این پژوهش به تحلیل کمانش پنل تقویت شده کامپوزیتی بال هواپیما می پردازد. پنل کامپوزیتی، ضمن تامین نیازمندی های سازه، سبب کاهش وزن می شود. جهت مقایسه تقویت کننده ها، تعداد لایه های پوسته و تقویت کننده، در هر مرحله ثابت فرض شدند. در ابتدا با استفاده از نرم افزار آباکوس، به تعیین استحکام کمانشی پرداخته و مشخص شد تقویت کننده کلاهی در حالت تکی و با لایه چینی نوع اول، نسبت به تقویت کننده T شکل، 31 درصد، J شکل 35 درصد و تیغه ای شکل 41 درصد، بار کمانشی بیشتری را تحمل می کند. همچنین برای حالت چندتایی و لایه چینی نوع دوم، نسبت به تقویت کننده T شکل، 76درصد، Jشکل 79درصد و تیغه ای شکل 70درصد، بار کمانشی بیشتری را تحمل می کند. در ادامه پارامترهای هندسی و غیر هندسی همچون تعداد، ابعاد و لایه چینی تقویت کننده منتخب، بررسی شد. در انتها مقایسه وزنی بین حالات مختلف صورت گرفت و به بررسی اثر تعداد تقویت کننده ها بر وزن سازه پرداخته و نتیجه شد که وزن سازه با دو تقویت کننده، لایه چینی اول و سطح مقطع 1 تقریبا با وزن سازه با سه تقویت کننده، لایه چینی سوم و سطح مقطع 3 برابر است، اما بار بحرانی کمانش سازه با سه تقویت کننده برابر 2/31 می باشد و بار بحرانی پنل با دو تقویت کننده و لایه چینی اول 89/. می باشد.

در این پژوهش با استفاده از روابط انرژی جنبشی، کرنشی و کار نیروهای ناپایستار بال هواپیما و روتور متصل به آن و با استفاده از معادله لاگرانژ، معادلات حرکت استخراج شده است. در مدل سازی، بال به صورت یک تیر یکسرگیردار اویلر برنولی و نیروی برآو و ممان در آیرودینامیک ناپایا نیز به صورت ترم هایی از توابع تئودرسون درنظر گرفته شده است. تاثیر پارامترهایی همچون موقعیت قرارگیری روتور، نیروی تراست روتور، سرعت دورانی پره های روتور و سرعت جریان هوا بر دامنه نوسانات و پایداری سامانه بررسی شده است. نتایج شبیه سازی عددی نشان می دهد که، با افزایش فاصله روتور از ابتدای بال دامنه نوسانات افزایش و با کاهش چشمگیر سرعت فلاتر باعث ناپایداری در سامانه می گردد. افزایش نیروی تراست نیز موجب افزایش دامنه ارتعاشات بال و افزایش سرعت فلاتر و در نهایت ناپایداری سامانه بال و روتور می گردد. علاوه براین، برای سرعت جریان هوا بالاتر از سرعت فلاتر نیز ناپایداری در سیتم دیده می شود.

پس از طراحی مقدماتی هواپیما و استخراج پارامتر های اولیه هواپیما به جهت گام نهادن به مرحله بعد و ارائه اوزان به تیم های طراحی از جمله سازه، پیشرانش و سایر گروه ها بایستی به بررسی دقیق تر اوزان بر اساس داده های آماری و همچنین پس از اعتبارسنجی اوزان به استخراج اوزان با استفاده از فرمول های موجود بر اساس تحقیقات و بی بعد سازی های صورت گرفته پرداخت. راسکم ]1[ که از پیشگامان عرصه طراحی هواپیما می باشد اوزان بخش سازه را به زیر بخش های بال، بدنه، دم ها، ارابه فرود و قنداق موتور تقسیم کرده است. بال به عنوان یکی از مهم ترین بخش های سازه مورد بررسی دقیق قرار گرفته و در 2 متدلوژی ارائه شده که متد های تورنبیک و جنرال داینامیک می باشند تفاوت بسیار زیادی میان اوزان فرموله شده با اوزان واقعی و اعتبارسنجی شده مشاهده گردیده که به ارائه فرمول آمپریک جدید با تمرکز بر شمول بر هواپیما های مسافربری رجیونال به روز در این پژوهش گردیده است. نتایج حاصله نشان دهنده تطابق مناسب فرمول ارائه شده نسبت به فرمول تورنبیک و جنرال داینامیک می باشد.

در این پژوهش به کمک نرم افزار Ls-Dyna و با استفاده از روش هیدرودینامیک ذرات هموارشده به شبیه سازی نرم افزاری برخورد پرنده به لبه حمله بال یک هواپیما و بهینه سازی آن پرداخته شده است. به منظور بررسی صحت نتایج مدل سازی، ابتدا برخورد پرنده به یک صفحه مسطح آلومینیومی شبیه سازی شده و مقادیر کرنش ها و تغییر شکل های ایجادشده در صفحه هدف در شبیه سازی نرم افزاری و آزمایش تجربی با هم مقایسه شده است. پس از حصول اطمینان از صحت نتایج، به مدل سازی برخورد پرنده به سازه لبه حمله بال یک هواپیما پرداخته شده است. در مرحله بعد، با در نظر گرفتن مشخصات اجزای سازه بال به عنوان متغیرهای طراحی، سعی شده است تا مقادیر جرم سازه و تغییر شکل پوسته بال در اثر برخورد پرنده که به عنوان توابع هدف در نظر گرفته شده اند کمینه شود. برای این کار ابتدا با استفاده از روش سطح پاسخ، رابطه بین متغیرهای طراحی و توابع هدف پیش بینی شده و سپس به کمک الگوریتم ژنتیک چندهدفه بر پایه جبهه پارتو به کمینه سازی جرم و میزان تغییر شکل سازه بال در اثر برخورد پرنده پرداخته شده است. در نهایت به ازای مقادیر مختلف جرم در نظر گرفته شده برای سازه، ابعاد اجزای سازه بال به گونه ای تعیین شده اند که بال کم ترین آسیب را پس از برخورد متحمل شود.

در این مقاله، برای اولین بار تحلیل غیرخطی ناپایداری دینامیکی سازه انحنادار نسبتاً ضخیم معادل چندلایه مرکب بال هواپیما انجام شده است. برای این منظور سازه بال هواپیما به صورت تیر یکسر گیردار انحنادار نسبتاً ضخیم در نظر گرفته شده و با استفاده از تئوری برشی مرتبه اول مدل سازی انجام شده است. از روابط غیرخطی کرنش های بزرگ ون کارمن در مؤلفه های کرنش در محیط منحنی الخط استفاده شده است. یکی از پیچیده ترین مودهای ناپایداری، تحریک محوری محیطی تیر انحنادار تحت بار دینامیکی هارمونیک با وجود مقدار ثابت استاتیکی می باشد. این بارهای استاتیکی(مثبت یا منفی) و ضریب بار هارمونیک دینامیکی رابطه معناداری با بار کمانش استاتیکی دارد. با در نظر گرفتن بار محوری دینامیکی، معادلات دینامیکی حاکم بر سیستم و معادلات شرایط مرزی به کمک اصل همیلتون و روش حساب تغییرات به دست آمده و برای حل آن ها از روش عددی تربیع دیفرانسیلی تعمیم یافته استفاده شده است. همچنین در این مقاله برای اولین بار، با حل دسته معادلات غیرخطی جبری نهایی، ناحیه پایداری تیر انحنادار نسبتاً ضخیم به صورت تغییرات فرکانس تحریک برحسب بار دینامیکی تعیین شده است. برای تعیین اثرات پارامترهای مختلف بر فرکانس های طبیعی، بار بحرانی کمانش و محدوده پایداری تیر، حالت های مختلفی شامل انواع مدل های سینماتیکی خطی و غیرخطی، مقادیر متفاوت بار استاتیکی، نسبت طول به ضخامت تیر و شعاع انحنا به همراه انواع تیرهای چندلایه کامپوزیت تخت و انحنادار مورد توجه قرار گرفته اند. به عنوان یکی از مهم ترین دستاوردهای حاصل، نتایج نشان می دهند که در نظر گرفتن ترکیب های متفاوتی از الیاف، میزان خمیدگی و همین طور غیرخطی بودن هندسی ماده حائز اهمیت بوده و تأثیر فراوانی بر پاسخ های پیش بینی شده برای ناحیه ناپایداری دینامیکی خواهد داشت..