نوع مقاله : مقالة‌ تحقیقی‌ (پژوهشی‌)

نویسندگان

• آرمین عضدی ¹
• میثم محمدی امین ²
• سعید محمودخانی ³

¹ کارشناسی ارشد، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران

² استادیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران

³ استادیار، دانشکده فناوری های نوین و هوافضا، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران

چکیده

در این مقاله، تحلیل حوزه فرکانس پایداری آیروالاستیک بدنه حامل فضایی در شرایط پرواز ابتدای پرتاب روی طیف وسیعی از پارامترهای هندسی، مشخصه‌های سازه‌ای و سایر پارامترها نظیر نیروی پیشران صورت گرفته است. مدل آیروالاستیک با درنظر گرفتن مودهای فرضی و آیرودینامیک شبه‌پایا ایجاد گردیده است. توزیع فشار جریان مادون‌صوت روی جسم سه‌بعدی توسط روش اجزای مرزی محاسبه شده است. مدل سازه تیر اویلر- برنولی غیریکنواخت با اتصالات داخلی فنر پیچشی و شرایط مرزی دوسر-آزاد است که تحلیل مودال آن به روش تفاضل محدود صورت گرفته است. نتایج حاصل نشان‌ می‌دهند تغییر در اندازه پارامترهای هندسی و سازه‌ای، ضمن آنکه موجب جابجایی مرز ناپایداری آیروالاستیک می‌شود، ممکن است نوع ناپایداری را نیز تغییر دهد (از واگرایی به فلاتر) که علت اصلی آن، جابجایی اولین و دومین ناپایداری سیستم آیروالاستیک با یکدیگر است. علاوه بر آن، نشان داده شد نیروی دنبال‌کننده پیشران پایداری آیروالاستیک را محدودتر می‌نماید، اما نوع ناپایداری سیستم را تغییر نمی‌دهد.

کلیدواژه‌ها

• آیرودینامیک مادون صوت
• مدل تیر
• حامل فضایی
• ناپایداری آیروالاستیک
• نیروی دنبال‌کننده

موضوعات

• طراحی سامانه‌های حمل‌‌ و نقل فضایی(سکوهای پرتاب، زیرسامانه ها و....)

عنوان مقاله [English]

Parametric Study of Aeroelastic Instability Boundaries of Space Launch Vehicle in Subsonic Flow

نویسندگان [English]

• Armin Azodi ¹
• Meysam Mohammadi-Amin ²
• Saeed Mahmoudkhani ³

¹ M. Sc. Aerospace Research Institute, Ministry of Science Research and Technology, Tehran, Iran

² Assistant Professor, Aerospace Research Institute, Ministry of Science Research and Technology, Tehran, Iran

³ Assistant Professor, Faculty of New Technologies and Aerospace Engineering, Shahid Beheshti University, Tehran, Iran

چکیده [English]

In the present work, the frequency-domain aeroelastic stability analysis of space launch vehicle body in the flight condition of initial launch phase is presented for a range of geometric parameters, structural characteristics, and other parameters such as thrust force. The aeroelastic model is derived using structural assumed modes and quasi-steady aerodynamics. The pressure distribution of subsonic flow on the 3D configuration is determined by boundary element method. Non-uniform Euler-Bernoulli beam including torsion spring junctions along the body with free-free ends is used to model the structure, and its modal analysis is performed by finite difference method. Concluded results illustrate variation in parameters not only could vary the aeroelastic instability boundary, but also might cause the instability type changed (from divergence to flutter), which its main reason is replacement the second instability of the aeroelastic system with the first one. Furthermore, it is demonstrated that the follower thrust force restricts the aeroelastic stability but maintains the instability type.

کلیدواژه‌ها [English]

• Aeroelastic Instability
• Beam Model
• Follower Force
• Space Launch Vehicle
• Subsonic Aerodynamics