امروزه آیروالاستیسیته یکی از مسائل مهم در علوم هوا فضا محسوب می شود. این علم به بررسی عوامل مهم و موثر در پدیده هایی همچون گسیختگی بال و شکسته شدن اتصالات موتور که باعث ناکارآمد شدن هواپیما و به مخاطره افتادن جان مسافران می شود، می پردازد. یکی از علت هایی که باعث گسیختگی در بال می شود، وجود سطوح کنترلی می باشد. بنابراین بررسی اثرات وجود سطح کنترلی بر روی بال می تواند باعث شناخت بیشتر مرز های ناپایداری و همچنین یافتن روش هایی برای اجتناب از آن شود. در این پروژه، معادلات حرکت یک بال به همراه سطح کنترلی متصل به آن با استفاده از اصل هامیلتون و حذف ترم های غیر خطی مرتبه بالا بدست آمده است. بال بعنوان یک تیر اویلر-برنولی در نظر گرفته شده است. تیر دارای خاصیت الاستیک و همگن می باشد. همچنین تیر با سه سرعت زاویه ای متفاوت در سه جهت اصلی در حال دوران است. سطح کنترلی توسط دو فنر پیچشی به بال متصل شده است. جریان سیال نیز به صورت ناپایا فرض می شود. نیروهای آیروالاستیک شامل نیروی برآ و گشتاور پیچشی، به صورت نیرو های گسترده به سطح بال و سطح کنترلی وارد می شوند. سپس برای تبدیل معادلات بدست آمده از معادلات جزئی به معادلات دیفرانسیل معمولی از روش گالرکین استفاده شده است. در نهایت با تحلیل آیروالاستیک، سرعت فلاتر بال و سطح کنترلی به دست آمده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که پارامترهای فیزیکی سطح کنترلی بر سرعت فلاتر تاثیر محسوسی دارند.

در این رساله به بررسی فلاتر یک سیستم بال-فلپ دو بعدی غیرخطی در رژیم پرواز فراصوت و ابرصوت پرداخته ایم. معادلات دیفرانسیل معمولی درجه دوم غیرخطی برای توصیف حرکت یک ایرفویل دو بعدی با سه درجه آزادی حرکت (حرکت چرخشی ایرفویل، جابجایی عمودی ایرفویل و چرخش سطح کنترلی) از معادلات اویلر-لاگرانژ بدست آمده اند و آیرودینامیک آن از مدل غیر خطی پیستون تئوری با لحاظ کردن اثر فلپ بدست آمده است. که در این مدل آیرودینامیکی از تقریب درجه سه برای حرکت پیچشی ایرفویل استفاده کرده ایم. همچنین از شرایط غیرخطی ویژه ای که شامل چند جمله ی درجه سوم برای بیان ترم های سختی می باشد استفاده کرده ایم. همچنین در این رساله نشان داده ایم که نتایج، برای این مدل غیرخطی، در سرعتهایی زیر سرعت فلاتر، دامنه نوسان به صورت نمایی دمپ می کند. و در انتها به بررسی رفتاری خواص هندسی و مکانیکی مربوط به سیستم پرداخته ایم و اثر این تغییرات را بر پایداری سیستم مورد مطالعه قرار داده ایم.

بال هواپیما یکی از مهمترین سازه های آئروالاستیک است که تحت اثر نیروهای متنوعی نظیر نیروهای آئروالاستیک، نیروهای رانش، اثرات مانور و جرم های خارجی قرار می گیرد. استفاده روز افزون از مواد سبک در ساخت سازه های هوایی به منظور کاهش وزن، باعث افزایش انعطاف پذیری و در نتیجه زیاد شدن تغییر فرم بال ها گشته است. از طرف دیگر امروزه انواع بسیار متنوعی از جرم های خارجی بر روی بال هواپیما نصب می شود. از موتورهای سنگین با نیروی رانش بسیار زیاد بر روی بال هواپیماهای مسافربری تا موشک ها، بمب ها و تانکرهای سنگین ذخیره سوخت بر روی بال هواپیماهای جنگنده، در طرح های امروزی مورد استفاده قرار می گیرد. خصوصیات هندسی و فیزیکی این جرم ها خصوصا در مورد موتورها تاثیرات بسیار قابل توجهی را بر محدوده های پایداری دینامیکی و استاتیکی بال هواپیما می گذارد. در واقع برهم کنش ترم های الاستیک و اینرسی جرم های خارجی با بال می تواند منجر به فلاتر یا واگرایی گردد. در این پایان نامه، تحلیل آئروالاستیک دینامیکی یک بال انعطاف پذیر با جرم خارجی متصل شده به آن به صورت الاستیک انجام شده است. جرم خارجی بوسیله فنر و میراگر به بال متصل شده است. معادلات حاکم با استفاده از اصل تغییرات هامیلتون استخراج گردیده است و برای شبیه سازی جریان سیال بر روی بال از مدل سیال ناپایای پیترز استفاده شده است. بال دارای دو درجه آزادی پیچشی و خمشی می باشد. معادلات حاکم بر مساله که به صورت معادلات دیفرانسیل جزئی می باشند، با استفاده از روش مودهای فرضی به معادلات دیفرانسیل معمولی تبدیل شده اند. سپس رفتار آئروالاستیک بال تحت شرایط مختلف و برای دو حالت میراگر ساده و میراگر مغناطیسی در محل اتصال مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج حل نشان می دهد با افزایش فاصله جرم خارجی از ریشه بال سرعت فلاتر کاهش می یابد و همچنین افزایش جرم خارجی و ثابت فنر اتصال باعث کاهش سرعت فلاتر مجموعه می گردد. در تمامی حالت ها با افزایش زاویه عقبگرد بال سرعت فلاتر افزایش و در نتیجه پایداری سیستم افزایش می یابد. همچنین استفاده از میراگر مغناطیسی به علت کنترل بیشتر بر روی مرز پایداری سیستم مناسب تر می باشد.

کابل ها محرک ربات های کابلی، به دلیل دارا بودن جرم و الاستیسیته و در نتیجه اثر وزن و شتاب حرکت آنها، به صورت خط راست کشیده نشده(اصطلاحاً شکم کرده) و بر حسب خصوصیات فیزیکی کابل، تغییر فرم میدهند. این امر، موجب پدید آمدن اختلاف در میزان کشش و طول کابل ها شده و سبب بروز خطا در مکان قرارگیری بخش متحرک، نسبت به مکان ایده آل ( در حالت عدم وجود شکم در کابل) میگردد. در این پایان نامه، به بررسی اثرات خصوصیات فیزیکی کابل بر میزان اختلاف در نیرو و طول کابل و خطای قرارگیری ربات در مکان دلخواه، پرداخته میشود. معادلات ارتعاشات محوری و عرضی کابل، به دست آمده و با استفاده از روش های اجزاء محدود و نیومارک، به صورت عددی حل شده وارتعاشات ناشی از حرکت ربات مورد مطالعه قرار میگیرد. سپس دو کنترلر برای ربات کابلی پیشنهاد میشود: یک کنترلر دو حلقه ای برای از بین بردن ارتعاشات کابل ها و نیز جبران سازی اثرات وزن کابل ها؛ و کنترلر دیگری که بدون از بین بردن ارتعاشات، صرفا اثرات وزن کابل را خنثی میکند. سپس نتایج این دو کنترلر، با هم مقایسه شده و مشخص میگردد که ارتعاشات کابل ها ناشی از حرکت ربات در مقایسه با شکم متاثر از وزن کابل ها، تاثیر بسیار کمی در مسیر ربات دارند.

در سال¬های اخیر تحلیل قابلیت اعتماد سازه هواپیما سهم قابل توجهی را در مقوله ایمنی سازه¬ای هواپیما به خود اختصاص داده است. بال هواپیما دارای سازه‏‏ای پیچیده است و روشی برای تحلیل قابلیت اعتماد آن مناسب است که از روش¬های دیگر دقیق¬تر و کم¬هزینه-تر باشد. روش صفحه پاسخ با تلفیق تکنیک‏‏های آمار و ریاضیات این شرایط را ارضا می¬نماید. برای محاسبه احتمال زوال سازه بال، بایستی تحلیل استاتیکی و تحلیل آیرودینامیکی آن انجام گردد. پس از محاسبه احتمال زوال سازه بال، تاثیر پراکندگی متغیرها بر قابلیت اعتماد سازه بال بررسی شده است. سپس با انجام تحلیل حساسیت و مدل‏سازی‏های مختلف، حالت مناسبی برای توزیع متغیرهای هندسی پیشنهاد شده است؛ در این حالت قابلیت اعتماد سازه بال بهبود یافته است.

چکیده ندارد.