پایان نامه ارشد : بررسی پدیده فلاتر پانل تقویت شده با ریب و استرینگر و بهینه سازی با الگوریتم ژنتیک

دانلود متن کامل پایان نامه مقطع ارشد  مهندسی هوا فضا

گرایش : سازه های هوایی

عنوان : بررسی پدیده فلاتر پانل تقویت شده  با  ریب و استرینگر و بهینه سازی با الگوریتم ژنتیک

دانشکده  مهندسی هواوفضا

پایان نامه کارشناسی ارشد

بررسی پدیده فلاتر پانل تقویت شده  با  ریب و استرینگر و بهینه سازی با الگوریتم ژنتیک

  اساتید راهنما:

دکتر سعید ایرانی

دکتر مرتضی باقری

گرایش:

سازه های هوایی

شهریورماه 1390

برای رعایت حریم خصوصی نام نگارنده پایان نامه درج نمی شود

(در فایل دانلودی نام نویسنده موجود است)

تکه هایی از متن پایان نامه به عنوان نمونه :

(ممکن است هنگام انتقال از فایل اصلی به داخل سایت بعضی متون به هم بریزد یا بعضی نمادها و اشکال درج نشود ولی در فایل دانلودی همه چیز مرتب و کامل است)

با توجه به اهميت پديده آيروالاستيسيته و ناپايداري هاي ناشي از آن از ابتداي پرواز تا کنون ، مطالعات گسترده اي براي بررسي عملکرد آيروالاستيسيته سازه هاي هوايي مخصوصاً در زمينه هاي ناپايداري ديناميکي انجام پذيرفته است.

هدف از ارائه کار حاضر بررسي مرز ناپايداري فلاتر پانل مربعي شکلي است که در جريان مافوق صوت ودر سرعتي بيش از 1.6 برابر سرعت صوت قرار مي گيرد.شرايط مرزي که براي اين پانل در نظر گرفته شده است دوسر آزاد  و دو سر تکيه گاه ساده مي باشد. براي شبيه سازي جريان آيروديناميکي از تئوري شبه پايا پيستون مرتبه اول که در سرعت ماخ 1.6 به بعد داراي جواب هاي قابل قبولي است استفاده مي شود.

در ابتداي اين پژوهش پس از ارائه مقدمه و تاريخچه اي درباره فلاتر؛ توضيحاتي در رابطه با علم آيروالاستيسيته و مفاهيم مربوط به آن آورده شده است .سپس در فصل بعد توضيحاتي درباره الگوريتم ژنتيک و کارکرد آن و نحوه بهينه سازي توسط اين نرم افزار آمده است. در قسمت بعد که مي توان از آن به مهمترين بخش اين پژوهش اشاره کرد در ابتدا توضيحاتي در باب تئوري پيستون مرتبه اول آمده و سپس معادله حرکتي پانل کلاسيک ، همراه با معادله استرينگر وريب ؛که توسط تير برنولي مدل شده و نحوه تداخل و اثرپذيري آنها بر يکديگر بيان مي شود و در نهايت منجر به معادله حرکت پانل تقويت شده در جريان مافوق صوت مي گردد . براي حل اين معادله نيز از روش مودهاي فرضي استفاده شده است . اين کار ابتدا براي يک پانل تقويت نشده مورد بررسي قرار گرفته؛ سرعت و فرکانس ناپايداري اين پانل را محاسبه نموده ونتايج بدست آمده با ديگر منابع مقايسه گرديده است  که نتايج حاصل از مطلوبيت خوبي برخودار است و سپس براي ادامه کار ، با قرار دادن ريب و استرينگر پانل را تقويت کرده و مجدداً آنرا در جريان مافوق صوت قرار داده و سرعت ناپايداري ديناميکي فلاتر را بدست مي آوريم.

پس از آن ؛ تأثير پارامترهاي مختلف طراحي از قبيل ابعاد پانل ، ابعاد ريب و استرينگر و… بر سرعت فلاتر ارزيابي مي شود . و در نهايت به کمک الگوريتم ژنتيک و با نوشتن تابع قيد وهمچنين تابع هدفي که ميل درجهت افزايش سرعت ناپايداري و کاهش وزن دارد، براي مقادير مختلف تابع وزني کار بهينه سازي را انجام  داده و بهترين پارامترهاي طراحي را براي اين منظور بدست مي آوريم ودر پايان به ارائه نتايج و پيشنهادات مي پردازيم.

 

کلمات کليدي: آيروالاستيسيته-فلاتر پانل – پانل تقويت شده – الگوريتم ژنتيک – ناپايداري ديناميکي-مود فرضي

فهرست مطالب

فصل اول: مقدمه و تاريخچه.. 1

1-1-  مقدمه.. 1

1-2- تاريخچه فلاتر و مروري برکارهاي پيشين.. 4

فصل دوم: آيروالاستيسيته و مفاهيم آن.. 13

2-1- آيروالاستيسيته.. 13

2-2- پديده‌هاي آيروالاستيک.. 14

2-2-1-  پديده هاي استاتيکي.. 15

2-2-1-1-  واگرايي.. 15

2-2-1-2-  اثرپذيري و معکوس پذيري سيستم کنترل سطوح.. 17

2-2-2- پديده هاي ديناميکي.. 18

2-2-2-1- بافتينگ.. 18

2-2-2-2- پاسخ ديناميکي.. 19

2-2-2-3- فلاتر.. 21

2-2-2-3-1- فلاترکلاسيک(خطي):.. 21

2-2-2-3-2- فلاتر غيرکلاسيک(غيرخطي):.. 22

2-3- انواع فلاتر.. 23

فصل سوم: الگوريتم ژنتيک.. 30

3-الگوريتم ژنتيک.. 30

3-1- مقدمه:.. 30

3-2- بهينه محلي و بهينه کلي: 33

3-3- بهينه سازي:.. 33

3-3-1- تعيين متغيرهاي بهينه سازي.. 35

3-3-2- تشکيل تابع هدف.. 35

3-3-3- قيود مسأله.. 36

3-3-4- تعيين روش بهينه سازي.. 36

3-4- الگوريتم ژنتيک چگونه عمل ميکند؟.. 37

3-5- روشهاي انتخاب.. 39

3-5-1- انتخاب بهترين پارامتر(نخبه سالاري) :. 39

3-5-2- انتخاب چرخ گردون.. 39

3-5-3- انتخاب مقياس.. 39

3-5-4- انتخاب رقابتي.. 39

3-6- مزاياي استفاده از الگوريتم ژنتيک.. 39

فصل چهارم: فلاترپانل مستطيلي.. 41

4-1- تئوري پيستون:.. 41

4-2- طرح مسأله:.. 44

4-3- تيرهاي تقويت کننده :.. 48

4-4- پانل تقويت شده:.. 51

4-5- محاسبه سرعت فلاتر :.. 53

4-6- ناپايداري پانل تقويت شده با ريب و استرينگر:.. 59

4-7- تأثير ديگر پارامترها بر سرعت فلاتر:.. 62

4-7-1- اثر تعداد ريب و استرينگر:.. 62

4-7-1-1- تعداد استرينگر.. 62

4-7-1-2- تعداد ريب.. 63

4-7-2- اثر ضخامت پانل ، ريب و استرينگر:.. 63

4-7-2-1-  ضخامت پانل.. 63

4-7-2-2- ضخامت ريب.. 64

4-7-2-3- ضخامت استرينگر.. 65

4-7-3- اثر ارتفاع ريب و استرينگر :.. 65

4-7-3-1- ارتفاع ريب.. 65

4-7-3-2- ارتفاع استرينگر.. 66

فصل پنجم : نتيجه گيري و پيشنهادات.. 71

5-1- نتيجه گيري:.. 71

5-2- پيشنهادات :.. 72

منابع و مراجع.. 73

 

فهرست شکل ها

فصل اول

شکل(1- 1) مود طبيعي و مود فلاتر براي يک پانل مربعي[].. 1

شکل(1- 2): شمائي از پديده فلاتر پانل[3].. 2

فصل دوم

شکل(2- 1): مسايل مطرح شده در آيروالاستيسيته.. 13

شکل(2- 2) : تقسيم بندي پديده هاي آيروالاستيکي.. 14

شکل(2- 3 ): ممان پيچشي وگشتاور پيچشي ناشي از بارهاي آيروديناميکي.. 16

شکل(2- 4): توزيع نيروي ليفت ايجاد شده روي بالي با طولL. 16

شکل(2- 5): تاثير سرعت بر عملکرد ايلرون[27].. 17

شکل(2- 6):شتاب ايجاد شده در نوک بال و بدنه در هنگام عبور از يک تندباد   20

شکل(2- 7): حرکت خمشي و چرخشي براي يک ايرفويل در حال فلاتر.. 23

شکل(2- 8): شکست پل تاکوما در سال 1940. 24

شکل(2- 9):قسمت هاي ايرفويل مانند روي يک هواپيماي مدل.. 25

شکل(2- 10):حرکت گردابي سيلندر در جريان هوا.. 26

شکل(2- 11): فلاتر چرخشي موتور.. 26

شکل(2- 12): فلاتر ايرفويل مدل و مودهاي آن.. 27

شکل(2- 13): فلاتر بال/شهپر مدل و مودهاي آن.. 28

شکل(2- 14): منحني فرکانس- سرعت و دمپينگ – سرعت درشرايط فلاتر.. 28

شکل(2- 15): تأثيرتقويت کننده ها بر فلاتر.. 29

فصل سوم

شکل(3- 1): نمايي از نقطه بهينه محلي و بهينه کلي.. 32

شکل(3- 2): نمودار شماتيک سه نوع فرزند نخبه؛ تقاطع و جهش.. 38

فصل چهارم

شکل(4- 1): مشخصات پانل تحت فشار ناشي از تئوري پيستون[32].. 41

شکل(4- 2): جريان هوا بر روي پانل سه بعدي[32].. 43

شکل(4- 3): پانل تخت با تقويت کننده هاي متعامد.. 44

شکل(4- 4): نمودار ميرايي پانل تقويت نشده به روش مود فرضي.. 55

شکل(4- 5): نمودار فرکانس پانل تقويت نشده به روش مود فرضي.. 55

شکل(4- 6): نمودار فرکانس برحسب ماخ براي پانل تقويت نشده.. 56

شکل(4- 7): نمودار فرکانس و ميرايي پانل به روش اجزاء محدود.. 57

شکل(4- 8): نمودار فرکانس و ميرايي پانل با نرم افزار نسترن.. 58

شکل(4- 9): سطح مقطع ريب و استرينگر.. 59

شکل(4- 10):  نمايي از پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 60

شکل(4- 11): نمودار ميرايي پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 60

شکل(4- 12): نمودار فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب ويک استرينگر.. 61

شکل(4- 13): نمودار ميرايي و فرکانس با استفاده از نرم افزار براي يک ريب و يک استرينگر.. 62

شکل(4- 14): نمودار همگرايي تابع هدف به سمت نقطه بهينه وبهترين مقادير متغيرها   68

 

 

فهرست جداول

جدول(4- 1): ضرايب تابع تير براي شرايط مرزي مختلف.. 46

جدول(4- 2): خواص فيزيکي پانل و سيال مورد بررسي.. 54

جدول(4- 3): مقايسه نتايج روش حاضر با روش اجزاء محدود و نرم افزار نسترن   56

جدول(4- 4): مقايسه نتايج روش حاضر با نرم افزار نسترن براي پانل تقويت شده   61

جدول(4- 5): اثر تعداد ريب و استرينگر بر سرعت و فرکانس فلاتر.. 63

جدول(4- 6): تأثير ضخامت پانل بر سرعت و فرکانس پانل تقويت نشده.. 64

جدول(4- 7): تأثير ضخامت پانل بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 64

جدول(4- 8): تأثير ضخامت ريب بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر   65

جدول(4- 9): تأثير ضخامت استرينگر بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 65

جدول(4- 10): تأثير ارتفاع ريب بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب ويک استرينگر.. 66

جدول(4- 11): تأثير ارتفاع استرينگر بر سرعت و فرکانس پانل تقويت شده با يک ريب و يک استرينگر.. 66

جدول(4- 21): مقادير بهينه شده براي متغيرهاي طراحي و تابع هدف.. 68

جدول(4- 31): مقادير بهينه شده براي ضرایب وزنی مختلف.. 69

جدول(4- 41): مقادير قیود مسأله بر اساس مقادیر مختلف بهينه شده در جدول قبل   70

-1- مقدمه

فلاتر پانل؛ ناپايداري ديناميكي و خود تحريك يك صفحه نازك يا متعلقات سازه اي ورق مانند يك وسيله پرنده ميباشد.و يك پديده آيروالاستيكي سوپرسونيك/هايپرسونيك است كه اغلب در سرعتهاي بالاي هواپيما يا موشك ها اتفاق ميافتد.پديده اي است كه معمولا با افزايش دماي سطوح خارجي وسايل پرنده اي كه در سرعت هاي بالا پرواز ميكنند همراه است.بخاطر نيروهاي فشاري آيروديناميكي روي پانل ، دو مود ويژه سازه با يكديگر تركيب ميشوند ومنجر به اين ناپايداري ديناميكي ميگردند.

شكل خرابي اين پديده خستگي[1] است كه ناشي از نوسانات با دامنه محدود[2] ميباشد. فلاتر سوپرسونيك پانل ها و ورقها باعث شد تا يك ديدگاه بسيارمهم براي طراحي اين وسايل لحاظ گردد وتحقيقات تجربي و تحليلي بسيار زيادي در اين مورد انجام پذيرد.

براي افزايش فشار ديناميكي بحراني يا حذف نوسانات با دامنه محدود طرح هاي مهمي ارايه گرديد.چاره معمول و متداول براي اين مشكل،تقويت كردن پانل هايي است كه در معرض خطر فلاتر قرار دارند كه اين خود باعث بوجود آمدن وزن اضافي در طراحي است.[[i]]

فلاتر پانل به عنوان نوسانات خودتحريك پوسته خارجي يك وسيله پرنده هنگاميكه در معرض جريان هوا قرار ميگيرد، تعريف ميشود.از سال 1950 مساله پانل فلاتر مورد توجه وتحقيق قرار گرفت اما زياد جالب توجه نمي نمودتا زمانيكه هواپيماهاي ترابري با سرعت بالا و جنگنده هاي تاكتيكي، مخصوصاً جنگنده اف-22 شروع به كار كردند.در سرعت هاي بالاي وسيله پرنده ، پوسته خارجي ممكن است تحت ارتعاش خودتحريك ناشي از بارگذاري آيروديناميكي قرار گيرد كه اين پديده را فلاترپانل مي نامند.

فلاتر پانل بطور معمول بادامنه ارتعاش بالا در4/3 طول پانل اتفاق مي افتد. اين پديده باعثمي شود كه پانل هاي پوسته وسيله پرنده بطور جانبي وبا دامنه زياد شروع به ارتعاش كند و باعث تنش هاي صفحه اي نوساني گردد؛ که در واقع اين تنش ها سبب پديده خستگي در پانل مي شوند.[[ii]]

[1]– Fatigue

[2]– Limit Cycle Oscillation

][i][- Adaptive composites modelling and application in panel flutter and noise suppression.A. Suleman

][ii][- Suppression of Post-Buckling Deflection And Panel FlutterDuring Shape Memory Alloy:Mohammad Tawfik Abo El So-oud,B.S. June 1993, Cairo University

براي تخمين فشار ديناميكي فلاتر از آناليز خطي سازه استفاده مي شود، اما هنگاميكه ارتعاشات قبل از فلاتر با دامنه زياد شروع مي شود استفاده از تكنيك هاي مدل غير خطي الزامي است .اگر چه آناليز خطي، رشد نمايي دامنه ارتعاش را با افزايش فشار ديناميکي در شرايط قبل از فلاتر تخمين مي زند. با اين وجود ،تحت آن شرايط ارزش چنداني ندارد و ارتعاش پانل از تنش هاي صفحه اي مانند تنش هاي خمشي که منجر به نوسان با چرخه محدود مي شود تأثير مي گيرد. بنابراين خرابي پانل در فشار ديناميکي قبل از فلاتر اتفاق نمي افتد، اما وقتي که اين پديده تکرار شود عمر خستگي پانل کاهش مي بابد.

روش هاي مختلفي براي تخمين وضعيت انتقالي فلاتر پانل که طبيعتاًيک پديده غيرخطي است استفاده شده است؛ روش هاي انتقالي مودال با انتگرال گيري مستقيم عددي،تعادل هارمونيک،روش اغتشاشات و روش المان محدود غيرخطي ازجمله روش هايي است که براي اين منظور استفاده گرديده است.

بارگذاري آيروديناميکي روي پانل همچنين با استفاده از روش هاي مختلفي انجام پذيرفته است؛جريان پتانسيل ناپايدار سوپرسونيک، جريان پتانسيل خطي شده وتئوري پيستون شبه پايدار[1].که تئوري پيستون مرتبه اول نسبت به ساير موارد بيشتر مورد استفاده قرار گرفته و بوسيله اشلي[2] و  زارتاريان[3] معرفي شده است که در عددهاي ماخ بالا(M>1.6) دقت قابل قبولي دارد.[[i]]

در شرايط پروازي فلاتر پانل( معمولاً شرايط پرواز سوپرسونيک)، اين پديده با افزايش درجه حرارت همراه است که ناشي از گرماي اصطکاک لايه هاي مرزي و حضور موج هاي ضربه اي[4] مي باشد، که باعث پيچيدگي مسأله و کاهش سختي پانل و معرفي بارگذاري حرارتي است و همچنين ممکن است که با تغيير شکل هاي کمانشي همراه باشد.

 

 

1-2-تاريخچه فلاترو مروري بر کارهاي پيشين

هواپيماهاي ابتدايي قادر بودند با سرعت زيادي پرواز کنند و شايد فلاتر عامل مهمي در بسياري سوانح هوايي در آن زمان بود. پديده فلاتر براي اولين بار در سال 1916 ميلادي روي يک هواپيماي بمب افکن در لانچستر انگليس نمايان شد که مکانيزم فلاتر شامل کوپلي از مودهاي پيچشي بدنه و مود چرخشي و نا متقارن الويتور[5] بود. الويتور ها در اين هواپيما بطور مستقل از هم عمل مي کردند که براي حل اين مشکل الويتورها به يکديگر متصل شدند وبه طور همزمان وبا يکديگر کار مي کردند[[ii]] .

فلاتر سطوح کنترل در طول جنگ جهاني اول نمود پيدا کرد؛ فلاتر ايلرون به طور گسترده اي در اين زمان شيوع پيدا کرد[[iii]] . فان بومهور[6] و کونينگ[7] پيشنهاد استفاده از يک وزنه تعادلي ، حول لولاهاي سطوح کنترل را به عنوان وسيله اي جهت جلوگيري از فلاتر دادند. اگر چه بعد از آن چند نمونه فلاتر کم خطر سطوح کنترل بوجود آمد .

[1]–  Quasi_Steady

[2]– Ashly

[3]– Zartarian

[4]– shock wave

[5]-Elevator

[6] -Von Baumhauer

[7] -Koning

][i][-Ashley, H., and Zartarian, G., “Piston Theory – A New Aerodynamic Tool for the

Aeroelastician,” Journal of Aeronautical Sciences, Vol. 23, No. 12, 1956, pp. 1109-

1118.

][ii][ – lancaster, ew., “torsional vibrations of the tail of anaeroplane,” reports and memoranda,

  1. 276, july 1916, in “aiaa selected reprint series, volume v, aerodynamic flutter,” i. e.

garrick, ed., march 1969, pp. 12-15.

][iii][ – collar, a.r., “the first fifty years of aeroelasticity;’aerospace, voi. 5, no. 2, (royalaeronautical society),february 1978, pp. 12-20.

تعداد صفحه : 104

قیمت :14700 تومان

بلافاصله پس از پرداخت لینک دانلود فایل در اختیار شما قرار می گیرد

و در ضمن فایل خریداری شده به ایمیل شما ارسال می شود.

:        ****       info@elmyar.net

در صورتی که مشکلی با پرداخت آنلاین دارید می توانید مبلغ مورد نظر برای هر فایل را کارت به کارت کرده و فایل درخواستی و اطلاعات واریز را به ایمیل ما ارسال کنید تا فایل را از طریق ایمیل دریافت کنید.

***  *** ***

جستجو در سایت : کلمه کلیدی خود را وارد نمایید :

 
 

مطالب مشابه را هم ببینید

 

فایل مورد نظر خودتان را پیدا نکردید ؟ نگران نباشید . این صفحه را نبندید ! سایت ما حاوی حجم عظیمی از پایان نامه های دانشگاهی است. مطالب مشابه را هم ببینید. برای یافتن فایل مورد نظر کافیست از قسمت جستجو استفاده کنید. یا از منوی بالای سایت رشته مورد نظر خود را انتخاب کنید و همه فایل های رشته خودتان را ببینید