نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

• بهروز شهریاری ¹
• علی نظری ²
• مصطفی صحرایی ³

¹ دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی مکانیک، اصفهان، ایران

² مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، اصفهان، ایران

³ شرکت هواپیما سازی ایران (هسا)، اصفهان، ایران

چکیده

این پژوهش به تحلیل کمانش پنل تقویت شده کامپوزیتی بال هواپیما می‌پردازد. پنل کامپوزیتی، ضمن تامین نیازمندی‌های سازه، سبب کاهش وزن می شود. جهت مقایسه تقویت‌کننده‌ها، تعداد لایه‌های پوسته و تقویت‌کننده، در هر مرحله ثابت فرض شدند. در ابتدا با استفاده از نرم افزار آباکوس، به تعیین استحکام کمانشی پرداخته و مشخص شد تقویت‌کننده کلاهی در حالت تکی و با لایه چینی نوع اول، نسبت به تقویت کننده T شکل، ۳۱ درصد، J شکل ۳۵ درصد و تیغه‌ای شکل ۴۱ درصد، بار کمانشی بیشتری را تحمل می‌کند. همچنین برای حالت چندتایی و لایه چینی نوع دوم، نسبت به تقویت کننده T شکل، ۷۶درصد، Jشکل ۷۹درصد و تیغه‌ای شکل ۷۰درصد، بار کمانشی بیشتری را تحمل می‌کند. در ادامه پارامترهای هندسی و غیر هندسی همچون تعداد، ابعاد و لایه چینی‌ تقویت‌کننده منتخب، بررسی شد. در انتها مقایسه وزنی بین حالات مختلف صورت گرفت و به بررسی اثر تعداد تقویت‌کننده‌ها بر وزن سازه پرداخته و نتیجه شد که وزن سازه با دو تقویت‌کننده، لایه چینی اول و سطح مقطع 1 تقریبا با وزن سازه با سه تقویت‌کننده، لایه چینی سوم و سطح مقطع ۳ برابر است، اما بار بحرانی کمانش سازه با سه تقویت‌کننده برابر ۲/۳۱ ‌می‌باشد و بار بحرانی پنل با دو تقویت‌کننده و لایه چینی اول ۸۹/. ‌می‌باشد.

کلیدواژه‌ها

• کمانش
• بال هواپیما
• پنل تقویت شده
• اجزا محدود

عنوان مقاله [English]

Buckling Analysis of A Composite Stiffend Panel Structure In The Aircraft’s Wing

نویسندگان [English]

• Behrooz Shahriari ¹
• Ali Nazari ²
• Mostafa Sahraei ³

¹ Faculty of Mechanics, Malek Ashtar University of Technology, Isfahan, Iran

² Faculty of Mechanics, Malek Ashtar University of Technology, Isfahan, Iran

³ Iran Aircraft Manufacturing Industries Corporation (HESA), Isfahan, Iran

چکیده [English]

Buckling analysis of the composite stiffened panel in the aircraft’s wing was performed. The composite panel must meet the requirements of the structure and reduces the weight. For compare the types of stiffeners, the number of skin layers and stiffeners were assumed to be constant at each stage. At first, buckling strength was determined using ABAQUS and it was determined that the Hat-Type stiffner in single state and with the first layup, compared to the T-Type stiffener, 31%, J-Type 35% and The blade-Type, 41% withstand more buckling load. It also withstand higher buckling load for multiple modes and the second type of layup than the T-Type stiffener, 76%, J-Type, 79%, and blade-Type 70%. Next, important parameters such as number, dimensions and different layups on the selected stiffeners were investigated. It was found that the weight of the panel with 2 stiffeners, first layup and cross section 1 is almost equal to the weight of the panel with 3 stiffeners and cross section 3, but the buckling load of the plate with 3 stiffeners is 2.31 and the buckling load of the panel with with 2 stiffeners is 0.89.

کلیدواژه‌ها [English]

• Buckling
• Aircraft’s wing
• Stiffened Panel
• Finite Element