کتابخانه

مدلسازی 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 محدودی که به صورت شناخته شده امروزی است، در سال 1956 به وسیله Clough، Turner، Topp و Martinدر مقاله مشهور خود ارائه شده است، این مقاله کاربرد اجزاء محدود ساده (میله های مفصل شده و ورق مثلثی) برای تحلیل سازه هواپیما را نشان می دهد و به عنوان یکی از پیشرفت های کلیدی در توسعه روش عناصر محدود در نظر گرفته می شود. همراه با توسعه کامپیوترهای دیجیتالی با سرعت های بالا، کاربرد روش اجزاء محدود با نرخ فزایندهای پیشرفت نمود]1[.

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 رایتتاکنون 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 دم یا بال منتهی می شود.

در این فصل پس از مرور تاریخچهای در زمینه اجزاء محدود و تحلیل تنش سازه دم هواپیما، آیروالاستیسیته و پژوهش های انجام گرفته در زمینه های ذکر شده، هدف این پژوهش ارائه گردیده است.

1-2- تاریخچه

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[.