Flutter speed limits of subsonic wings
Joint Authors
al-Tornachi, Shokat
Talib, Tariq Samir
Jwij, Muhsin Jabr
Source
Issue
Vol. 18, Issue 2 (29 Feb. 2012), pp.163-183, 21 p.
Publisher
University of Baghdad College of Engineering
Publication Date
2012-02-29
Country of Publication
Iraq
No. of Pages
21
Main Subjects
Topics
Abstract AR
الرفرفة (الأرتجاج) هي الظاهرة التي تنتج من التداخل بين القوى الديناهوائية و ديناميكية الهيكل مما يؤدي إلى حالة من عدم الاستقرار و بالتالي تدمير و تحطم الجناح.
تحسب القوى الديناهوائية لمقطع جناح مهتز له درجتان من الحرية باستخدام نظرية ثيودرسن (Theodorsen function)، حيث إن المسألة تحل باستخدام التكامل المحدد.
و يعتمد أساس هذه الدالة على التدفق الكامن (potential flow) و على شرط كوتا (Kutta condition)، و التي تكون أساسا مكافئا لنظرية مقاطع الجنحة للحالة الثابتة.
حيث يتم تحليل الآلية الديناهوائية الغير مستقرة بشكل مفصل.
الحل الحقيقي يتضمن التدفق و تبني شرط كوتا و تحليله بشكل مفصل.
يمكن تمثيل الحل باستخدام العمل المساعد (k) (auxiliary parametric).
لحساب حدود سرعة الرفرفة على النجاح المستدق و الجناح المستطيل حيث تم استخدام تقنية العناصر المحددة و النموذج الديناهوائية الغير مستقر مع طريقة السرعة–عامل التضاؤل (V-g) (velocity-damping method) للتنبؤ بسرعة الرفرفة باستخدام برنامج (ANSYS 5.4) تم بناء الجناح و القيم المستخرجة التي تستخدم في برنامج الـ (MATLAB) الذي صمم لحساب سرعة الرفرفة.
و منه التنبؤ بالمتغيرات المؤثرة على سرعة الرفرفة.
حيث إن البرنامج أعطى نتائج مطابقة تقريبا إلى نتائج البحوث المشار إليها.
تم بحث المتغيرات التصميمية التالية للجناح سمك متغير للغلاف و مادة متغيرة و مساحة مقطع متغيرة لقطع التقوية و ارتفاع متغير.
أوضحت النتائج بأن تغير النسق للهيكل يلعب دورا مهما في حساب سرعة الرفرفة.
Abstract EN
Flutter is a phenomenon resulting from the interaction between aerodynamic and structural dynamic forces and may lead to a destructive instability.
The aerodynamic forces on an oscillating airfoil combination of two independent degrees of freedom have been determined.
The problem resolves itself into the solution of certain definite integrals, which have been identified as Theodorsen functions.
The theory, being based on potential flow and the Kutta condition, is fundamentally equivalent to the conventional wing-section theory relating to the steady case.
The mechanism of aerodynamic instability has been analyzed in detail.
An exact solution, involving potential flow and the adoption of the Kutta condition, has been analyzed in detail.
The solution is of a simple form and is expressed by means of an auxiliary parameter K.
The use of finite element modeling technique and unsteady aerodynamic modeling with the V-G method for flutter speed prediction was used on a fixed rectangular and tapered wing to determine the flutter speed boundaries.
To build the wing the Ansys 5.4 program was used and the extract values were substituted in the Matlab program which is designed to determine the flutter speed and then predicted the various effects on flutter speed.
The program gave us approximately identical results to the results of the referred researches.
The following wing design parameters were investigated skin shell thickness, material properties, cross section area for beams, and changing altitude.
Results of these calculations indicate that structural mode shape variation plays a significant role in the determination of wing flutter boundary.
American Psychological Association (APA)
Jwij, Muhsin Jabr& al-Tornachi, Shokat& Talib, Tariq Samir. 2012. Flutter speed limits of subsonic wings. Journal of Engineering،Vol. 18, no. 2, pp.163-183.
https://search.emarefa.net/detail/BIM-288697
Modern Language Association (MLA)
al-Tornachi, Shokat…[et al.]. Flutter speed limits of subsonic wings. Journal of Engineering Vol. 18, no. 2 (Feb. 2012), pp.163-183.
https://search.emarefa.net/detail/BIM-288697
American Medical Association (AMA)
Jwij, Muhsin Jabr& al-Tornachi, Shokat& Talib, Tariq Samir. Flutter speed limits of subsonic wings. Journal of Engineering. 2012. Vol. 18, no. 2, pp.163-183.
https://search.emarefa.net/detail/BIM-288697
Data Type
Journal Articles
Language
English
Notes
Includes appendix : p. 173-183
Record ID
BIM-288697