پیشینه تحقیق ساختمان دم و مواد سازنده اجزای هواپیما دارای ۳۱ صفحه می باشد فایل پیشینه تحقیق به صورت ورد  word و قابل ویرایش می باشد. بلافاصله بعد از پرداخت و خرید لینک دنلود فایل نمایش داده می شود و قادر خواهید بود  آن را دانلود و دریافت نمایید . ضمناً لینک دانلود فایل همان لحظه به آدرس ایمیل ثبت شده شما ارسال می گردد.

فهرست مطالب

فصل اول- مقدمه    ۵
۱-۱- پیشگفتار    ۵
۱-۲- تاریخچه    ۶
فصل دوم- ساختمان دم و مواد سازنده    ۱۱
۲-۱- مقدمه    ۱۱
۲-۲- معرفی دم هواپیما    ۱۲
۲-۳- وظایف اصلی دم افقی و عمودی    ۱۲
۲-۴- اجزای تشکیل دهنده دم    ۱۳
۲-۴-۱- پوسته دم    ۱۴
۲-۴-۲- تیرکهای طولی    ۱۴
۲-۴-۳- تیغه یا دندههای عرضی    ۱۶
۲-۴-۴- اجزاء طولی تقویت کننده    ۱۷
۲-۴-۵-  اجزاء تقویت کننده و استحکام بخش    ۱۷
۲-۵- پارامترهای هندسی    ۱۷
۲-۵-۱- نسبت منظری    ۱۷
۲-۵-۲- نسبت مخروطی    ۱۷
۲-۵-۳- زاویه دایه درال یا هفتی    ۱۸
۲-۵-۴- زاویه ی عقبگرد:    ۱۹
۲-۶- سطوح کنترلی    ۱۹
۲-۷- انواع دم    ۲۱
۲-۷-۱- دم معمولی :    ۲۲
۲-۷-۲- دم T شکل :    ۲۲
۲-۷-۳- دم صلیبی شکل :    ۲۲
۲-۷-۴- دم H شکل :    ۲۲
۲-۷-۵- دم V شکل :    ۲۳
۲-۷-۶- دم Y شکل معکوس :    ۲۳
۲-۷-۷- دم دوگانه :    ۲۳
۲-۷-۸- دم متصل به بال توسط سازه لولهای و بلند :    ۲۳
۲-۸- مواد سازنده اجزای هواپیما    ۲۴
۲-۸-۱- خواص مواد پرکاربرد در هواپیما های نسل جدید    ۲۵
۲-۸-۲- استانداردهای مواد    ۲۸
فهرست منابع و مراجع    ۳۱

منابع

J. N., “An introduction to the finite element method”, Third Edition, Publishing Tata McGraw, (2005).

Clough, Turner, Top, “Stiffness and deflection analysis of complex structures”, Journal of aeronautical sciences, 23, 805-825 (1956).

E., “Synthesis of subsonic airplane design”, Delft University Press, (1976).

I., Shevell. R., “Aircraft design: synthesis and analysis”, Desktop Aeronautics, (2001).

Cirrus SJ50 Design Notes, “www.the-jet.com.cirrus Design Corporation”, (۲۰۰۸).

M. C., “Airframe structural design”, Conmilit Press Ltd, (1989).

D., “On the stress analaysis of structures subjected to aircraft impact forces”, Nuclear engineering and design 8, pp. 415-4263, (1968).

M., Stelzmann. U., Mcarthy M. A., Booklet. J. R., “Horizontal tailplane subjected to impact loading”. International LS-DYNA users conference, (2007).

S., Mastersthesis , “Structural and analysis of a composite tactical unmanned air vehicle”, Middle Eeast Technical University, (2011).

E., “Msc/Nastran flutter analaysis of t-tails including horizontal stabilizer static lift effects and t-tail trasonic dip”, Presented at the 1966 Msc Nastran world users conference newport beach, CA., pp. 1-10, (1966).

S. I., “Some stress measurements in wing structures using a photoelastic method”, International journal of Mech. Sci. Pergamon Press Ltd. pp. 475-485, (1963).

V., Pilli S., “Design and analysis of a spar beam for the vertical tail of a transport aircraft”, International journal of innovative research in science, pp. 3341-3347, (2013).

A. A., Farhood K., “The static analysis of composite aircraft wing box structure”, Journal of engineering, pp. 1379-1390, (2011).

P., Jadhav. P. K., “Static and dynamic analysis of typical wing structure of aircraft using Nastran”,International journal of application or innovation in engineering and management, Vol. 2, pp. 321-326,(2013).

P.,Heblikar. V. K., “Evaluation of static and buckling load carrying capability of the wing box through FEM approach”, International journal of current engineering and technology, pp. 6-9, (2013).

فصل اول- مقدمه

 ۱-۱- پیشگفتار

مدلسازی و تحلیل سازه­ های 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 ۱۹۵۶ 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]۱[.

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،  ارائه گردیده است.

۱-۲- تاریخچه

ایده روش المان محدود، برای اولین بار توسط Clough در مقاله­ای که در سال ۱۹۶۰ منتشر شد، مطرح گردید. اما ریشه­های تئوری این روش، به شیوه Ritz در تحلیل عددی، که نخستین بار در سال ۱۹۰۹ عرضه شد، باز می­گردد. در سال ۱۹۴۳، 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 ۴۰ و ۵۰ توسعه بیشتری در این زمینه انجام گرفت و در سال ۱۹۵۴ مهندسین شروع به استفاده از کامپیوتر برای حل مسائل سازه­ها نمودند]۱[.

مقاله­ای که در سال ۱۹۵۶ 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]۲[.

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 ۲ تا ۳ درجه) هستند تا گشتاورهای پیچشی[۱] 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[۲] 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] ۳[.

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]۴[.

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[۳] 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]۵[. در چنین حالتی دم هفتی شکل برای اجتناب از قرار گرفتن پایدار کننده_­ی 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]۶[.

تحقیقات زیادی در زمینه تحلیل­های نیرویی و تنشی و محاسبات مربوط به تغییر شکل سازه­های هوایی صورت گرفته است. در آغاز دهه ۹۰ تحقیق بر روی اثرات بارگذاری­های دینامیکی مختلف بر روی دم و بال هواپیما به صورت گسترده­تری پیگیری شد. در سال ۱۹۶۸ تحلیل تنش سازه­های هوایی تحت نیروهای ضربه­ای بررسی شد و تاثیر این نیروها بر روی تغییر شکل سازه مشخص گردید]۷ .[ 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] ۸ .[

اوزوز[۴] 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] ۹ .[

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] ۱۰ .[ نحوه­ی توزیع تنش بر روی بال دلتا[۵] و رابطه بین زاویه عقبگرد[۶] و تنش در لبه­های بال با روش فتوالاستیک توسط سوزوکی[۷] به انجام رسید] ۱۱ .[ موچاندی[۸] 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] ۱۲ .[ 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] ۱۳ .[چیت[۹] 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  ] ۱۴ .[هرکر[۱۰] 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 ۱ در پوسته بالایی نشان دادند که در این بال کمانش اتفاق نمی­افتد] ۱۵ .[کانتجورو[۱۱] 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 ] ۱۶ .[

[۱]Pitching moment

[۲] Yawing moment

[۳]Sweep

[۴] Ozozturk

[۵] Delta

[۶] Sweep

[۷] Suzuki

[۸] Muchchandi

[۹] Chitte

[۱۰] Harakare

[۱۱] Kuntjoro

تمامی فایل های پیشینه تحقیق و پرسشنامه و مقالات مربوطه به صورت فایل دنلودی می باشند و شما به محض پرداخت آنلاین مبلغ همان لحظه قادر به دریافت فایل خواهید بود. این عملیات کاملاً خودکار بوده و توسط سیستم انجام می پذیرد. جهت پرداخت مبلغ شما به درگاه پرداخت یکی از بانک ها منتقل خواهید شد، برای پرداخت آنلاین از درگاه بانک این بانک ها، حتماً نیاز نیست که شما شماره کارت همان بانک را داشته باشید و بلکه شما میتوانید از طریق همه کارت های عضو شبکه بانکی، مبلغ  را پرداخت نمایید.