3-5- خواص جوی33
3-6- دیاگرام V-n34
3-6-1- نیروهای ناشی از تندباد و تلاطم35
3-7- بارگذاری سازه مطابق با استاندارد FAR36
3-7-1- کلیات36

شما می توانید تکه های دیگری از این مطلب را با جستجو در همین سایت بخوانید

3-7-2- بارگذاری36
3-7-3- ضریب اطمینان37
3-7-4- استحکام و تغییر فرم37
3-7-5- اثبات کارآیی سازه37
3-8- بارگذاری سازه مورد مطالعه در این رساله38
3-8-1- بارگذاری دم افقی38

در این سایت فقط تکه هایی از این مطلب(به صورت کاملا تصادفی و به صورت نمونه) با شماره بندی انتهای صفحه درج می شود که ممکن است هنگام انتقال از فایل ورد به داخل سایت کلمات به هم بریزد یا شکل ها درج نشود-این مطالب صرفا برای دمو می باشد

ولی برای دانلود فایل اصلی با فرمت ورد حاوی تمامی قسمت ها با منابع کامل

اینجا کلیک کنید

3-8-2- بارگذاری دم عمودی39
فصل چهارم- تئوری و روش حل
4-1- تحلیل استاتیکی42
4-2- تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودها42
4-2-1- روش اجزای محدود43
4-2-2- روش تفاضل محدود43
4-2-3- روش المان مرزی43
4-3- تحلیل دینامیکی در نرم افزار اجزای محدود44
4-3-1- تحلیل با استفاده از مقادیر ویژه44
4-3-2- تحلیل پاسخ فرکانسی خطی45
4-3-3- تحلیل پاسخ گذرای خطی47
4-4- مبانی آیروالاستیسیته استاتیکی و دینامیکی48
4-4-1- پدیدههای آیروالاستیک استاتیکی49
4-4-2- پدیدههای آیروالاستیک دینامیکی54
4-4-3- روش حل و تحلیل رفتار دینامیکی66
فصل پنجم- مدلسازی کامپیوتری
5-1- مقدمه70
5-2- مدلسازی دم افقی71
5-3- مدلسازی دم عمودی73
5-4- مونتاژ دم افقی و عمودی75
5-5- تحلیل کامپیوتری75
5-5-1- روش اجزاء محدود75
5-5-2- المانها در Abaqus76
5-6- فرمولبندی79
انتگرال گیری79
روند تحلیل اجزاء محدود80
فصل ششم- نتایج
6-1- تحلیل استاتیکی82
6-2- بارگذاری82
6-2-1- بارگذاری دم افقی82
6-2-2- بارگذاری دم عمودی83
6-2-3- المان بندی84
6-3- تحلیل تنش اولیه برای بدست آوردن المان بندی مناسب85
6-4- بررسی پارامترهای مختلف بر روی تنش و تغییر مکان عمودی85
6-4-1- تاثیر مواد سازنده مجموعه دم در مقادیر تنش و تغییر مکان عمودی86
6-4-2- تاثیر تغییرات ضریب بار در یک بازه مشخص روی تنش و تغییر مکان:88
6-4-3- تاثیر تغییرات زاویه نصب دندانههای عرضی روی تغییر مکان عمودی دم افقی92
6-4-4- تاثیر تغییرات ضخامت پوسته دم افقی بر روی توزیع تنش در ریشه دم و تغییر مکان عمودی نوک دم افقی93
6-4-5- تحلیل فرکانسی95
6-4-6- تحلیل فرکانسی دم افقی مدل شده97
6-4-7- تحلیل فرکانسی پوسته دم افقی99
6-4-8- تحلیل فرکانسی دم عمودی مدل شده101
6-4-9- تحلیل فرکانسی پوسته دم عمودی102
6-4-10- تحلیل فرکانسی مجموعه دم طراحی شده104
6-5- نتایج آیروالاستیسیته105
6-5-1- مدل دم مخروطی با مقطع مستطیلی105
6-5-2- تحلیل فلاتر دم مخروطی با مقطع مستطیلی106

6-5-3- تحلیل فلاتر دم افقی مدلسازی شده112
فصل هفتم- جمعبندی و ارائه پیشنهاد
7-1- مقدمه119
7-2- نتیجهگیری119
7-2-1- تحلیل تنش119
7-2-2- ارتعاشات آزاد120
7-2-3- تحلیل آیروالاستیک120
7-3- ارائهی پیشنهاد120
فهرست منابع و مراجع122
فهرست شکل‌ها
عنوانصفحه
شکل2-1- اجزای بیرونی مجموعه دم هواپیما ]32[10
شکل2-2- اجزای سازنده مجموعه دم هواپیما]6 و32[11
شکل 2-3- نمونههایی از تیرکهای طولی ]32[13
شکل 2-4- سطح مقطع دم ]32[14
شکل 2-5- نمایش دم با نسبت مخروطیهای مختلف16
شکل2-6- زاویه دایهدرال]6[16
شکل 2-7- نحوه عملکرد سطوح کنترلی]33[18
شکل 2-8- اجزای تشکیل دهنده سطوح کنترلی، الف) بالابرنده ب) سکان عمودی متحرک]6[19
شکل 2-9- انواع حالات دم]34[21
شکل2-10- کاربرد مواد مختلف در نمونه هواپیمای مسافربری]32[26
شکل3-1- تعادل پروازی]35[29
شکل3-2- 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[30
شکل3-3- دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری]36[35
شکل3-4. توزیع بیضوی لیفت39
شکل3-5- بارگذاری مجموعه دم مدلسازی شده، الف) بارگذاری مجموعه دم ب)سازه مجموعه دم40
شکل4-1: نمایش پاسخ فرکانسی مختلط45
شکل 4-2. مسائل مطرح شده در آیروالاستیسیته]21[49
شکل4-3: مدل تیر برای بال یک بعدی51
شکل4-4: بررسی پایداری سیستم از روی پاسخهای آن]21[58
شکل4-5: مدل آیروالاستیک مقطع بال]21[60
شکل4-6: نمودار قسمتهای حقیقی و موهومی نسبت به سرعت ]21[63
شکل4-7: اثر میرایی سازهای در یافتن سرعت فلاتر]21[65
شکل 5-1- نقشه مجموعه دم ایرباس 320، الف) دم عمودی ب) دم افقی]39[71
شکل 5-2- مکان قرارگیری تیرکهای طولی الف)تیرک جلو ب)تیرک عقب72
شکل5-3- دم افقی، الف) سازه داخلی ب) کل سازه دم افقی73
شکل 5-4- مکان قرارگیری تیرکهای طولی الف) تیرک جلو ب) تیرک عقب74
شکل5-5- دم عمودی، الف) سازه داخلی ب) کل سازه دم افقی74
شکل 5-6- گردآوری دم افقی، عمودی و سازه مخروطی شکل در کنار هم در محیط مونتاژ75
شکل5-7- انواع المانهای موجود در نرم افزار المان محدود]40[77
شکل 5-8- الف) المان خطی همراه با 8 گره ب) المان سهموی همراه با 20 گره79
شکل5-9- مراحل تحلیل مدل در نرم افزار Abaqus80
شکل 6-1- توزیع بیضوی لیفت83
شکل6-2- بارگذاری مجموعه دم مدلسازی شده، بارگذاری مجموعه دم84
شکل6-3 المانبندی اجزای دم، الف) تیرک طولی ب) تیغه عرضی84
شکل6-4- تغییرات تنش در اجزای مجموعه دم از جنس آلومینیوم87
شکل6-5- دیاگرام V-n برای هواپیمای مسافربری88
شکل 6-6- تغییرات ماکزیمم تنش در مجموعه دم بر حسب ضریب بار90
شکل 6-7- تغییرات ماکزیمم تنش در تیرکهای طولی بر حسب ضریب بار90
شکل 6-8- تغییرات ماکزیمم تنش دردندانههای عرضی بر حسب ضریب بار91
شکل 6-9- تغییرات ماکزیمم تغییر مکان عمودی بر حسب ضریب بار91
شکل 6-10- نمایش قرارگیری دندانههای عرضی دم افقی با زاویههای نصب مختلف92
شکل 6-11- نمودار تغییر مکان عمودی ماکزیمم بر حسب زاویه نصب دندانههای عرضی93
شکل 6-12- تغییرات تنش در ریشه دم افقی در چندین ضخامت پوسته94
شکل 6-13- تغییرات تغییر مکان عمودی نوک دم افقی بر حسب ضخامت پوسته95
شکل6-14مدل AGARD WING445.6 Planform96
شکل6-15- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار97
شکل6-16- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار برای دم افقی99
شکل6-17- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار100
شکل6-18- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار102
شکل6-19- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار103
شکل6-20- مودهای فرکانس طبیعی ارائه شده توسط نرم افزار104
شکل 6-21- محور الاستیک و محور اینرسی یک دم افقی مخروطی یک سر درگیر105
شکل 6-22- تغییرات سرعت فلاتر بر حسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت TR107
شکل 6-23- تغییرات فرکانس فلاتر بر حسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت TR107
شکل 6-24- تغییرات سرعت فلاتر بر حسب نسبت مخروطی برای زوایای عقب گرد مختلف108
شکل6-25- تغییرات فرکانس فلاتر بر حسب نسبت مخروطی به ازای زاویه عقب گردΛ=0108
شکل 6-26- تغییرات سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0109
شکل 6-27- مقایسه فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0109
شکل 6-28- تغییرات سرعت فلاتر برحسب زاویه عقبگرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8110
شکل 6-29- تغییرات فرکانس فلاتر برحسب زاویه عقب گرد برای نسبتهای متفاوت λ و TR=0.8110
شکل 6-30- تغییرات سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=0111
شکل 6-31- تغییرات سرعت فلاتر برحسب نسبت مخروطی برای نسبتهای متفاوت λ و Λ=45111
شکل 6-32- تغییرات ممان اینرسی دم افقی در طول آن113
شکل6-33- تغییرات ممان اینرسی قطبی دم افقی در طول آن113
شکل6-34- هندسه دم افقی و محل محور الاستیک114
شکل6-35-اثر زاویه عقبگرد بر سرعت فلاتر115
شکل6-36- اثر زاویه عقبگرد بر فرکانس فلاتر115
شکل 6-37- اثر ارتفاع پرواز بر سرعت فلاتر116
شکل6-38-تغییرات سرعت فلاتر با زاویه عقبگرد در چند ارتفاع پروازی مختلف117
شکل 6-39- تغییرات سرعت فلاتر با تغییر ارتفاع پرواز در زاویههای عقبگرد مختلف117
فهرست جدول‌ها
عنوان و شمارهصفحه
جدول2-1- وظایف سطوح کنترلی18
جدول2-2- فواید و معایب استفاده از مواد کامپوزیت24
جدول2-3- کاربرد مواد مرکب در هواپیماهای پیشرفته25
جدول3-1- مقادیر ضریب بار برای هواپیماهای مختلف30
جدول3-2- مقادیر نیروها و گشتاورها38
جدول 3-3- نیروهای وارد بر دم عمودی39
جدول4-1: نوع حرکت و مشخصههای پایداری برای مقادیر مختلف و 59
جدول 5-1- مشخصات هندسی دم افقی طراحی شده72
جدول 5-2- مشخصات هندسی دم عمودی طراحی شده73
جدول6-1-مقادیر نیروها و گشتاورها82
جدول 6-2- نیروهای وارد بر دم عمودی83
جدول6-3: مقایسه ماکزیمم جابجایی عمودی و تنش در المانهای جامد و پوستهای85
جدول6-4 همگرایی تعداد المانها85
جدول6-5- مشخصات آلیاژهای بهکار رفته86
جدول6-6- مقادیر ماکزیمم و مینیمم تنش و تغییر مکان عمودی برای مواد مختلف86
جدول 6-7- مقادیر تنش و تغیییر مکان عمودی برای ضریب بارهای مختلف89
جدول6-8- مقادیر تغییر مکان ماکزیمم برای زاویه نصبهای مختلف93
جدول6-9- مشخصات بال AGARD445.695
جدول 6-10- مشخصات فیزیکی آلیاژ بال مورد آزمایش96
جدول6-11- مقایسه نتایج نرم افزار با دادههای آزمایشگاهی96
جدول 6-12- مشخصات سازهای دم افقی97
جدول 6-13 مشخصات فیزیکی آلیاژ98
جدول6-14- نتایج نرم افزار98
جدول6-15- نتایج نرم افزار100
جدول 6-16-مشخصات سازهای دم عمودی101
جدول6-17- نتایج نرم افزار101
جدول6-18- نتایج نرم افزار103
جدول6-19 نتایج نرم افزار104
جدول6-20- مقایسه سرعت و فرکانس فلاتر برای بال گلند112
جدول6-21- سرعت و فرکانس فلاتر برای مودهای مختلف112
جدول6-22- مقادیر سرعت و فرکانس فلاتر برای زاویههای عقبگرد مختلف114
جدول 6-23- مقادیر سرعت فلاتر برای ارتفاعهای مختلف پروازی116
فصل اول- مقدمه
1-1- پیشگفتار
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 Martin در 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 رایت تاکنون 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 و Toppمنتشر 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 پیچشی1 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 گردشی2 ایجاد نمیکنند، البته در هواپیماهای چند موتوره، دم معمولی باید توانایی تولید نیروی تریم کافی را حتی 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 پسگرایی3 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[.
تحقیقات زیادی در زمینه تحلیلهای نیرویی و تنشی و محاسبات مربوط به تغییر شکل سازههای هوایی صورت گرفته است. در آغاز دهه 90 تحقیق بر روی اثرات بارگذاریهای دینامیکی مختلف بر روی دم و بال هواپیما به صورت گستردهتری پیگیری شد. در سال 1968 تحلیل تنش سازههای هوایی تحت نیروهای ضربهای بررسی شد و تاثیر این نیروها بر روی تغییر شکل سازه مشخص گردید]7 .[ هورمن و همکارانش تاثیر بار ضربهای روی دم افقی ساخته شده از کامپوزیت و بررسی شکست در اثر این بار را مشاهده کردند. در این تحقیق ضربه های حاصل اثر برخورد پرنده به گوشههای دم افقی دیده شده اند] 8 .[
اوزوز4 وهمکارانش، طراحی و آنالیز تنش با معیار فون میزز برای بال و دم ساخته شده از مواد مرکب خاص را انجام داده و نتایج برای چند ماده از قبیل کربن، اپوکسی و فایبرگلاس را ارائه دادند. در این کار با بدست آمدن تنش های ماکزیمم، و مقایسه این مقادیر با تنش نهایی مواد سازنده سازه، ضریب اطمینان بدست آمده است] 9 .[
تاثیر نیروی لیفت استاتیکی حاصل از پایدار کننده افقی بر روی چرخش هواپیما حول محور عمودی، همچنین تاثیر تغییر شکل این پایدارکننده روی فلاتر دمT شکل به روش عددی با نرم افزار NASTRAN توسط سوکیو مورد بررسی قرار گرفت] 10 .[ نحوهی توزیع تنش بر روی بال دلتا5 و رابطه بین زاویه عقبگرد6 و تنش در لبههای بال با روش فتوالاستیک توسط سوزوکی7 به انجام رسید] 11 .[ موچاندی8 و همکارانش تیرک طولی مربوط به دم عمودی هواپیمای مسافربری را مورد تحلیل قرار دادند. در این تحلیل با در نظر گرفتن آلیاژ آلومینیوم به عنوان جنس سازنده ، تاثیر شکل مقطع تیرک طولی در حالت های دایره ای، مربع و مستطیلی شکل روی تنش های ایجاد شده بررسی شدند] 12 .[ تحلیل استاتیکی مجموعه سازه داخلی بال کامپوزیتی با هدف پیدا کردن مقدار و محل تنش ماکزیمم توسط احمد علی و همکارانش انجام شد. بررسی تاثیر جهت قرارگیری فایبر و انتخاب تعداد لایهها روی تنش و تغییر مکان عمودی در این کار انجام گردید] 13 .[چیت9 و همکارانش تحلیل استاتیکی و دینامیکی بال بدون شکستگی دارای تیرکهای طولی و تیغههای عرضی را با نرم افزار المان محدود را انجام دادند. در این کار، المان پوسته جهت پوسته بال و المان تیر برای تیرکهای طولی و سفت کنندهها در نظر گرفته شدهاند. با تغییر در ضخامت پوسته و همچنین تغیر در سطح مقطع تیرکهای طولی، تغییرات تنش و تغییر مکان را در طول بال مشاهده کردند ] 14 .[هرکر10 و همکارش با قرار دادن بارهای مختلف روی بال معمولی، با استفاده از تئوری المان محدود تحلیل کمانشی و تنشی را انجام دادند. با بدست آوردن فاکتور کمانش کمتر از 1 در پوسته بالایی نشان دادند که در این بال کمانش اتفاق نمیافتد] 15 .[کانتجورو11 و همکارانش تحلیل تنش یک بال معمولی را انجام دادند. مقایسه نتایج آنها با سه روش تئوری، المان محدود معمولی و المان محدود سوپرالمان انجام گردید ] 16 .[
در زمینه ناپایداری دینامیکی یا فلاتر یا مسائل آیروالاستیسیته سازههای هوایی نیز تحقیقات زیادی انجام شده است. با مراجعه به مبدا پرواز در سال 1903 توسط برادران رایت مشاهده می‌شود که از همان ابتدا، مسائل آیروالاستیسیته خود را نمایان ساخته بودند. در روز 8 دسامبر 1903 فقط 9 روز قبل از پرواز موفق برادران رایت، هواپیمای لانگلی و همکارانش به دلیل مشکلات ناشی از پدیده‌های آئروالاستیک دچار سانحه گردید و موفق به پرواز نشدند. اولین مطالعات بر روی مسئله فلاتر در سال 1916 توسط لانکستر و همکارانش در جریان جنگ جهانی اول در ارتباط با مسائل فلاتر بمب افکن هندی پاگ انجام گردیده است[17] . فلاتر سازه‌های هوایی مسئله‌ای بسیار قدیمی است و کتاب‌ها و مقاله‌های بسیاری در این مورد چاپ شده است[17-21].
در سال 1927 ژان و بیر بررسی های خود را بر روی فلاتر دم عمودی هواپیمای MO-1 در ایالات متحده معطوف نمودند. این دم یک سیستم با دو تیرک طولی بود که باعث جفت شدن مودهای پیچش و خمش میشد. به عنوان یک راه حل، افزایش سختی پیچشی و جلوبردن مرکز جرم پیشنهاد شد. بعلاوه نوئل، یانگر و گرین مطالعاتی را بر روی پدیده فلاتر انجام داده و مقالات خود را در مورد فلاتر در سال 1927 و 1928 چاپ نمودند. در سال 1942 روش V-g جهت آنالیز فلاتر سازه‌ای توسط واسرمن به منظور لحاظ نمودن اثرات استهلاک سازه‌ای ارائه گردید. مقالات مروری، تحقیقات جامعی در رابطه با روند تکامل موارد فوق ارائه نموده‌اند. عملکرد وسائل پرنده تا حد زیادی به طراحی اجزای سازه‌ای آن نظیر دم و بال بستگی دارد. تحلیل رفتار دینامیکی سازههای دم و بال الاستیک هواپیما تحت اثر نیروهای آئروالاستیک وارد بر آنها، یکی از موضوعات جالب در علم آئروالاستیسیته می‌باشد که تحقیقات گسترده‌ای بر روی آن انجام شده است. گولند12 در سال 1945 فلاتر یک بال یک سرگیردار و ساده13 را برای پارامترهای مختلف بدست آورد[22]. پس از آن نیز در سال 1948 گولند با همکاری لاک14 این مسئله را برای یک بال بدون قید که در ابتدا و انتهای آن جرم متمرکز وجود داشت را تحلیل و فلاتر بال را محاسبه کردند[23]. حدادپور و فیروزآبادی ناپایداری فلاتر بال هواپیما بدون اثر زاویه عقب‌گرد را در یک جریان مادون صوت تحت اثر نیروهای ناپایا و شبه پایا بررسی کرده اند[24].
ماتئوس15 و همکارانش بررسی فلاتر دم T شکل را با روش DLM انجام دادند و با مقایسه نتایج آزمایشگاهی با این نتایج، تاثیر بار تریم بر روی سرعت فلاتر را به صورت دقیق محاسبه کردند[25]. داول و همکارانش تحلیل آیروالاستیک تجربی و عددی دم افقی کاملا متحرک با ریشه قابل چرخش برای چندین زاویه چرخش جزئی را مورد بحث قرار دادند. این مدل شامل بارگذاری وزنی در جریان مادون صوت تحت آزمایش قرار گرفته است[26]. بنانی در سال 2005 فلاتر بال اف 16 را با در نظر گرفتن مخزن با نرم افزار نسترن بررسی کرد و با نتایج عددی از روش مقایسه نمود. وی حاشیه اطمینان مناسب برای سیستم مقاوم برای مرز فلاتر را محاسبه کرد[27]. السن16 در سال 1999 مکانیک پرواز و آئروالاستیسیته را برای تحلیل حرکتهای شتاب‌دار هواپیماهای الاستیک بررسی کرد[28]. فاضل زاده، مزیدی و رحمتی در سال 2007 معادلات خطی دینامیکی برای بال انعطافپذیر تحت مانور صعود با زاویه عقب‌گرد با اثر تغییر فرم برشی بال را استخراج کرده‌اند[29]. پنگ17 و همکارش در سال 2012 با درنظر گرفتن بالچه در انتهای بال هواپیمای مسافربری، تاثیر این بالچه بر روی سرعت و فرکانس فلاتر را مورد مطالعه قرار دادهاند[30]. بیبین18 و همکارانش در سال 2012 با مدلسازی بال بدون شکستگی متشکل از تیرکهای طولی و تیغه های عرضی، تحلیل تنش و فلاتر را برای این نوع بال در نرم افزار المان محدود انجام دادند[31].
1-3- هدف تحقیق
در این تحقیق پس از مدلسازی مجموعه دم افقی، دم عمودی یک هواپیمای مسافربری و مونتاژ کردن آنها در نرم افزار طراحی، ابتدا تحت بارگذاری ذکر شده، تحلیل تنش را انجام میدهیم. این تحلیل شامل تغییر پارامترهایی مانند جهت قرارگیری دندانههای عرضی، ضخامت پوسته و تیرکهای طولی، ضریب بارهای مختلف و مواد متفاوت میباشد. با تغییر این پارامترهای طراحی، تاثیر آنها روی تنش و تغییر مکان ماکزیمم مشاهده شده است. سپس فرکانسهای طبیعی مجموعه دم با هم و همچنین فرکانسهای طبیعی دم افقی و عمودی به صورت جداگانه را محاسبه میکنیم. در پایان، تحلیل پدیده ناپایداری فلاتر برای دم افقی صورت میگیرد. و همچنین تاثیر پارامترهایی مانند زاویه عقبگرد و چگالی جریان هوا روی سرعت و فرکانس فلاتر دم افقی مورد بحث قرار میگیرد. پایان نامه حاضر در 6 فصل تدوین شده است.
فصل دوم- ساختمان دم و مواد سازنده
2-1- مقدمه
مجموعهی دم، 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 بر عهده دم افقی و تعادل، پایداری و کنترل جانبی بر عهده دم عمودی است. دمها در واقع بالهای کوچکی هستند که اصلی ترین تفاوت میان آنها و بال این است که بال برای تولید سهم اصلی برآ19 طراحی میشود، در حالیکه دم به گونهای طراحی میگردد که فقط قسمتی از برآی خود را جهت تریم20 (تریم به تولید نیروی برآیی گفته میشود که سایر گشتاور های تولید شده توسط هواپیما را با عملکردن از طریق قسمتی از بازوی گشتاور دم حول مرکز جرمی خنثی میکند.) هواپیما ایجاد می نماید. همچنین قابل ذکر است که چندین مشخصه مشترک در طراحی دم و بال هواپیما وجود دارد. طراحی دم به ماموریت یا الزامات نوع هواپیما بستگی دارد. از این رو نمیتوان یک شرایط عمومی را برای طراحی دم هواپیماها در نظر گرفت و باید با توجه به ماموریت هواپیما و امکانات در دسترس، بهترین گزینهها را در طراحی یک دم به کار برد. مجموعه دم هواپیما شامل دم افقی، دم عمودی، بالابر و سکان عمودی متحرک میباشد. در این فصل به معرفی اجزای تشکیل دهنده مجموعه دم معمول هواپیما و تشریح آنها پرداخته میشود. پارامترهای هندسی نظیر زاویه عقبگرد و دایهدرال نیز در این فصل مورد مطالعه قرار میگیرد. با توجه به اهمیت مواد سازنده این سازه ها و تحمل بارهای مختلف، مواد سازنده این سازه ها در پایان این فصل توضیح داده میشود.
2-2- معرفی دم هواپیما
مجموعه دم هواپیما شامل سطوح ثابت آیرودینامیکی، سطوح متحرک آیرودینامیکی و مخروطی می باشد. هرکدام از اجزای یاد شده وظیفه مهمی در حین پرواز ایفا میکنند. سطوح ثابت که شامل دو قسمت افقی21 و عمودی22 می باشد در پایدارکردن، و سطوح متحرک که شامل رادر و الویتور می باشد در هدایت کردن هواپیما در حین پرواز کمک می کند. محل قرارگیری اجزای دم در شکل 2-1 نشان داده شده است.
شکل2-1- اجزای بیرونی مجموعه دم هواپیما ]32[
2-3- وظایف اصلی دم افقی و عمودی
نقش اصلی دم افقی، تعادل میباشد. تعادل یعنی تولید یک گشتاور برای خنثیسازی گشتاوری که توسط هواپیما تولید شده است. معمولا زاویه نصب دم بین 3+ و 10- درجه است، یعنی اغلب نیروی برآی منفی تولید کرده و از این نظر نقطه عیب میباشد. چون گشتاور بال در طول پرواز بدلیل تغییر محل مرکز ثقل تغییر میکند، لذا نیروی برآی دم باید تغییر کند. این تغییر معمولا توسط بالابر ایجاد میشود. برای دم عمودی چنین نقشی تقریبا وجود ندارد. چون معمولا هواپیما دارای تقارن طولی میباشد. ولی در هواپیماهای چند موتوره در صورت خاموش شدن یکی از موتورها، دم عمودی باید بتواند گشتاور کافی برای تعادل با گشتاور بوجود آمده توسط موتور یا موتورهای روشن باقیمانده ایجاد کند. در هواپیماهای تک موتوره ملخی، دم هواپیما خود نامتعادل کننده است.
2-4- اجزای تشکیل دهنده دم
ساختار پایدار کننده ها از نظر اجزای داخلی شباهت بسیاری با بال هواپیما دارند. تیرک های طولی23، دندانههای عرضی24، اجزای طولی تقویت کننده25 و پوسته26 اجزای اصلی تشکیل دهنده دم افقی و عمودی میباشند. این المانها نقش انتقال تنش حاصل از بارهای آیرودینامیکی در حین پرواز را از عضوی به عضو دیگر ایفا کرده و مانع ایجاد تمرکز تنش میشوند. به عبارتی تا جایی که تحمل تنش ایجاد شده را داشته باشند در خود نگه داشته و بیشتر از آن را به اجزای دیگر منتقل میکنند. انتقال نیروهای اضافی از طریق تیرکهای طولی به بدنه27 صورت میگیرد. در شکل 2-2 محل قرارگیری این اجزا در مجموعه دم هواپیمای مسافربری نمونه نشان داده شده است.
شکل2-2- اجزای سازنده مجموعه دم هواپیما]6 و32[
2-4-1- پوسته دم
پوسته طراحی شده روی دم و بال هواپیما جهت تحمل قسمتی از بارهای حین پرواز و بارهای زمینی میباشد. در ساخت این پوسته از دامنه وسیعی از موا مانند ورقههای آلومینیوم و فلزات دیگر استفاده می شود.
2-4-2- تیرکهای طولی
تیرکهای طولی از اجزای تشکیل دهنده دم افقی و عمودی هواپیما میباشد که نقش اصلی در تحمل بارهای وارد بر این سازهها در حین پرواز و وزن سازه روی زمین را دارد. تیرکهای طولی از ریشه تا نوک دم به صورت عمودی یا زاویهدار نصب میشوند. تعداد نصب این تیرکها به نوع هواپیما بستگی دارد، معمولا تعداد تیرکهای طولی در هواپیماهای مسافربری کمتر از هواپیماهای جنگده است. این نشان دهنده وارد شدن نیروهای بیشتر به هواپیماهای جنگنده میباشد. تعداد این تیرکها در بال و دم، یک و بیشتر از این مقدار میباشد. نامگذاری تیرکهای طولی بر اساس موقعیت مکانی نصب و تحمل بار انجام میشود. برای مثال اگر مقدار بیشتری از بارهای وارده توسط یکی از تیرکها تحمل شود، تیرک طولی اصلی نامیده میشود. این نوع تیرکها در هواپیماهای سبک وزن رایج میباشند که از ابتدا تا آخر دم یا بال نصب شدهاند. دامنه وسیعی از مواد برای ساخت تیرکهای طولی مورد استفاده قرارگرفتهاند . در بیشتر هواپیماهای قدیمی، چوب بعنوان ماده سازنده تیرک مورد استفاده قرار میگرفت. شرایطی مانند تغییر در رطوبت چوب باعث کم شدن مقاومت آن میگردید، امروزه مواد فلزی و کامپوزیت ها جایگزین چوب شدهاند.کاربرد فلز آلومینیوم و آلیاژ های آن به دلیل وزن کم و مقاومت بالا بیش از بقیه مواد مورد استفاده قرار میگیرد. در بین مواد کامپوزیتی نیز فایبرگلاس و الیاف کربن کاربرد وسیعی دارند.
تیرکهای طولی تحت گستره وسیعی از انواع بارها میباشند، نیروهای آیرودینامیکی، سازه ای، توربولانس، تند باد، نمونههایی از این نیروها میباشند. تعدادی از این نیروها، و نقش تیرکهای طولی در مقاومت در برابر آنها در زیر ذکر میشوند.
مقاومت در برابر ممان ایجاد شده در اثر نیروی وزن:
هنگامیکه هواپیما در حالت سکون روی زمین قرار گرفته است، وزن سازههایی مانند دم و بال به سمت پایین باعث ایجاد ممان خمشی میشود، در این میان تیرکهای طولی در سراسر این سازهها مانند تیر یک سر درگیر عمل کرده وجلوی اثر بارهای خمشی را میگیرد. در هواپیماهای تجاری پیشرفته علاوه بر وزن سازه، سیستم سوخت و موتور نیز باعث ایجاد ممان خمشی میشوند، برای این هواپیماها، تیرکهای طولی با مقاطعی ساخته میشوند که اثرات این موارد را نیز تحمل کنند.
مقاومت در برابر ممان خمشی ایجاد شده در اثر نیروی لیفت:
وظیفه اصلی بال و دم هواپیما تولید نیروی لیفت (برآ) میباشد. این نیرو در اثر اختلاف فشار بین سطوح بالایی و پایینی بال و دم افقی به سمت بالا ایجاد میشود. نیروی لیفت تولید شده، باعث ایجاد ممان خمشی به سمت بالا در این سازهها می شود. با توجه به گیردار بودن ریشه تیرک های طولی، وجود تیرکهای طولی باعث مقاومت در برابر ممان خمشی و تغییر مکان به سمت بالا میگردد.
مقاومت در برابر نیروی درگ:
حرکت هواپیما در جریان هوا باعث ایجاد نیرویی در خلاف جهت حرکت آن میشود که این نیرو پسا نام دارد. با افزایش سرعت و عدد ماخ مقدار پسا افزایش مییابد. نحوه قرارگیری تیرکهای طولی باعث مقاومت در برابر این نیرو میشود.
کم کردن اثرات نیروی اینرسی:
در اثر غلتشهای هواپیما، نیروهای اینرسی غلتشی ایجاد میشوند، وجود این نیروها باعث خسارت به سازههای دم و بال میشوند. وجود تیرکهای طولی مناسب مانع انتقال نیرو به سازه میشود.
مقاومت در برابر ممانهای خمشی و پیچشی :
تیرکهای طولی تحت ممانهای خمشی و پیچشی قرار دارند. که قدرت تحمل این ممانها را دارا میباشند. تغییر مکان سطوح کنترلی مانند شهپر و بالابر باعث انتقال بارهای پیچشی به تیرکهای طولی میشود که در مقابل ایجاد شدن این نیروها از خود مقاومت نشان میدهد.
با توجه به اهمیت تیرکهای طولی در تحمل نیروها، متناسب با نوع کاربرد، نمونههایی از تیرکهای طولی با سطح مقطع متفاوت ساخته شدهاند. سطح مقطع مستطیلی، دایرهای، L، T، نمونههای موجود میباشند. این تیرکها توسط پیچ به بالا و پایین سطح بال یا دم متصل میشوند. نمونههایی از تیرکهای طولی در شکل2-3 نشان داده شده است.
شکل 2-3- نمونههایی از تیرکهای طولی ]32[
2-4-3- تیغه یا دندههای عرضی28
دندههای عرضی، شکل آیرودینامیکی مناسب برای تولید نیروی برآ توسط دم را ایجاد میکنند. این دندهها به شکل ایرفویل طراحی شدهاند و با قرار گرفتن در پوشش پوستهای دم ، شکل مشخصی از این اجزاء به وجود میآید. دندههای عرضی به صورت زاویهدار و یا به صورت عمود به تیرکهای طولی متصل میشوند و سختی دم را فزایش میدهند. در هواپیماهای تجاری، معمولا دندههای عرضی با زوایای مختلف از ریشه تا نوک دم، در طول آنها قرار میگیرند. دندههای عرضی معمولا از سازه خرپایی و یا از ورقههایی با سوراخهای مدور به منظور کاهش وزن ساخته شدهاند. انواع گوناگونی از دندههای عرضی با توجه به روش تولید آنها، فورجینگ، فرزکاری و خرپایی نامگذاری میشوند. دندههای عرضی خرپایی، بیشتر در هواپیماهای کوچک و سبک استفاده میشوند. دندههای آهنگری با استفاده از دستگاههای پرس سنگین برای دست یافتن به شکل موردنظر استفاده میشوند. هرچند بعد از این عملیات هموارکردن لبهها مورد نیاز است. بسته به جایگاه و شرایط بارگذاری بر روی دم، انواع مختلف دندههای عرضی با مقاطع متفاوت در هواپیما استفاده میشود. از دندههای فورجینگ به منظور فراهم آوردن مقاومت و صلبیت سازه، استفاده میشود. دندههای عرضی سبکتر در نزدیکی نوک دم استفاده میشوند. دندهها توسط پرچ، پیچ یا چسب به پوسته دم متصل میشوند. اجزاء سازهای اصلی در یک دم که ایرفویل نیز خوانده میشوند و به تعداد در امتداد خط وتر قرار میگیرند. دندههای عرضی بین لبه حمله دم و لبه فرار دم کشیده شدهاند و در واقع باعث ایجاد شکل دوکی برای مقطع دم میشود و در نهایت توسط پوسته پوشش داده میشوند. این دندهها بار را از پوسته و اجزا تقویتکننده به تیرکهای طولی منتقل میکنند. همچنین این دندهها در سطوح کنترلی نیز مورد استفاده قرار میگیرند. در شکل 2-4 سطع مقطع دم افقی و عمودی نشان داده شده است.
شکل 2-4- سطح مقطع دم ]32[2-4-4- اجزاء طولی تقویت کننده29
اجزاء طولی تقویت کننده در بدنه، بال و سطوح مجموعه دم،که به سازه شکل داده و پوسته روی آن نصب میشود. این اجزاء در بدنه قابها30 و در دم یا بال، دندههای عرضی را به یکدیگر متصل میکنند.
2-4-5- اجزاء تقویتکننده و استحکام بخش31
اجزاء سازهای تقویت کنندهای که به منظور تحمل نیروهای عمود بر سطح به سازه متصل میشوند.
2-5- پارامترهای هندسی
2-5-1- نسبت منظری
نسبت منظری نسبت بین مربع طول دم به مساحت آن است.
(2-1)نسبت منظری زیادتر به معنای طول بیشتر دم و نسبت منظری کمتر به معنای طول کمتر دم است. نسبت منظری بزرگتر بیشتر در گلایدرها یا هواپیماهای دور برد استفاده میشود، در حالیکه نسبت منظری کوچکتر بیشتر در جنگندهها که طول دم نسبت به هواپیماهای جت کوچکتر است. دم با نسبت منظری بزرگتر نیروی پسای کمتری نسبت به دم با نسبت منظری کوچکتر دارد.
2-5-2- نسبت مخروطی
نسبت مخروط شوندگی، نسبت وتر نوک دم به وتر ریشه دم تعریف میشود.
(2-2)نسبت مخروطی عددی بین صفر و یک می باشد. به ازای نسبت مخروطی یک وتر ریشه و نوک دم برابر است و دم مستطیل شکل است و در نسبت مخروطی صفر وتر نوک دم صفر است و دم مثلثی می باشد. در شکل 2-5 چند نسبت مخروطی نشان داده شده است.
شکل 2-5- نمایش دم با نسبت مخروطیهای مختلف
باریک شوندگی دم اصطلاحا توزیع نیروی برآ روی دم را در بر دارد، همچنین وزن دم را کاهش می دهد و مرکز جرم هر کدام از دمهای چپ و راست به سمت خط مرکزی بدنه نزدیکتر میشود، که این خود سبب کاهش ممان خمشی وارد در ریشهی دم افقی میگردد. باریک شوندگی دم هزینه ساخت دم را افزایش میدهد، چون هر کدام از دندههای عرضی دم، شکل متفاوتی خواهند داشت.
2-5-3- زاویه دایهدرال یا هفتی
زاویه بین صفحهی خط وتر یک دم افقی و صفحهی xy را دایهدرال دم افقی (Γ) میگویند. صفحهی خط وتر یک دم افقی، یک صفحه فرضی است که به وسیله متصل کردن وترهای مقاطع یک دم در طول دهانه آن بدست میآید. اگر نوک دم بالاتر از صفحه xy باشد، زاویه را دایهدرال مثبت و یا بطور ساده تر دایهدرال گویند. اما اگر نوک دم پایین تر از صفحه xy باشد، زاویه را دایهدرال منفی یا آنهدرال گویند. به منظور حفظ تقارن در یک هواپیما، دو دم افقی چپ و راست باید زاویه دایهدرال یکسانی داشته باشند. در شکل 2-6 این زاویه برای دم افقی مشخص شده است.
شکل2-6- زاویه دایهدرال]6[
2-5-4- زاویه ی عقبگرد:
زاویه بین ربع وتر یا امتداد لبهی حمله با محور عرضی هواپیما زاویه عقبگرد گفته میشود. هنگامیکه یک مجموعه دم مسقیم در عدد ماخ بالاتر قرار میگیرد نیروی پسا افزایش قابل ملاحظهای دارد. برای یک دم افقی مستقیم واگرایی درگ پدیدهای است که افزایش نیروی پسای قابل توجهی در عدد ماخ پایین تر رخ میدهد. این بدین معناست که دم افقی مستقیم واگرایی درگ را زودتر تجربه میکند. و همچنین کارایی آیرودینامیکی در ماخهای بالاتر کاهش مییابد. از دم افقی با زاویه عقبگرد می توان برای غلبه بر تاثیرات ناسازگار جریان در حد صوت استفاده کرد. برای دم سوئیپدار عدد ماخ واگرایی درگ در مقایسه با دم مستقیم بیشتر است. برای هواپیماهای تجاری که در رژیم جریانی در حد صوت در عدد ماخ حدود 8/0 پرواز میکنند، دم سوئیپدار ضروری است در غیر این صورت افزایش قابل ملاحظهای در نیروی پسا به وجود می آید. دم سوئیپدار پایداری را بهبود میبخشد هر چند وزن سازه را افزایش میدهد.
2-6- سطوح کنترلی
سطوح کنترلی نقش هدایت حول محورهای جانبی، طولی و عمودی هواپیما را بر عهده دارند. الویتور، رادر و شهپر اصلیترین سطوح کنترلی هواپیما میباشند که دو مورد اول روی مجموعه دم و مورد آخر روی بال هواپیما نصب میشوند. بالابر یا رادر یکی از سطوح کنترلی میباشد که نقش هدایت هواپیما حول محور جانبی یا افقی را بر عهده دارد که در لبه فرار دم افقی نصب میشود که معمولا بیشتر عرض دم افقی را شامل میشود. کنترل حرکت آن نیز در کابین هواپیما با جلو و عقب کردن دستهی کنترلی صورت میگیرد. در هواپیماهای سبک وزن این سیستم توسط کابل متصل به قرقره صورت میگیرد. بالابر نیز مانند دم افقی وظیفه کنترل طولی و تعادل طولی را بر عهده دارد و در پایداری طولی و نیروهای وارده به دست خلبان در هنگام چرخش بالابر نیز تاثیر دارد. در هواپیماهایی که دارای ارابه فرود است، بالابر باید آنقدر قوی باشد تا بتواند هواپیما را در 50 درصد سرعت برخاستن و در حالیکه مرکز ثقل در عقبترین محل ممکن خود قرار دارد چرخانده و دم افقی را بالا ببرند. سکان عمودی متحرک نیز یکی از سطوح کنترلی اصلی هواپیما که نقش هدایت هواپیما حول محور عمودی را بر عهده دارد و روی لبه فرار دم عمودی نصب می شود. بیشتر هواپیماها یک سکان عمودی متحرک دارند که کنترل آن توسط جفت پدال موجود در کابین هواپیما انجام میشود. هنگامیکه پدال سمت راست به سمت جلو هل داده میشود سکان عمودی متحرک به سمت راست تغییر مکان میدهد و باعث حرکت دماغه هواپیما به سمت راست میشود، حرکت دماغه به سمت چپ نیز در اثر هل دادن پدال چپ به سمت جلو ایجاد میشود. در جدول 2-1 وظایف سطوح کنترلی به صورت خلاصه ذکر شده است.
جدول2-1- وظایف سطوح کنترلی
سطوح کنترلینوع پایداریمحور چرخش هواپیمانوع حرکت هواپیما در اثر عملکرد سطح کنترلیبالابرطولیافقیچرخشسکان عمودی متحرکسمتیعمودیگردشدر شکل 2-7 عملکرد سطوح کنترلی مشخص شدهاند.
شکل 2-7- نحوه عملکرد سطوح کنترلی]33[

دسته بندی : پایان نامه

پاسخ دهید