تحليل كمانش و فلاتر پنل ساندويچي مركب در جريان مافوق صوت

Buckling and flutter analyses of composite sandwich panels under supersonic flow

در اين مقاله، تحليل فلاتر و كمانش دومحوره پنلهاي ساندويچي مركب بر مبناي تئوري مرتبه بالاي ارائه مي شود. معادلات بر مبناي تئوري پنل ساندويچي مرتبه بالاي ارتقا يافته استخراج گرديد، بطوري كه تابعي مرتبه دوم براي مؤلفه عرضي جابجايي رويه ها و تابعي درجه سه براي مؤلفه هاي جابجايي درون صفحه اي رويه ها و همه مؤلفه هاي جابجايي هسته در نظر گرفته شد. در تئوري حاضر تنش نرمال عرضي در رويه ها و تنشهاي درون صفحه اي در هسته در نظر گرفته شده است. براي اولين بار شرايط پيوستگي جابجاييها، تنشهاي برشي عرضي و تنش نرمال عرضي در فصل مشترك رويهها با هسته و شرايط صفر بودن تنشهاي برشي عرضي روي سطوح خارجي رويه ها به صورت همزمان ارضا مي شوند. نيروهاي آيروديناميكي با استفاده از تئوري پيستون مرتبه اول استخراج گرديده است. معادلات حاكم و شرايط مرزي بر مبناي اصل هميلتون بدست آمدند. بعلاوه، اثر پارامترهاي مهمي همچون لايه چينيهاي مختلف رويههاي مركب، نسبت طول به عرض پنل، نسبت طول به ضخامت پنل، نسبت ضخامت رويه به ضخامت كل پنل، زاويه الياف، نسبت مدول الاستيسيته رويه ها، اثر نسبت ضخامت رويهها بر روي مرزهاي پايداري بررسي شد. نتايج حاصل از تئوري حاضر با نتايج موجود در مراجع اعتبارسنجي شده است. نتايج نشان ميدهد كه با افزايش نسبتهاي طول به عرض، طول به ضخامت پنل و مدول الاستيسيته رويهها مرزهاي پايداري سيستم كاهش مييابد و بيشترين نيروي كمانش بيبعد مربوط به پنل ساندويچي با لايه چيني زاويه اي است.

This study dealt with the flutter and biaxial buckling of composite sandwich panels based on a higher order theory. The formulation was based on an enhanced higher order sandwich panel theory that the vertical displacement component of the face sheets were assumed as quadratic one while a cubic pattern was used for the inplane displacement components of the face sheets and the all displacement components of the core. The transverse normal stress in the face sheets and the inplane stresses in the core were considered. For the first time, the continuity conditions of the displacements, transverse shear and normal stress at the layer interfaces, as well as the conditions of zero transverse shear stresses on the upper and lower surfaces of the sandwich panel are simultaneously satisfied. The aerodynamic loading was obtained by the firstorder piston theory. The equations of motion and boundary conditions were derived via the Hamilton principle. Moreover, effects of some important parameters like layup of the face sheets, length to width ratio, length to panel thickness ratio, thickness ratio of the face sheets to panel, fiber angle, elastic modulus ratio and thickness ratio of the face sheets on the stability boundaries were investigated. The results were validated by those published in the literature. The results revealed that by increasing length to width ratio, length to panel thickness ratio and elastic modulus ratio of the face sheets, the stability boundaries were decreased and the largest nondimensional buckling load was occurred at the angle ply sandwich panel.