عنوان پایان‌نامه
بررسی رفتار آئروالاستیک بالهای کامپوزیتی انعطاف پذیر با نسبت منظری بالا با وجود رفتار غیرخطی هندسی و آئرودینامیکی
- رشته تحصیلی
- مهندسی هوافضا - سازمان های هوافضایی
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 301724;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 77241;کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 301724;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 77241
- تاریخ دفاع
- ۰۲ اسفند ۱۳۹۴
- دانشجو
- محمدرضا کاظمی
- استاد راهنما
- شاهرخ شمس
- چکیده
- طراحی، ساخت و به‌کارگیری پهپادهای (پرنده‌های هدایت‌پذیر از دور و از درون) نسل جدید، که به‌عنوان سکوهای استراتوسفری معروفند، از مباحث روز دنیا به‌شمار می‌رود. مهمترین مشخصه این پهپادها، وجود بالهای بلند و دارای نسبت منظری زیاد، سرعت پروازی کم آنهاست. از مهمترین مسائل و مباحث مطرح در این نوع بال‌ها، رفتار غیرخطی سازه بال آنهاست که به‌علت طول زیاد و در نتیجه انعطاف‌پذیری بالا و ایجاد تغییر مکان‌های بزرگ در دو انتهای بال، به صورت واضحی پدیده‌‌های وابسته به آیروالاستیسیته غیرخطی را به نمایش می‌گذارند. از سوی دیگر استفاده از الگوی آیرودینامیک کلاسیک خطی، موجب نادیده گرفتن اثرات غیرخطی آیرودینامیکی در سیستم آیروالاستیک از جمله جدایش جریان و نوسان‌های ناشی از جابه‌جایی شوک در این نوع بال‌ها شده که خود موجب پدیدار شدن خطاهایی در حل می‌گردد. با توجه به اهمیت رفتار آیروالاستیک این پرنده‌ها، جهت‌گیری این پایان‌نامه به سمت بررسی رفتار غیرخطی آیروالاستیک بال کامپوزیت این نوع هواپیماها با لحاظ نمودن شرایط واماندگی استاتیکی درنظر گرفته شده است. در این فعالیت، نخست روابط حاکم بر سازه بال این پهپادها بر اساس فرضیه تیرهای نازک و با در نظر گرفتن دو درجه آزادی (تغییر مکان خمشی عمودی و زاویه‌ی پیچش) برای آن بیان شده، سپس با تصحیح الگوی آیرودینامیک خطی بر مبنای تابع وگنر در راستای شبیه‌سازی واماندگی استاتیکی، معادلات آیرودینامیک در جریان تراکم ناپذیر با بکارگیری معادله درجه سه برای تغییرات ضریب برآ با زاویه حمله، ارائه گردیده و در نهایت معادلات آیروالاستیسیته حاکم بر سیستم آیروالاستیک بالهای با نسبت منظری بالا، با در نظر گرفتن شرایط واماندگی استاتیکی تشکیل می‌شود. در ادامه با تهیه برنامه‌ای کامپیوتری به حل معادلات آیروالاستیسیته مذکور و بررسی رفتار غیرخطی آیروالاستیک بال این پهپادها پرداخته شده است. دراین خصوص، نخست برای اطمینان از صحت معادلات و درستی برنامه تهیه شده برای بررسی رفتار آیروالاستیک بال کامپوزیتی و حل آن، نتایج بدست آمده با نتایج موجود در مراجع مقایسه شده است. در ادامه علاوه بر استفاده از روش عددی با ارائه چندین روش حل تحلیلی، روش مقیاس چندگانه زمانی برای حل تحلیلی معادلات غیرخطی آیروالاستیک حاکم بر سیستم انتخاب و با ایجاد ساده‌سازی‌های معین در این معادلات، نتایج حاصل با نتایج عددی مقایسه گردیده شده است. لازم به ذکر است برای فهم بهتر مطالب در هر بخش محاسبات صورت گرفته در گام اول برای مقطع دوبعدی (بالواره) صورت پذیرفته و در گام دوم محاسبات مشابه برای بال با در نظر گرفتن دو درجه آزادی خمشی و پیچشی، انجام شده است. در بررسی رفتار آیروالاستیک غیرخطی مقطع دوبعدی و به ازای تغییر مکان خمشی اولیه نشان داده شده است که سرعت وقوع ناپایداری در ایرفویل براساس بزرگی تغییرمکان اولیه بال تغییر می‌کند. در انتها و در مقایسه رفتار آیروالاستیک غیرخطی بال ارتوتروپ با در نظر گرفتن شرایط واماندگی استاتیکی و بدون آن (آیرودینامیک خطی) نشان داده شده است که، واماندگی دامنه نوسانات با دامنه محدود (LCOs) را کاهش و سرعت وقوع ناپایداری را افزایش می‌دهد.
- Abstract
- Designing, manufacturing and applying the new generation UAVs (Unmanned Aerial Vehicle) are up-to-date subjects. In this type of aircraft there is a long, highly flexible wing. Wing flexibility, coupled with long wing span can lead to large deflections during normal flight operation and aeroelastic behavior of these wings affects on the control and navigation of the aircrafts. So, in this research, we are going to investigate of nonlinear aeroelastic behavior of high aspect ratio flexible composite wings undergoing static stall conditions in incompressible flow. First of all, we will introduce the equations of motion of the wing structure based on the 2-dimentional thin-walled slender Euler–Bernoulli beam theory. Unsteady linear aerodynamic theory based on Wagner function is introduced for determination of nonlinear static stall aerodynamic loading on the wing. Combining these two types of formulations yields the nonlinear aeroelastic equations. Next, a computer program was developed to solve the aeroelastic equations and investigate the nonlinear aeroelastic behavior of the UAV’s wings. First, to demonstrate the accuracy of the code and the equations, the results were verified against those available in the literature. After that, we discuss several approximate methods and choose the multiple time scale method (MTS) to solve the governing nonlinear aeroelastic equations. After performing some specific simplifications on the equations, the results are compared against the numerical solutions. It should also be noted that to achieve a better understanding, we first carry out the computations for a two dimensional section (airfoil) and in the next step, the computation are carried out for a system with two degrees of freedom: bending and torsion. The nonlinear aeroelastic behavior of the two-dimensional section shows that for a constant value of the bending deformation, the LCOs are dependent on the initial deformation of the wing. Finally, a comparison between the nonlinear aeroelastic behavior of the orthotropic wing with and without the static stall conditions (linear aeroelasticity) is shown. We see that the stall of the LCO is reduced and the LCOs is increased.
