تحلیل کمانش سازه پنل‌ تقویت شده کامپوزیتی بال هواپیما

شهریاری, بهروز; نظری, علی; صحرایی, مصطفی

doi:10.52547/masm.2.3.328

تحلیل کمانش سازه پنل‌ تقویت شده کامپوزیتی بال هواپیما

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

https://doi.org/10.52547/masm.2.3.328

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

20.1001.1.27834220.1401.2.3.5.4

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

[1] Singh SB, Barai SV. Stability and failure of high-performance composite structures. Springer. 2022.
[2] Nagendra S, Jestin D, Gürdal Z, Haftka RT, Watson LT. Improved genetic algorithm for the design of stiffened composite panels. Computers & Structures. 1996;58:543-55.
[3] Kassapoglou C. Simultaneous cost and weight minimization of composite-stiffened panels under compression and shear. Composites Part A: Applied Science and Manufacturing. 1997;28:419-35.
[4] Hedayati R, Sadighi M. Effect of using an inner plate between two faces of a sandwich structure in resistance to bird-strike impact. Journal of Aerospace Engineering. 2016;29:04015020.
[5] Saadati S SMA. Design and analysis of aircraft aluminum wing and its optimization using composites. 2nd conference on new findings of aerospace, mechanics and related sciences. Tehran. 2015.
[6] Dehghani A M GA. Investigation and buckling analysis of stiffened composite plates with FGM coating. The second national conference on the development of the core of civil engineering, architecture, electricity and mechanics of Iran. Gorgan. 2014.
[7] Kassapoglou C. Design and analysis of composite structures: with applications to aerospace structures. John Wiley & Sons. 2013.
[8] Sahraei M. Design and analysis of full composite structure of lambda wings. Journal of Engineering and Applied Sciences. 2016;11:3097-3103.
[9] Madhavi N, Sreelakshmi K, Atchyutuni S. Buckling analysis of stiffened composite paneles for different ply orientations. 2018;8:745-52.
[10] Mouhat O, Bybi A, El Bouhmidi A, Rougui M. The Effects of Ply Orientation on Nonlinear Buckling of Aircraft composite Stiffened Panel. Frattura ed Integrità Strutturale. 2019;13:126-40.
[11] Sundararaj K, Ganesh M. Numerical investigation of composite stiffened panel with various stiffeners under axial compression. 1 ed: AIP Publishing LLC. p. 140017.
[12] Ibeabuchi VT, Ibearugbulem MO, Njoku KO, Ihemegbulem EO, Okorie PO. A Contribution to Analytical Solutions for Buckling Analysis of Axially Compressed Rectangular Stiffened Panels. Revue des Composites et des Matériaux Avancés. 2021;31.
[13] Schilling JC, Atamann D, Voges J, Mittelstedt C. Local buckling of omega-stringer-stiffened composite panels under compression–shear interaction. Thin-Walled Structures. 2022;180:109838.
[14] Alagundi S, Palanisamy T. Numerical Modeling on Buckling Behavior of Structural Stiffened Panel. Recent Advances in Structural Engineering and Construction Management: Springer; 2023. p. 77-87.
[15] M S. Buckling analysis of stiffened plate with varying stiffener and various load position. International Journal of Science and Research (IJSR). 2021;10:8.
[16] Murthy VR, Annamalai K, Elango M. Numerical analysis of hat stiffened composite panels for pre and post buckling conditions. 1 ed: IOP Publishing. p. 012021.
[17] Kumar S, Kumar R, Mandal S. Experimental and FE analysis for the buckling behavior of hat-stiffened panels under edge compressive loading. Sādhanā. 2020;45:1-9.
[18] Altunsaray E, Bayer I. Buckling Analysis of Symmetrically Laminated Rectangular Thin Plates under Biaxial Compression. Teknik Dergi. 2021;32.
[19] Saeedi A, Hassani B. Isogeometric Buckling Analysis of Stiffened Plates. Modares Mechanical Engineering.2020;20:227-39.
[20] Deng J, Wang X, Yuan Z, Zhou G. An efficient technique for simultaneous local and overall buckling analysis of stiffened panels. Advances in Engineering Software. 2019;131:36-47.
[21] Cankurt A. Optimum design of composite stiffened panels with instability considerations. 2013.