عنوان پایان‌نامه
مدلسازی محاسباتی و بهینه سازی طراحی پنل های کامپوزیتی
- رشته تحصیلی
- مهندسی هوافضا - سازمان های هوافضایی
- مقطع تحصیلی
- کارشناسی ارشد
- محل دفاع
- کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 278604;کتابخانه مرکزی -تالار اطلاع رسانی شماره ثبت: 66721;کتابخانه دانشکده علوم و فنون نوین شماره ثبت: 165
- تاریخ دفاع
- ۲۵ شهریور ۱۳۹۳
- دانشجو
- علیرضا غروی
- استاد راهنما
- مهدی فکور ثقیه
- چکیده
- امروزه ساندویچ پنل¬ها یکی از اجزای اصلی در سازه¬های مورد استفاده در صنایع هوافضا، صنایع دریایی، صنعت حمل و نقل، صنایع بسته¬بندی، عایق کاری و غیره می¬باشد چراکه دارای نسبت استحکام به وزن و سختی به وزن بالایی می-باشند. ساندویچ پنل¬ها دارای دو رویه در بالا و پایین و یک هسته میانی می¬باشد. رویه¬های مورد استفاده در این سازه معمولا فلزی یا کامپوزیتی هستند. در نوع کامپوزیتی زاویه الیاف مورد استفاده در رویه¬ها، جنس، ترتیب و توالی تک لایه¬ها در ایجاد رویه چندلایه و ضخامت آنها در ویژگی¬های مکانیکی ساندویچ پنل همانند بار بحرانی و مودهای کمانش، سختی خمشی و درون صفحه¬ای تاثیر بسزایی دارد. هسته نیز از مواد با چگالی پایین انتخاب و با هندسه¬های مختلف تشکیل می¬شود. در این پایان¬نامه به انجام مدلسازی و بهینه¬سازی ساندویچ پنل کامپوزیتی پرداخته شده است. مدلسازی ساندویچ پنل با استفاده از اصل همیلتون که منجر به استخراج سیستم معادلات دیفرانسیلی حرکت شده و از طریق روش گالرکین حل می¬گردد صورت گرفته است. برای رویه¬های کامپوزیتی از تئوری تغییرشکل برشی مرتبه اول و برای هسته فومی انعطاف¬پذیر از تئوری تغییرشکل برشی بهبود یافته مرتبه بالا استفاده شده و جابه¬جایی¬های آن در جهات مختلف توسط چندجمله¬ای¬هایی با ضرایب نامشخص مدلسازی شده است. شرایط مرزی به صورت مفصلی می¬باشد. هدف از انجام مدلسازی بدست آوردن بار بحرانی کمانش به منظور استفاده به عنوان قیود کمانشی در فرآیند بهینه¬سازی می¬باشد. برای انجام فرآیند بهینه¬سازی از روش پارامترهای ورقه¬ای استفاده شده است. تابع هدف، کمینه کردن وزن پوسته کامپوزیتی بال هواپیما که دارای ساختمان ساندویچ پنلی است، می¬باشد و آن تابع، قیود کرنشی و کمانشی برحسب متغیرهای مستقل طراحی بیان شده است. با توجه به الزامات صنعتی و ملاحظات مرتبط با ساخت کامپوزیت¬ها تنها پنل¬های کامپوزیتی که دارای لایه¬هایی با زوایای ، ، و بوده و متقارن و متوازن نسبت به صفحه میانی هستند، درنظر گرفته می¬شوند. برای انجام بهینه¬سازی از الگوریتم¬ تجمع ذرات استفاده شده است. واژگان کلیدی: مدلسازی، اصل همیلتون، بار بحرانی کمانش، بهینه¬سازی، روش پارامترهای ورقه¬ای، الگوریتم تجمع ذرات، پوسته کامپوزیتی بال هواپیما.
- Abstract
- Sandwich panels are one of the main parts of aerospace, marine, packing and insulation structures. This is because of their high strength to weight and stiffness to weight ratios. Sandwich panels have to layers in upper and lower ends and a core in the middle. The upper and lower layers may be made of metal or composite laminates. In sandwich panels with composite laminates in two ends, ply orientations, ply materials, stacking sequence and ply thicknesses are the main parameters that influence on critical buckling load, buckling modes, bending stiffness and in-plane stiffness. Core is made of materials with low density in various geometries. In this thesis, modeling and optimization of composite sandwich panels are addressed. Modeling of sandwich panels is based on Hamilton’s principle. This principle in sandwich panels leads to a system of differential equations that can be solved by Galerkin’s method. The first-order shear deformation theory is used for solving the equations of composite laminates in two ends. The improved higher order shear deformation theory is used for flexible foam cores and displacements in any direction are approximated by polynomials. Modeling of composite sandwich panels aims to calculating critical buckling load of them for using as a constraint in optimization process. Optimization process is done with lamination parameters method. The objective function is minimization of weight of composite laminates of sandwich panels in wing structures. The constraints of design are buckling and failure of sandwich panels. Due to manufacturing limitations only symmetric and balanced laminates with 0, 45, -45 and 90 degrees are considered in optimization process. Particle swarm optimization is used for minimization of weight of composite sandwich panels. Keywords: Modeling, Hamilton’s principle, Critical buckling load, Optimization, Lamination parameters method, Particle swarm optimization, Wing composite sandwich panel.
