کلمات کليدي: آيروالاستيسيته-فلاتر پانل – پانل تقويت شده – الگوريتم ژنتيک – ناپايداري ديناميکي-مود فرضيفهرست مطالبفصل اول: مقدمه و تاريخچه.. 11-1- مقدمه.. 11-2- تاريخچه فلاتر و مروري برکارهاي پيشين.. 4فصل دوم: آيروالاستيسيته و مفاهيم آن.. 132-1- آيروالاستيسيته.. 132-2- پديده‌هاي آيروالاستيک.. 142-2-1- پديده هاي استاتيکي.. 152-2-1-1- واگرايي.. 152-2-1-2- اثرپذيري و معکوس پذيري سيستم کنترل سطوح.. 172-2-2- پديده هاي ديناميکي.. 182-2-2-1- بافتينگ.. 182-2-2-2- پاسخ ديناميکي.. 192-2-2-3- فلاتر.. 212-2-2-3-1- فلاترکلاسيک(خطي):.. 212-2-2-3-2- فلاتر غيرکلاسيک(غيرخطي):.. 222-3- انواع فلاتر.. 23فصل سوم: الگوريتم ژنتيک.. 303-الگوريتم ژنتيک.. 303-1- مقدمه:.. 303-2- بهينه محلي و بهينه کلي:333-3- بهينه سازي:.. 333-3-1- تعيين متغيرهاي بهينه سازي.. 353-3-2- تشکيل تابع هدف.. 353-3-3- قيود مسأله.. 363-3-4- تعيين روش بهينه سازي.. 363-4- الگوريتم ژنتيک چگونه عمل ميکند؟.. 373-5- روشهاي انتخاب.. 393-5-1- انتخاب بهترين پارامتر(نخبه سالاري) :. 393-5-2- انتخاب چرخ گردون.. 393-5-3- انتخاب مقياس.. 393-5-4- انتخاب رقابتي.. 393-6- مزاياي استفاده از الگوريتم ژنتيک.. 39فصل چهارم: فلاترپانل مستطيلي.. 414-1- تئوري پيستون:.. 414-2- طرح مسأله:.. 444-3- تيرهاي تقويت کننده :.. 484-4- پانل تقويت شده:.. 514-5- محاسبه سرعت فلاتر :.. 534-6- ناپايداري پانل تقويت شده با ريب و استرينگر:.. 594-7- تأثير ديگر پارامترها بر سرعت فلاتر:.. 624-7-1- اثر تعداد ريب و استرينگر:.. 624-7-1-1- تعداد استرينگر.. 624-7-1-2- تعداد ريب.. 634-7-2- اثر ضخامت پانل ، ريب و استرينگر:.. 634-7-2-1- ضخامت پانل.. 634-7-2-2- ضخامت ريب.. 644-7-2-3- ضخامت استرينگر.. 654-7-3- اثر ارتفاع ريب و استرينگر :.. 654-7-3-1- ارتفاع ريب.. 654-7-3-2- ارتفاع استرينگر.. 66فصل پنجم : نتيجه گيري و پيشنهادات.. 715-1- نتيجه گيري:.. 715-2- پيشنهادات :.. 72منابع و مراجع.. 73 فهرست شکل هافصل اولشکل(1- 1) مود طبيعي و مود فلاتر براي يک پانل مربعي[].. 1شکل(1- 2): شمائي از پديده فلاتر پانل[3].. 2فصل دومشکل(2- 1): مسايل مطرح شده در آيروالاستيسيته.. 13شکل(2- 2) : تقسيم بندي پديده هاي آيروالاستيکي.. 14شکل(2- 3 ): ممان پيچشي وگشتاور پيچشي ناشي از بارهاي آيروديناميکي.. 16شکل(2- 4): توزيع نيروي ليفت ايجاد شده روي بالي با طولL. 16شکل(2- 5): تاثير سرعت بر عملکرد ايلرون[27].. 17شکل(2- 6):شتاب ايجاد شده در نوک بال و بدنه در هنگام عبور از يک تندباد 20شکل(2- 7): حرکت خمشي و چرخشي براي يک ايرفويل در حال فلاتر.. 23شکل(2- 8): شکست پل تاکوما در سال 1940. 24شکل(2- 9):قسمت هاي ايرفويل مانند روي يک هواپيماي مدل.. 25شکل(2- 10):حرکت گردابي سيلندر در جريان هوا.. 26شکل(2- 11): فلاتر چرخشي موتور.. 26شکل(2- 12): فلاتر ايرفويل مدل و مودهاي آن.. 27شکل(2- 13): فلاتر بال/شهپر مدل و مودهاي آن.. 28شکل(2- 14): منحني فرکانس- سرعت و دمپينگ – سرعت درشرايط فلاتر.. 28شکل(2- 15): تأثيرتقويت کننده ها بر فلاتر.. 29فصل سومشکل(3- 1): نمايي از نقطه بهينه محلي و بهينه کلي.. 32شکل(3- 2): نمودار شماتيک سه نوع فرزند نخبه؛ تقاطع و جهش.. 38فصل چهارمشکل(4- 1): مشخصات پانل تحت فشار ناشي از تئوري پيستون[32].. 41شکل(4- 2): جريان هوا بر روي پانل سه بعدي[32].. 43شکل(4- 3): پانل تخت با تقويت کننده هاي متعامد.. 44شکل(4- 4): نمودار ميرايي پانل تقويت نشده به روش مود فرضي.. 55شکل(4- 5): نمودار فرکانس پانل تقويت نشده به روش مود فرضي.. 55شکل(4- 6): نمودار فرکانس برحسب ماخ براي پانل تقويت نشده.. 56شکل(4- 7): نمودار فرکانس و ميرايي پانل به روش اجزاء محدود.. 57شکل(4- 8): نمودار فرکانس و ميرايي پانل با نرم افزار نسترن.. 58شکل(4- 9): سطح مقطع ريب و استرينگر.. 59شکل(4- 10): نمايي از پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 60شکل(4- 11): نمودار ميرايي پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 60شکل(4- 12): نمودار فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب ويک استرينگر.. 61شکل(4- 13): نمودار ميرايي و فرکانس با استفاده از نرم افزار براي يک ريب و يک استرينگر.. 62شکل(4- 14): نمودار همگرايي تابع هدف به سمت نقطه بهينه وبهترين مقادير متغيرها 68 فهرست جداولجدول(4- 1): ضرايب تابع تير براي شرايط مرزي مختلف.. 46جدول(4- 2): خواص فيزيکي پانل و سيال مورد بررسي.. 54جدول(4- 3): مقايسه نتايج روش حاضر با روش اجزاء محدود و نرم افزار نسترن 56جدول(4- 4): مقايسه نتايج روش حاضر با نرم افزار نسترن براي پانل تقويت شده 61جدول(4- 5): اثر تعداد ريب و استرينگر بر سرعت و فرکانس فلاتر.. 63جدول(4- 6): تأثير ضخامت پانل بر سرعت و فرکانس پانل تقويت نشده.. 64جدول(4- 7): تأثير ضخامت پانل بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 64جدول(4- 8): تأثير ضخامت ريب بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 65جدول(4- 9): تأثير ضخامت استرينگر بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 65جدول(4- 10): تأثير ارتفاع ريب بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب ويک استرينگر.. 66جدول(4- 11): تأثير ارتفاع استرينگر بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 66جدول(4- 21): مقادير بهينه شده براي متغيرهاي طراحي و تابع هدف.. 68جدول(4- 31): مقادير بهينه شده براي ضرایب وزنی مختلف.. 69جدول(4- 41): مقادير قیود مسأله بر اساس مقادیر مختلف بهينه شده در جدول قبل 70 فهرست علايم اختصاری چگالی جریان آزاد........................ :جابجايي عرضي تير:سرعت جریان آزاد ....................... :زاويه پيچشي تير ..... :عددماخ ................ :سختي خمشي تير ......................... :زاويه بردار سرعت و جهت محورسختي پيچشي تیر ...................... :مدول الاستيسيته ............................. : Eسختي پيچشي غیر یکنواخت :نسبت پواسون .................................. :جرم بر واحد طول ....................... :چگالي جسم ........................................ :ممان اينرسي جرمي بر واحد طول:جابجايي عرضی :دامنه مودال مود ................ : ،سختي خمشي پانل :ماتريس جرم .................................... :اپراتور باي هارمونيک ..................... :ماتريس سختي ................................ :دلتاي ديراک ..................................... :ماتريس دمپينگ .............................. :دامنه مودال مود پانل :دلتاي كرونكر ................................ :فرکانس چرخشي پانل ................... :انحراف وتغييرشکل پانل ................. :موقعيت تابع فرضي ................ : ،مود سختي مودال .... :مود از جرم مودال .... :ضريب دمپينگ مودال ........... : طول پانل ........................ : aعرض پانل ...................... : bضخامت پانل ........................ : h فصل اول: مقدمه و تاريخچه 1-1- مقدمهفلاتر پانل؛ ناپايداري ديناميكي و خود تحريك يك صفحه نازك يا متعلقات سازه اي ورق مانند يك وسيله پرنده ميباشد.و يك پديده آيروالاستيكي سوپرسونيك/هايپرسونيك است كه اغلب در سرعتهاي بالاي هواپيما يا موشك ها اتفاق ميافتد.پديده اي است كه معمولا با افزايش دماي سطوح خارجي وسايل پرنده اي كه در سرعت هاي بالا پرواز ميكنند همراه است.بخاطر نيروهاي فشاري آيروديناميكي روي پانل ، دو مود ويژه سازه با يكديگر تركيب ميشوند ومنجر به اين ناپايداري ديناميكي ميگردند.شکل(1- 1) شکل(1- 1)مود طبيعي و مود فلاتر براي يک پانل مربعي[[i]] شكل خرابي اين پديده خستگي[1] است كه ناشي از نوسانات با دامنه محدود[2] ميباشد. فلاتر سوپرسونيك پانل ها و ورقها باعث شد تا يك ديدگاه بسيارمهم براي طراحي اين وسايل لحاظ گردد وتحقيقات تجربي و تحليلي بسيار زيادي در اين مورد انجام پذيرد.براي افزايش فشار ديناميكي بحراني يا حذف نوسانات با دامنه محدود طرح هاي مهمي ارايه گرديد.چاره معمول و متداول براي اين مشكل،تقويت كردن پانل هايي است كه در معرض خطر فلاتر قرار دارند كه اين خود باعث بوجود آمدن وزن اضافي در طراحي است.[[ii]]فلاتر پانل به عنوان نوسانات خودتحريك پوسته خارجي يك وسيله پرنده هنگاميكه در معرض جريان هوا قرار ميگيرد، تعريف ميشود.از سال 1950 مساله پانل فلاتر مورد توجه وتحقيق قرار گرفت اما زياد جالب توجه نمي نمودتا زمانيكه هواپيماهاي ترابري با سرعت بالا و جنگنده هاي تاكتيكي، مخصوصاً جنگنده اف-22 شروع به كار كردند.در سرعت هاي بالاي وسيله پرنده ، پوسته خارجي ممكن است تحت ارتعاش خودتحريك ناشي از بارگذاري آيروديناميكي قرار گيرد كه اين پديده را فلاترپانل مي نامند.فلاتر پانل بطور معمول بادامنه ارتعاش بالا در4/3 طول پانل اتفاق مي افتد. اين پديده باعثمي شود كه پانل هاي پوسته وسيله پرنده بطور جانبي وبا دامنه زياد شروع به ارتعاش كند و باعث تنش هاي صفحه اي نوساني گردد؛ که در واقع اين تنش ها سبب پديده خستگي در پانل مي شوند.[[iii]]شکل(1- 2): شمائي از پديده فلاتر پانل[3] براي تخمين فشار ديناميكي فلاتر از آناليز خطي سازه استفاده مي شود، اما هنگاميكه ارتعاشات قبل از فلاتر با دامنه زياد شروع مي شود استفاده از تكنيك هاي مدل غير خطي الزامي است .اگر چه آناليز خطي، رشد نمايي دامنه ارتعاش را با افزايش فشار ديناميکي در شرايط قبل از فلاتر تخمين مي زند. با اين وجود ،تحت آن شرايط ارزش چنداني ندارد و ارتعاش پانل از تنش هاي صفحه اي مانند تنش هاي خمشي که منجر به نوسان با چرخه محدود مي شود تأثير مي گيرد. بنابراين خرابي پانل در فشار ديناميکي قبل از فلاتر اتفاق نمي افتد، اما وقتي که اين پديده تکرار شود عمر خستگي پانل کاهش مي بابد.روش هاي مختلفي براي تخمين وضعيت انتقالي فلاتر پانل که طبيعتاًيک پديده غيرخطي است استفاده شده است؛ روش هاي انتقالي مودال با انتگرال گيري مستقيم عددي،تعادل هارمونيک،روش اغتشاشات و روش المان محدود غيرخطي ازجمله روش هايي است که براي اين منظور استفاده گرديده است.بارگذاري آيروديناميکي روي پانل همچنين با استفاده از روش هاي مختلفي انجام پذيرفته است؛جريان پتانسيل ناپايدار سوپرسونيک، جريان پتانسيل خطي شده وتئوري پيستون شبه پايدار[3].که تئوري پيستون مرتبه اول نسبت به ساير موارد بيشتر مورد استفاده قرار گرفته و بوسيله اشلي[4] و زارتاريان[5] معرفي شده است که در عددهاي ماخ بالا(M>1.6) دقت قابل قبولي دارد.[[iv]]در شرايط پروازي فلاتر پانل( معمولاً شرايط پرواز سوپرسونيک)، اين پديده با افزايش درجه حرارت همراه است که ناشي از گرماي اصطکاک لايه هاي مرزي و حضور موج هاي ضربه اي[6] مي باشد، که باعث پيچيدگي مسأله و کاهش سختي پانل و معرفي بارگذاري حرارتي است و همچنين ممکن است که با تغيير شکل هاي کمانشي همراه باشد. 1-2-تاريخچه فلاترو مروري بر کارهاي پيشينهواپيماهاي ابتدايي قادر بودند با سرعت زيادي پرواز کنند و شايد فلاتر عامل مهمي در بسياري سوانح هوايي در آن زمان بود. پديده فلاتر براي اولين بار در سال 1916 ميلادي روي يک هواپيماي بمب افکن در لانچستر انگليس نمايان شد که مکانيزم فلاتر شامل کوپلي از مودهاي پيچشي بدنه و مود چرخشي و نا متقارن الويتور[7] بود. الويتور ها در اين هواپيما بطور مستقل از هم عمل مي کردند که براي حل اين مشکل الويتورها به يکديگر متصل شدند وبه طور همزمان وبا يکديگر کار مي کردند[[v]] .فلاتر سطوح کنترل در طول جنگ جهاني اول نمود پيدا کرد؛ فلاتر ايلرون به طور گسترده اي در اين زمان شيوع پيدا کرد[[vi]] . فان بومهور[8] و کونينگ[9] پيشنهاد استفاده از يک وزنه تعادلي ، حول لولاهاي سطوح کنترل را به عنوان وسيله اي جهت جلوگيري از فلاتر دادند. اگر چه بعد از آن چند نمونه فلاتر کم خطر سطوح کنترل بوجود آمد .بعد از جنگ جهاني اول، با پيشرفت سريع سازه هاي هوايي ، فلاتر بال بيشتر نمايان شد؛ به طوري که فلاتر سطوح مقدماتي، تقريباً در سال 1925 پديد آمد[[vii]]. شکل ديگري از فلاتر که در سال 1930 پديد آمد ؛ فلاتر بالچه هاي کنترلي[10] بود که شيوع زيادي پيدا کرد وبين سالهاي 1947 تا 1956 تنها 11 مورد در هواپيما هاي نظامي اتفاق افتاد. حتي امروزه اين نوع فلاتر هنوز به عنوان يک مشکل شناخته مي شود. درهر دو نمونه جنگنده هاي اف-100 و اف-14 ، فلاترسطح کنترلي رادر[11] همراه با صدا ايجاد شد . سرعت هاي مافوق صوت ، همچنين يک نوع جديدي از فلاتر را با عنوان فلاتر پانل معرفي کردند. اين نوع از ناپايداري منجر به خرابي ناگهاني ناشي از پديده خستگي مي شود که اجتناب از اين پديده را بسيار مهم کرده است.][i][- Effects of hysteretic and aerodynamic damping on supersonic panel flutter of composite plates; Woo-Seok Hwang][ii][- Adaptive composites modelling and application in panel flutter and noise suppression.A. Suleman][iii][- Suppression of Post-Buckling Deflection And Panel FlutterDuring Shape Memory Alloy:Mohammad Tawfik Abo El So-oud,B.S. June 1993, Cairo University][iv][-Ashley, H., and Zartarian, G., “Piston Theory – A New Aerodynamic Tool for theAeroelastician,” Journal of Aeronautical Sciences, Vol. 23, No. 12, 1956, pp. 1109-][v][ - lancaster, ew., "torsional vibrations of the tail of anaeroplane," reports and memoranda,no. 276, july 1916, in "aiaa selected reprint series, volume v, aerodynamic flutter," i. e.garrick, ed., march 1969, pp. 12-15.][vi][ - collar, a.r., "the first fifty years of aeroelasticity;aerospace, voi. 5, no. 2, (royalaeronautical society),february 1978, pp. 12-20.][vii][ - tolve, l.a., "history of flight flutter testing," in"proceedings of the 1958 flight flutter testing symposium" nasa sp-385, 1958, pp.159-166.