واژههای کلیدی: دم افقی و عمودی، تحلیل استاتیکی، روش المان محدود، روش گالرکین، سرعت و فرکانس فلاترفهرست مطالب فصل اول- مقدمه1-1- پيشگفتار21-2- تاریخچه31-3- هدف تحقيق72-1- مقدمه9فصل دوم- ساختمان دم و مواد سازنده2-2- معرفی دم هواپیما102-3- وظایف اصلی دم افقی و عمودی102-4- اجزای تشکیل دهنده دم112-4-1- پوسته دم112-4-2- تیرکهای طولی122-4-3- تیغه یا دندههای عرضی142-4-4- اجزاء طولی تقویت کننده152-4-5- اجزاء تقویت کننده و استحکام بخش152-5- پارامترهای هندسی152-5-1- نسبت منظری152-5-2- نسبت مخروطی152-5-3- زاویه دایهدرال یا هفتی162-5-4- زاویهی عقبگرد:172-6- سطوح کنترلی172-7- انواع دم192-7-1- دم معمولی :192-7-2- دم T شکل :202-7-3- دم صلیبی شکل :202-7-4- دم H شکل :202-7-5- دم V شکل :202-7-6- دم Y شکل معکوس :212-7-7- دم دوگانه :212-7-8- دم متصل به بال توسط سازه لولهای و بلند :212-8- مواد سازنده اجزای هواپیما222-8-1- خواص مواد پرکاربرد در هواپیماهای نسل جدید232-8-2- استانداردهای مواد26فصل سوم- بارگذاری3-1- مقدمه283-2- ضریب بار283-2-1- ماکزیمم ضریب بار مانور293-2-2- ضریب بار ناشی از جریان ناگهانی هوا313-3- بارهای حدی و نهایی323-4- معیارهای طراحی سازه323-5- خواص جوی333-6- دیاگرام V-n343-6-1- نیروهای ناشی از تندباد و تلاطم353-7- بارگذاری سازه مطابق با استاندارد FAR363-7-1- کلیات363-7-2- بارگذاری363-7-3- ضریب اطمینان373-7-4- استحکام و تغییر فرم373-7-5- اثبات کارآیی سازه373-8-بارگذاری سازه مورد مطالعه در این رساله383-8-1- بارگذاری دم افقی383-8-2- بارگذاری دم عمودی39فصل چهارم- تئوری و روش حل4-1- تحلیل استاتیکی424-2- تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودها424-2-1- روش اجزای محدود434-2-2- روش تفاضل محدود434-2-3- روش المان مرزی434-3- تحلیل دینامیکی در نرم افزار اجزای محدود444-3-1- تحلیل با استفاده از مقادیر ویژه444-3-2- تحلیل پاسخ فرکانسی خطی454-3-3- تحلیل پاسخ گذرای خطی474-4- مباني آیروالاستيسيته استاتيکي و ديناميکي484-4-1- پديدههاي آیروالاستيک استاتيکي494-4-2- پديدههاي آیروالاستيکديناميکي544-4-3-روش حل و تحليل رفتار ديناميکي66فصل پنجم- مدلسازی کامپیوتری5-1- مقدمه705-2- مدلسازی دم افقی715-3- مدلسازی دم عمودی735-4- مونتاژ دم افقی و عمودی755-5-تحلیل کامپیوتری755-5-1- روش اجزاء محدود755-5-2- المانها در Abaqus765-6-فرمولبندی79انتگرال گیری79روند تحلیل اجزاء محدود80فصل ششم- نتایج6-1- تحلیل استاتیکی826-2- بارگذاری826-2-1- بارگذاری دم افقی826-2-2- بارگذاری دم عمودی836-2-3- المان بندی846-3- تحلیل تنش اولیه برای بدست آوردن المان بندی مناسب856-4- بررسی پارامترهای مختلف بر روی تنش و تغییر مکان عمودی856-4-1- تاثیر مواد سازنده مجموعه دم در مقادیر تنش و تغییر مکان عمودی866-4-2- تاثیر تغییرات ضریب بار در یک بازه مشخص روی تنش و تغییر مکان:886-4-3- تاثیر تغییرات زاویه نصب دندانههای عرضی روی تغییر مکان عمودی دم افقی926-4-4- تاثیر تغییرات ضخامت پوسته دم افقی بر روی توزیع تنش در ریشه دم و تغییر مکان عمودی نوک دم افقی936-4-5- تحلیل فرکانسی956-4-6- تحلیل فرکانسی دم افقی مدل شده976-4-7- تحلیل فرکانسی پوسته دم افقی996-4-8- تحلیل فرکانسی دم عمودی مدل شده1016-4-9- تحلیل فرکانسی پوسته دم عمودی1026-4-10- تحلیل فرکانسی مجموعه دم طراحی شده1046-5- نتایج آیروالاستیسیته1056-5-1- مدل دم مخروطی با مقطع مستطیلی1056-5-2- تحلیل فلاتر دم مخروطی با مقطع مستطیلی1066-5-3- تحلیل فلاتر دم افقی مدلسازی شده112فصل هفتم- جمعبندی و ارائه پیشنهاد7-1- مقدمه1197-2- نتیجهگیری1197-2-1- تحلیل تنش1197-2-2- ارتعاشات آزاد1207-2-3- تحلیل آیروالاستیک1207-3- ارائهي پيشنهاد120فهرست منابع و مراجع122 فهرست شکل‌ها کل2-1- اجزای بیرونی مجموعه دم هواپیما ]32[10شکل2-2- اجزای سازنده مجموعه دم هواپیما]6 و32[11شکل 2-3- نمونههایی از تیرکهای طولی ]32[13شکل 2-4- سطح مقطع دم ]32[14شکل 2-5- نمایش دم با نسبت مخروطیهای مختلف16شکل2-6- زاویه دایهدرال]6[16شکل 2-7- نحوه عملکرد سطوح کنترلی]33[18شکل 2-8- اجزای تشکیل دهنده سطوح کنترلی، الف) بالابرنده ب) سکان عمودی متحرک]6[19شکل 2-9- انواع حالات دم]34[21شکل2-10- کاربرد مواد مختلف در نمونه هواپیمای مسافربری]32[26شکل3-1- تعادل پروازی]35[29شکل3-2- نمونهای از بارهای وارده به بال هواپیما بر حسب مسیر پروازی، الف)مکان هواپیما در طول مسیر پروازی و بارهای وارده متناظر در هر نقطه از مسیر ب) بارهای اصلی وارده به بال]6[30شکل3-3- دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری]36[35شکل3-4. توزیع بیضوی لیفت39شکل3-5- بارگذاری مجموعه دم مدلسازی شده، الف) بارگذاری مجموعه دمب)سازه مجموعه دم40شکل4-1: نمایش پاسخ فرکانسی مختلط45شکل 4-2. مسائل مطرح شده در آیروالاستیسیته]21[49شكل4-3: مدل تير براي بال يک بعدي51شکل4-4: بررسي پايداري سيستم از روي پاسخهاي آن]21[58شکل4-5: مدل آیروالاستيک مقطع بال]21[60شکل4-6: نمودار قسمتهاي حقيقي و موهومي نسبت به سرعت ]21[63شکل4-7: اثر ميرايي سازهاي در يافتن سرعت فلاتر]21[65شکل 5-1- نقشه مجموعه دم ایرباس 320، الف) دم عمودی ب) دم افقی]39[71شکل 5-2- مکان قرارگیری تیرکهای طولی الف)تیرک جلو ب)تیرک عقب72شکل5-3- دم افقی، الف) سازه داخلی ب) کل سازه دم افقی73شکل 5-4- مکان قرارگیری تیرکهای طولی الف) تیرک جلو ب) تیرک عقب74شکل5-5- دم عمودی، الف) سازه داخلی ب) کل سازه دم افقی74شکل 5-6- گردآوری دم افقی، عمودی و سازه مخروطی شکل در کنار هم در محیط مونتاژ75شکل5-7- انواع المانهای موجود در نرم افزار المان محدود]40[77شکل 5-8- الف) المان خطی همراه با 8 گره ب) المان سهموی همراه با 20 گره79شکل5-9- مراحل تحلیل مدل در نرم افزار Abaqus80شکل 6-1- توزیع بیضوی لیفت83شکل6-2- بارگذاری مجموعه دم مدلسازی شده، بارگذاری مجموعه دم84شکل6-3 المانبندی اجزای دم، الف) تیرک طولی ب) تیغه عرضی84شکل6-4- تغییرات تنش در اجزای مجموعه دم از جنس آلومینیوم87شکل6-5- دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری88شکل 6-6- تغییرات ماکزیمم تنش در مجموعه دم بر حسب ضریب بار90شکل 6-7- تغییرات ماکزیمم تنش در تیرکهای طولی بر حسب ضریب بار90شکل 6-8- تغییرات ماکزیمم تنش دردندانههای عرضی بر حسب ضریب بار91شکل 6-9- تغییرات ماکزیمم تغییر مکان عمودی بر حسب ضریب بار91شکل 6-10- نمایش قرارگیری دندانههای عرضی دم افقی با زاویههای نصب مختلف92شکل 6-11- نمودار تغییر مکان عمودی ماکزیمم بر حسب زاویه نصب دندانههای عرضی93شکل 6-12- تغییرات تنش در ریشه دم افقی در چندین ضخامت پوسته94شکل 6-13- تغییرات تغییر مکان عمودی نوک دم افقی بر حسب ضخامت پوسته95شکل6-14مدل AGARD WING445.6 Planform96شکل6-15- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار97شکل6-16- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار برای دم افقی99شکل6-17- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار100شکل6-18- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار102شکل6-19- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار103شکل6-20- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار104شکل 6-21- محور الاستیک و محور اینرسی یک دم افقی مخروطی یک سر درگیر105شكل 6-22- تغییرات سرعت فلاتر بر حسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت TR107شكل 6-23- تغییرات فرکانس فلاتر بر حسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت TR107شكل 6-24- تغییرات سرعت فلاتر بر حسب نسبت مخروطی برای زوایای عقب گرد مختلف108شكل6-25- تغییرات فرکانس فلاتر بر حسب نسبت مخروطی به ازای زاویه عقب گردΛ=0108شکل 6-26- تغییرات سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0109شكل 6-27- مقایسه فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0109شكل 6-28- تغییرات سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8110شكل 6-29- تغییرات فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8110شكل 6-30- تغییرات سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=0111شكل 6-31- تغییرات سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=45111شکل 6-32- تغییرات ممان اینرسی دم افقی در طول آن113شکل6-33- تغییرات ممان اینرسی قطبی دم افقی در طول آن113شکل6-34- هندسه دم افقی و محل محور الاستیک114شکل6-35-اثر زاویه عقبگرد بر سرعت فلاتر115شکل6-36- اثر زاویه عقبگرد بر فرکانس فلاتر115شکل 6-37- اثر ارتفاع پرواز بر سرعت فلاتر116شکل6-38-تغییرات سرعت فلاتر با زاویه عقبگرد در چند ارتفاع پروازی مختلف117شکل 6-39- تغییرات سرعت فلاتر با تغییر ارتفاع پرواز در زاویههای عقبگرد مختلف117 فهرست جدول‌ها جدول2-1- وظایف سطوح کنترلی18جدول2-2- فواید و معایب استفاده از مواد کامپوزیت24جدول2-3- کاربرد مواد مرکب در هواپیماهای پیشرفته25جدول3-1- مقادیر ضریب بار برای هواپیماهای مختلف30جدول3-2- مقادیر نیروها و گشتاورها38جدول 3-3- نیروهای وارد بر دم عمودی39جدول4-1: نوع حرکت و مشخصههاي پايداري براي مقادير مختلف و . 59جدول 5-1- مشخصات هندسی دم افقی طراحی شده72جدول 5-2- مشخصات هندسی دم عمودی طراحی شده73جدول6-1-مقادیر نیروها و گشتاورها82جدول 6-2- نیروهای وارد بر دم عمودی83جدول6-3: مقایسه ماکزیمم جابجایی عمودی و تنش در المانهای جامد و پوستهای85جدول6-4 همگرایی تعداد المانها85جدول6-5- مشخصات آلیاژهای بهکار رفته86جدول6-6- مقادیر ماکزیمم و مینیمم تنش و تغییر مکان عمودی برای مواد مختلف86جدول 6-7- مقادیر تنش و تغیییر مکان عمودی برای ضریب بارهای مختلف89جدول6-8- مقادیر تغییر مکان ماکزیمم برای زاویه نصبهای مختلف93جدول6-9- مشخصات بالAGARD445.695جدول 6-10- مشخصات فیزیکی آلیاژ بال مورد آزمایش96جدول6-11- مقایسه نتایج نرم افزار با دادههای آزمایشگاهی96جدول 6-12- مشخصات سازهای دم افقی97جدول 6-13 مشخصات فیزیکی آلیاژ98جدول6-14- نتایج نرم افزار98جدول6-15- نتایج نرم افزار100جدول 6-16-مشخصات سازهای دم عمودی101جدول6-17- نتایج نرم افزار101جدول6-18- نتایج نرم افزار103جدول6-19 نتایج نرم افزار104جدول6-20- مقايسه سرعت و فركانس فلاتر براي بال گلند112جدول6-21- سرعت و فرکانس فلاتر برای مودهای مختلف112جدول6-22- مقادیر سرعت و فرکانس فلاتر برای زاویههای عقبگرد مختلف114جدول 6-23- مقادیر سرعت فلاتر برای ارتفاعهای مختلف پروازی116 فصل اول- مقدمهمدلسازی و تحلیل سازههای مختلف هواپیماهای امروزی، از مهمترین مسائل صنعت هواپیمایی میباشد. مجموعهی دم هواپیما، نقش تعیین کنندهای در عملکرد هواپیما دارد. این مجموعه سه وظیفهی تامین پایداری استاتیکی و دینامیکی هواپیما، ایجاد توانایی کنترل هواپیما و همچنین تامین حالت تعادل در هر شرایط پروازی را بر عهده دارد. تعادل، پایداری و کنترل طولی به عهده دم افقی و تعادل، پایداری و کنترل جانبی به عهده دم عمودی است. با توجه به اینکه سازه دم افقی و عمودی تحت مانورهای مختلف پروازی در معرض بارهای مختلف قرار میگیرند، 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 اجزاء محدود، روشی عددی است که از آن میتوان برای حل معادلههای دیفرانسیل استفاده کرد. این روش پرکاربردترین روش آنالیز مهندسی بر پایه کامپیوتر است. ایده روش اجزاء محدودي كه به صورت شناخته شده امروزي است، در سال 1956 به وسيله Clough، Turner، Topp و Martinدر مقاله مشهور خود ارائه شده است، اين مقاله كاربرد اجزاء محدود ساده (ميله هاي مفصل شده و ورق مثلثي) براي تحليل سازه هواپيما را نشان مي دهد و به عنوان يكي از پيشرفت هاي كليدي در توسعه روش عناصر محدود در نظر گرفته مي شود. همراه با توسعه كامپيوترهاي ديجيتالي با سرعت هاي بالا، كاربرد روش اجزاء محدود با نرخ فزايندهاي پيشرفت نمود]1[.تداخل اثرات نيروهاي آيروديناميکي، اينرسي و الاستيک در سازه‌هاي هوافضايي با نام آيروالاستيسيته مورد پژوهش قرار مي‌گيرد. چنانچه در مدلسازي، اثرات بارگذاري حرارت آيروديناميكي اعمال شود عملا با مسئله آيروترموالاستيسيته مواجه خواهيم بود. همچنين اگر در مدلسازي مسئله، سيستم هاي كنترلي و تداخلشان با پارامترهاي آئروالاستيك مورد بررسي قرار گيرد، با مسئله آیروسروالاستيسيته روبرو خواهيم شد. پديدههاي ناپايداري استاتيكي و ديناميكي، واگرائي و فلاتر، مي توانند باعث از هم گسيختگي سازه هاي هوایي شوند، بطوريكه اين مشكل از زمان پرواز هواپيماي ساموئل لانگلي رقيب برادران رايتتاكنون كه در ساخت وسايل پرنده و موشك ها از سازه ها و مواد پيشرفته استفاده ميگردد، فراروي طراحان ميباشد. بر اساس آناليز پايداري خطي، نوسانات بالاي آنچه که سرعت فلاتر ناميده ميشود، ميرا نميشوند و دامنه آنها به صورت نامحدود افزايش مي يابد و به فروپاشي دم یا بال منتهي مي شود.در اين فصل پس از مرور تاریخچهای در زمینه اجزاء محدود و تحلیل تنش سازه دم هواپیما، آیروالاستیسیته و پژوهش هاي انجام گرفته در زمينه های ذکر شده، هدف اين پژوهش ارائه گرديده است.ایده روش المان محدود، برای اولین بار توسط Clough در مقالهای که در سال 1960 منتشر شد، مطرح گردید. اما ریشههای تئوری این روش، به شیوه Ritz در تحلیل عددی، که نخستین بار در سال 1909 عرضه شد، باز میگردد. در سال 1943، Courant، با استفاده از حساب دیفرانسیل متغیر، روش Ritz را بکار برد تا به جواب تقریبی قطعهای مسئله تعادل و ارتعاش دست یابد. در دهههای 40 و 50 توسعه بیشتری در این زمینه انجام گرفت و در سال 1954 مهندسین شروع به استفاده از کامپیوتر برای حل مسائل سازهها نمودند]1[.مقالهای که در سال 1956 توسط Turner، Clough، Martin وToppمنتشر شد را میتوان نقطه عطفی در توسعه روش المان محدود دانست. این مقاله اختصاص به سفتی و تغییر شکل در سازههای پیچیده داشت و موجب افزایش علاقه به روش المان محدود گردید]2[.تحقیقات زیادی در زمینه طراحی و تحلیل مجموعه دم هواپیما انجام شده است. با اینکه دم هواپیما یکی از تولید کنندگان نیروی برآ میباشد، اما اگر هواپیما در شرایطی قرار گیرد که دم، ماکزیمم برآی بالقوه خود را تولید کند (یا به واماندگی نزدیک شود) شرایط خطرناکی پدید خواهد آمد.دمها برای تریم، کنترل و ایجاد پایداری در اجسام پرنده استفاده میشوند. دمهای افقی، گشتاورهای ناشی از بال را متوازن میکنند و اگر در عقب هواپیما نصب شوند عموما دارای زاویه نصب منفی (حدودا 2 تا 3 درجه) هستند تا گشتاورهای پیچشی[1]ناشی از بال را خنثی کنند.هنگامیکه گشتاور پیچشی بال در شرایط پروازی مختلف تغییر میکند، زاویه بالابر نیز تغییر مینماید تا آن گشتاور جدید را خنثی کند. دمهای عمودی معمولا نیازی به تولید نیروی تریم ندارند، زیرا هواپیماها عموما متقارن هستند و در شرایط عادی گشتاور گردشی[2] ایجاد نمیکنند، البته در هواپیماهای چند موتوره، دم معمولی باید توانایی تولید نیروی تریم کافی راحتی در شرایط از کار افتادن موتور داشته باشد] 3[.از آنجایی که سطوح دم، وزن سازه و سطح خیس شده کل هواپیما را افزایش میدهند، غالبا به نحوی طراحی میشوند که تا حد ممکن کوچک باشند، هر چند در برخی حالات این مطلب بهینه نیست اما غالبا اندازه دم بر اساس توان کنترلی مورد نیاز تعیین میشود]4[.همچنین مجموعه دم، یک المان کلیدی در ایجاد پایداری هواپیما است. هر چند امکان طراحی یک هواپیمای پایدار بدون استفاده از دم نیز وجود دارد، اما چنین طراحی معمولا موجب تغییراتی در پارامترهای دیگر از قبیل افزایش سطح پسگرایی[3] بال و کوچکتر شدن محدوده مرکز ثقل میشود. با توجه به موقعیت قرارگیری سطوح دم، کارکرد آنها تحت تاثیر بال و عملکرد موتورها قرار میگیرد (مخصوصا در مورد هواپیماهای ملخی) به طوریکه در این موارد امکان استفاده از دمهای معمولی وجود ندارد]5[. در چنین حالتی دم هفتی شکل برای اجتناب از قرار گرفتن پایدار کنندهی عمودی در معرض جریان خروجی موتور استفاده میشود، زیرا قرار گرفتن پایدار کننده عمودی در جریان خروجی موتور باعث از همگسیختگی جریان خروجی و کاهش نیروی رانش موتور میشود و از سوی دیگر با گذشت زمان پایدارکننده عمودی آسیب خواهد دید]6[.