرودینامیک… 75

4-1- مقدمه. 75

4-2- نظریه کلاسیک خط برآزای پرانتل. 76

4-3- محاسبات آیرودینامیکی نرم­افزار تحلیل آيروالاستيک  .. 82

4-3-1- معادلات انتگرالی اغتشاشات کوچک خطی شده 82

4-3-2- ضرایب فشار و شرایط مرزی ناپایدار 86

4-3-3-الگوی شبکه بندی پیکره یک هواپیما 89

4-3-4-گسسته سازی انتگرال دابلت و چشمه. 91

4-3-5-معادلات ماتریسی برای حل فشار ناپایدار 93

4-3-6-ماتریس ضرایب موثر آیرودینامیکی. 96

4-3-7-درجه آزادی مرتبه J و مرتبه K برای ماتریس ضرایب موثر آیرودینامیکی. 98

فصل پنجم: شبيه سازي عددي و ارائه نتايج.. 101

5-1- مقدمه. 101

5-2- بالهای دو بعدی. 102

5-2-1- تحليل آيروالاستيک  بال با زاویه سوئیپ 15 درجه. 102

5-2-2- تحليل ارتعاشات آزاد بال مثلثی در رژیمهای مختلف جریان. 105

فهرست جداول

جدول1-1- کمترین فرکانس طبیعی ارتعاشی چند نوع هواپیمای مختلف [3]، [4] 2

جدول 2-1. نوع حرکت و مشخصه‌هاي پايداري براي مقادير مختلف  و …. 36

جدول 5-1. مشخصات فیزیکی آلیاژ بال مورد آزمایش… 102

جدول 5-2. مقایسه نتایج نرمافزار و فرکانسهای طبیعی ارائه شده در مرجع[13] 103

جدول 5-3: مقايسه سرعت و فرکانس فلاتر بال با زاویه سوئیپ 15 درجه با تست های تونل باد  105

جدول 5-4. مقایسه نتایج نرمافزار و فرکانسهای طبیعی ارائه شده در مرجع[13] 106

جدول 5-5. مقايسه سرعت و فرکانس فلاتر بال مثلثی در رژیمهای مختلف جریان. 109

فهرست  شکل­ها

شکل1-1. سازه پروازی پرفسور لانگلی درست قبل از پرتاب شدن از سامانه رهایش آن. 5

شکل1-2. هواپیمای بمب افکن دوباله  Handly page 0/400. 6

شکل1-3. عکس سمت چپ آلباتروس و عکس سمت راست فوکر. 7

شکل1-4. روش های تجربی تست فلاتر قبل از پیدایش تونل های باد گذر صوتی.. 15

شکل1-5.  پاکت پروازی یک جنگنده متداول. 19

شکل1-6.  3 نمای یک جنگنده رایج. 20

شکل 2-1. تعاریف آیروالاستیسیته. 22

شکل 2-2. مراحل معمول بررسی فلاتر 26

شکل 2-3. بررسي پايداري سيستم از روي پاسخ هاي آن. 36

شکل 2-4. مدل آيروالاستيک مقطع بال. 38

شکل 2-5. نمودار قسمتهاي حقيقي و موهومي نسبت به سرعت.. 41

شکل 2-6. اثر ميرايي سازه اي در يافتن سرعت فلاتر 44

شکل 2-7. نمودار تابعی نیروهای آيروالاستيک  .. 46

شكل 3‑1. جرم کسسته بال هواپیما 62

شكل 3‑2. مدل جرم گسسته نیمی از بال. 63

شكل 3‑3. شکل مودهای یک تیر دو سر مفصل. 71

شکل 3-4. مقایسه هر یک از روشهای فوق. 73

شکل 3-5. تعداد گره های انتخاب شده در هر نیم سیکل. 74

شكل4‑1. بال هایی با نسبت منظری کم. 76

شكل4‑2. خط برآزا قرار گرفته در دهانه بال. 76

شكل4‑3. استفاده از چند خط برآزا بر روی یک بال. 77

شكل4‑4. نمای افقی بال متناهی.. 79

شكل4‑5. بال و نقطه کنترل گردابه نعل اسبی روی آن. 81

شكل4‑6. بال پوشانده شده با تعداد متناهی گردابه نعل اسبی.. 82

شكل4‑7. تعریف سطح بال و دنباله های پشت آن. 86

شكل4‑8. مولفه های آیرودینامیکی بال و بدنه هواپیما 90

شكل4‑9. فلوچارت محاسبه ضرایب فشار ناپایدار 97

شکل5-1. شکل سطح مقطع بال مورد آزمایش… 102

شکل5-2. شکل چهار مود اولیه ارائه شده در نرم افزار مدلسازی المان محدود. 103

شکل5-3. تغییرات میرایی نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه 104

شکل5-4. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه 104

شکل 5-5: الف)شکل هندسی و ب)سطح مقطع  بال مثلثی مورد آزمایش در رژیمهای مختلف جریان   105

شکل5-6. شکل چهار مود اولیه ارائه شده در نرم افزار مدلسازی المان محدود. 106

شکل5-7. تغییرات میرایی نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه 107

شکل5-8. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه 107

شکل5-9. تغییرات میرایی نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه 107

شکل5-10. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه  108

شکل5-11. تغییرات میرایی نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه  108

شکل5-12. تغییرات فرکانس نسبت به تغییرات سرعت در پنج مود اولیه فرکانس طبیعی سازه  108

راهنمای خرید و دانلود فایل

برای پرداخت، میتوانید از کلیه کارتهای عضو شتاب  استفاده نمائید.

بعد از پرداخت آنلاین لینک دانلود فعال و نمایش داده میشود ، همچنین یک نسخه از فایل همان لحظه به ایمیل شما ارسال میگردد.

در صورت بروز  هر مشکلی،میتوانید از طریق تماس با ما  پیغام بگذارید و یا در تلگرام با ما در تماس باشید، تا شکایت شما مورد بررسی قرار گیرد.

برای دانلود فابل روی دکمه خرید و دانلود  کلیک نمایید.