تحليل پسا فلاتر بالك دوبعدي مافوق صوت با ضخامت متغير با اثرات لقي، سفتي و ميرايي چرخشي و انتقالي غيرخطي

Variable Thickness Supersonic Airfoil Post flutter with plunging and pitching free play and Non-linear Damping and Stiffness

با توجه به اهميت بال و بالك در سيستم‌هاي هوافضايي مافوق و كاربرد آن‌ها در پايداري و كنترل و پرواز، بررسي پايداري آيروالاستيك آن‌ها در جريان مافوق صوت داراي اهميت و كاربرد فراوان است. در تحقيق حاضر مدل بالك مافوق صوت دوبعدي به‌صورت كاملا غيرخطي در بخش سازه و آيروديناميك فرض شده است. سازه بالك با سفتي و ميرايي غيرخطي پيچشي و انتقالي به ترتيب از مرتبه 3 و 2 و لقي حركت پيچشي و انتقالي، به‌صورت تركيبي فرض شده است. يك تركيب سازه‌اي كاملا غيرخطي با اثر ميرايي غيرخطي كه براي اولين مرتبه مورد تحليل قرار گرفته و نتايج حاصل داراي نكات مهم و قابل توجهي است كه مورد مطالعه قرار گرفته است. همين‌طور، مدل آيروديناميك پيستون مرتبه 3 غيرخطي براي شبيه‌سازي جريان مافوق صوت اطراف بالك فرض شده است. معادلات غيرخطي حاكم براساس اصل هميلتون و با استفاده از انرژي جنبشي و پتانسيل و كار مجازي مربوط به بالك دوبعدي تعيين شده است. بعد از انتقال معادلات در فضاي حالت، با استفاده از روش رانگ-كوتاي مرتبه 4 براي تعيين رفتار آشوبناك و سيكل محدود بالك، حل شده‌اند. بالك با سفتي غيرخطي پيچشي، با افزايش سرعت، كاملا رفتار نرم شونده نشان داده است. اما، با حضور سفتي انتقالي، رفتار سازه براي سرعت‌هاي پايين‌تر سخت شونده است. اثر لقي پيچشي و انتقالي در رفتار پسا فلاتر بالك بسيار پيچيده است و بطوركلي در سرعت‌هاي كم باعث افزايش ناپايداري شده است. همين‌طور، افزايش سرعت باعث كاهش اثر ميرايي در رفتار پسا فلاتر بالك شده است.

The application of wing and stabilizer in aerospace vehicle is vitaly important to stability and flight motion. In this study nonlinear 2D wind is estimated. Nonlinear damping and stiffness with freeplay in plunging and pitching motion is assumed. 2nd order Damping nonlinearity and 3rd order stiffness nonlinearity in pitching and plunging motion is assumed. Fully nonlinear structure with nonlinear 3rd order piston theory aerodynamic is assumed for the first time and result evaluated with different references. The equations are defined with Hamilton principle with the use of kinetic and potential energy and virtual work. They are solved in the state space via the ruge-kuta numerical method to determine chaotic and limit cycle oscillation motion of supersonic airfoil. The result show that as the speed increases, the behavior of 2D wing is softening type with the use of nonlinear rotational stiffness. But, It shows hardening type with the use of transversal nonlinear stiffness. The effect of transversal and rotational freeplay is more complicated than other parameters and increases instability in low speed. In other hand the stability increases with freeplay in high speed. As shown, increased velocity decrease damping effect in post flutter behavior.