موقعیت تابع فرضی ……………. : ،

مود سختی مودال …. :

مود از جرم مودال …. :

ضریب دمپینگ مودال ……….. :

طول پانل …………………… : a

عرض پانل …………………. : b

ضخامت پانل …………………… : h

فصل اول: مقدمه و تاریخچه
۱-۱- مقدمه
فلاتر پانل؛ ناپایداری دینامیکی و خود تحریک یک صفحه نازک یا متعلقات سازه ای ورق مانند یک وسیله پرنده میباشد.و یک پدیده آیروالاستیکی سوپرسونیک/هایپرسونیک است که اغلب در سرعتهای بالای هواپیما یا موشک ها اتفاق میافتد.پدیده ای است که معمولا با افزایش دمای سطوح خارجی وسایل پرنده ای که در سرعت های بالا پرواز میکنند همراه است.بخاطر نیروهای فشاری آیرودینامیکی روی پانل ، دو مود ویژه سازه با یکدیگر ترکیب میشوند ومنجر به این ناپایداری دینامیکی میگردند.شکل(۱- ۱)
شکل(۱- ۱)مود طبیعی و مود فلاتر برای یک پانل مربعی[^[۱]]

( اینجا فقط تکه ای از متن فایل پایان نامه درج شده است. برای خرید متن کامل پایان نامه با فرمت ورد می توانید به سایت feko.ir مراجعه نمایید و کلمه کلیدی مورد نظرتان را جستجو نمایید. )

شکل خرابی این پدیده خستگی^[۲] است که ناشی از نوسانات با دامنه محدود^[۳] میباشد. فلاتر سوپرسونیک پانل ها و ورقها باعث شد تا یک دیدگاه بسیارمهم برای طراحی این وسایل لحاظ گردد وتحقیقات تجربی و تحلیلی بسیار زیادی در این مورد انجام پذیرد.
برای افزایش فشار دینامیکی بحرانی یا حذف نوسانات با دامنه محدود طرح های مهمی ارائه گردید.چاره معمول و متداول برای این مشکل،تقویت کردن پانل هایی است که در معرض خطر فلاتر قرار دارند که این خود باعث بوجود آمدن وزن اضافی در طراحی است.[^[۴]]
فلاتر پانل به عنوان نوسانات خودتحریک پوسته خارجی یک وسیله پرنده هنگامیکه در معرض جریان هوا قرار میگیرد، تعریف میشود.از سال ۱۹۵۰ مساله پانل فلاتر مورد توجه وتحقیق قرار گرفت اما زیاد جالب توجه نمی نمودتا زمانیکه هواپیماهای ترابری با سرعت بالا و جنگنده های تاکتیکی، مخصوصاً جنگنده اف-۲۲ شروع به کار کردند.در سرعت های بالای وسیله پرنده ، پوسته خارجی ممکن است تحت ارتعاش خودتحریک ناشی از بارگذاری آیرودینامیکی قرار گیرد که این پدیده را فلاترپانل می نامند.
فلاتر پانل بطور معمول بادامنه ارتعاش بالا در۴/۳ طول پانل اتفاق می افتد. این پدیده باعثمی شود که پانل های پوسته وسیله پرنده بطور جانبی وبا دامنه زیاد شروع به ارتعاش کند و باعث تنش های صفحه ای نوسانی گردد؛ که در واقع این تنش ها سبب پدیده خستگی در پانل می شوند.[^[۵]]
شکل(۱- ۲): شمائی از پدیده فلاتر پانل[۳]
برای تخمین فشار دینامیکی فلاتر از آنالیز خطی سازه استفاده می شود، اما هنگامیکه ارتعاشات قبل از فلاتر با دامنه زیاد شروع می شود استفاده از تکنیک های مدل غیر خطی الزامی است .اگر چه آنالیز خطی، رشد نمایی دامنه ارتعاش را با افزایش فشار دینامیکی در شرایط قبل از فلاتر تخمین می زند. با این وجود ،تحت آن شرایط ارزش چندانی ندارد و ارتعاش پانل از تنش های صفحه ای مانند تنش های خمشی که منجر به نوسان با چرخه محدود می شود تأثیر می گیرد. بنابراین خرابی پانل در فشار دینامیکی قبل از فلاتر اتفاق نمی افتد، اما وقتی که این پدیده تکرار شود عمر خستگی پانل کاهش می بابد.
روش های مختلفی برای تخمین وضعیت انتقالی فلاتر پانل که طبیعتاًیک پدیده غیرخطی است استفاده شده است؛ روش های انتقالی مودال با انتگرال گیری مستقیم عددی،تعادل هارمونیک،روش اغتشاشات و روش المان محدود غیرخطی ازجمله روش هایی است که برای این منظور استفاده گردیده است.
بارگذاری آیرودینامیکی روی پانل همچنین با بهره گرفتن از روش های مختلفی انجام پذیرفته است؛جریان پتانسیل ناپایدار سوپرسونیک، جریان پتانسیل خطی شده وتئوری پیستون شبه پایدار^[۶].که تئوری پیستون مرتبه اول نسبت به سایر موارد بیشتر مورد استفاده قرار گرفته و بوسیله اشلی^[۷] و زارتاریان^[۸] معرفی شده است که در عددهای ماخ بالا(M>1.6) دقت قابل قبولی دارد.[^[۹]]
در شرایط پروازی فلاتر پانل( معمولاً شرایط پرواز سوپرسونیک)، این پدیده با افزایش درجه حرارت همراه است که ناشی از گرمای اصطکاک لایه های مرزی و حضور موج های ضربه ای^[۱۰] می باشد، که باعث پیچیدگی مسأله و کاهش سختی پانل و معرفی بارگذاری حرارتی است و همچنین ممکن است که با تغییر شکل های کمانشی همراه باشد.
۱-۲-تاریخچه فلاترو مروری بر کارهای پیشین
هواپیماهای ابتدایی قادر بودند با سرعت زیادی پرواز کنند و شاید فلاتر عامل مهمی در بسیاری سوانح هوایی در آن زمان بود. پدیده فلاتر برای اولین بار در سال ۱۹۱۶ میلادی روی یک هواپیمای بمب افکن در لانچستر انگلیس نمایان شد که مکانیزم فلاتر شامل کوپلی از مودهای پیچشی بدنه و مود چرخشی و نا متقارن الویتور^[۱۱] بود. الویتور ها در این هواپیما بطور مستقل از هم عمل می کردند که برای حل این مشکل الویتورها به یکدیگر متصل شدند وبه طور همزمان وبا یکدیگر کار می کردند[^[۱۲]] .
فلاتر سطوح کنترل در طول جنگ جهانی اول نمود پیدا کرد؛ فلاتر ایلرون به طور گسترده ای در این زمان شیوع پیدا کرد[^[۱۳]] . فان بومهور^[۱۴] و کونینگ^[۱۵] پیشنهاد استفاده از یک وزنه تعادلی ، حول لولاهای سطوح کنترل را به عنوان وسیله ای جهت جلوگیری از فلاتر دادند. اگر چه بعد از آن چند نمونه فلاتر کم خطر سطوح کنترل بوجود آمد .
بعد از جنگ جهانی اول، با پیشرفت سریع سازه های هوایی ، فلاتر بال بیشتر نمایان شد؛ به طوری که فلاتر سطوح مقدماتی، تقریباً در سال ۱۹۲۵ پدید آمد[^[۱۶]]. شکل دیگری از فلاتر که در سال ۱۹۳۰ پدید آمد ؛ فلاتر بالچه های کنترلی^[۱۷] بود که شیوع زیادی پیدا کرد وبین سالهای ۱۹۴۷ تا ۱۹۵۶ تنها ۱۱ مورد در هواپیما های نظامی اتفاق افتاد. حتی امروزه این نوع فلاتر هنوز به عنوان یک مشکل شناخته می شود. درهر دو نمونه جنگنده های اف-۱۰۰ و اف-۱۴ ، فلاترسطح کنترلی رادر^[۱۸] همراه با صدا ایجاد شد . سرعت های مافوق صوت ، همچنین یک نوع جدیدی از فلاتر را با عنوان فلاتر پانل معرفی کردند. این نوع از ناپایداری منجر به خرابی ناگهانی ناشی از پدیده خستگی می شود که اجتناب از این پدیده را بسیار مهم کرده است.
مخازن خارجی روی هواپیما نیز باعث ناپایداری میگردند به طوری که در سال ۱۹۴۷ تا۱۹۵۶ ، هفت مورد فلاتر مخازن پدید آمد. مخازن حمل شونده با هواپیماهای اف-۱۸ ، اف-۱۶ و اف-۱۱۱ یک ناپایداری آیروالاستیکی را با عنوان نوسان چرخه محدود ایجاد کردند[^[۱۹]–^[۲۰]].اگر چه این نوسانات اغلب به نوسانات سینوسی با دامنه محدود شهرت دارند اما تست های پروازی نشان داده که دامنه ممکن است به عنوان تابعی از زاویه حمله و سرعت هوا کم ویا زیاد شود.
دانشمندان و مهندسین پس از مطالعه فلاتر، با بیان تئوریها و ابزارآلات محاسباتی، مؤفق به تجزیه و تحلیل رفتار فلاتر شدند. در سالهای ۱۹۲۰ و ۱۹۳۰، تئوری آیرودینامیک غیر دائم ارائه شد.۳۰سال بعد،تئوری آیرودینامیک نوار^[۲۱]،مدل سازه ای تیر،روش های سطوح بالابر غیر دائم و آنالیز توسعه داده شده مدل های المان محدود مورد بررسی قرار گرفت. با ظهور کامپیوتر های دیجیتالی روش های قدرتمند دیگری توسعه داده شدندکه به ترتیب شامل تئوریهای آیرودینامیکی و مدل کردن سازه با المان محدود، تئوری کنترل (مخصوص آیروالاستیسیته) و دینامیک سازه می باشد.
روش المان محدود غیرخطی توسط می^[۲۲][^[۲۳]] معرفی شد وبوسیله دیکسون^[۲۴] و می[^[۲۵]] ، ژیو^[۲۶] ومی[^[۲۷]]، عبدالمتقالی و همکارانش^[۲۸] [^[۲۹]]بنیان گذارده شد . و مدل های المان محدود برای آنالیز مرز فلاتر ،نوسان محدود ، و مسائل حرارتی ساخته شد واین روش با بسط بارگذاری های تصادفی و استفاده ازمواد آلیاژی حافظه دار و هوشمند^[۳۰] توسط ژانگ^[۳۱][^[۳۲]] توسعه داده شد.
مدل های المان محدود مختلفی جهت آنالیز رفتار پانلی که در معرض بارهای آیرودینامیکی قرار دارد ، ارائه شد. می استفاده از روش المان محدود غیر خطی را برای تخمین رفتار ایزوتروپیک پانل ها در چرخه نوسانات محدود^[۳۳] معرفی کرد. درآن کار، او ازتئوری پیستون مرتبه اول شبه پایدار برای بارهای آیرودینامیکی در سرعت ماخ بیشتر از ۱٫۶ استفاده کرد. او همچنین مقایسه ای بین تأثیر شرایط مرزی سازه ای مختلف را روی فشار دینامیکی بحرانی و دامنه نوسانات انجام داد.