*26

دانشکده مهندسی هواوفضا
پایان نامه کارشناسی ارشد
بررسی پدیده فلاتر پانل تقویت شده با ریب و استرینگر و بهینه سازی با الگوریتم ژنتیک
اساتید راهنما:
دکتر سعید ایرانی
دکتر مرتضی باقری
گردآورنده:
مهدی قانعی مطلق
گرایش:
سازه های هوایی
شهریورماه 1390

* mergeformat
تاسیس 1307
دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
تأییدیه هیأت داوران شماره:
تاریخ:
هیأت داوران پس از مطالعه پایان‌نامه و شرکت در جلسه دفاع از پایان‌نامه تهیه شده تحت عنوان :
بررسی پدیده فلاتر پانل تقویت شده با ریب و استرینگر و بهینه سازی با الگوریتم ژنتیک
توسط آقای مهدی قانعی مطلق ، صحت و کفایت تحقیق انجام شده را برای اخذ درجه کارشناسی ارشد رشته مهندسی هوا و فضا گرایش سازه های هوایی در تاریخ 30/ 06/1390 مورد تأیید قرار می‌هند.
1- استاد راهنمای اول جناب آقای دکتر سعید ایرانی امضاء
2- استاد راهنمای دوم جناب آقای دکتر مرتضی باقری امضاء
3- استاد مشاور جناب آقای / سرکار خانم دکتر. امضاء
4- ممتحن داخلی جناب آقای دکتر علیرضا نوین زاده امضاء
5- ممتحن خارجی جناب آقای / سرکار خانم دکتر. امضاء
6- نماینده تحصیلات تکمیلی دانشکده جناب آقای دکتر علی مظفری امضاء
-20574079311529/10/1387-4216
0029/10/1387-4216

* mergeformat
تاسیس 1307
دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی اظهارنامه دانشجو شماره:
تاریخ:
اینجانب مهدی قانعی مطلق دانشجوی کارشناسی‌ارشد رشته مهندسی هوا و فضا گرایش سازه های هوایی دانشکده مهندسی هوا و فضا دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی گواهی می‌نمایم که تحقیقات ارائه شده در پایان‌نامه با عنوان
بررسی پدیده فلاتر پانل تقویت شده با ریب و استرینگر و بهینه سازی با الگوریتم ژنتیک
با راهنمایی استاد محترم جناب آقای / سرکار خانم دکتر سعید ایرانی و دکتر مرتضی باقری، توسط شخص اینجانب انجام شده و صحت واصالت مطالب نگارش شده در این پایان‌نامه مورد تأیید می‌باشد، و در مورد استفاده از کار دیگر محققان به مرجع مورد استفاده اشاره شده است. بعلاوه گواهی می‌نمایم که مطالب مندرج در پایان نامه تا کنون برای دریافت هیچ نوع مدرک یا امتیازی توسط اینجانب یا فرد دیگری در هیچ جا ارائه نشده است و در تدوین متن پایان‌نامه چارچوب (فرمت) مصوب دانشگاه را بطور کامل رعایت کرده‌ام.
امضاء دانشجو
تاریخ:
-1714526479529/10/1387-4217
0029/10/1387-4217

بسمه تعالی
* mergeformat
تاسیس 1307
دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی حق طبع و نشر و مالکیت نتایج شماره:
تاریخ:
1- حق چاپ و تکثیر این پایان‌نامه متعلق به نویسنده آن می‌باشد. هرگونه کپی برداری بصورت کل پایان‌نامه یا بخشی از آن تنها با موافقت نویسنده یا کتابخانه دانشکده مهندسی هواوفضا دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی مجاز می‌باشد.
ضمناً متن این صفحه نیز باید در نسخه تکثیر شده وجود داشته باشد.
2- کلیه حقوق معنوی این اثر متعلق به دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی می‌باشد و بدون اجازه کتبی دانشگاه به شخص ثالث قابل واگذاری نیست.
همچنین استفاده از اطلاعات و نتایج موجود در پایان نامه بدون ذکر مراجع مجاز نمی‌باشد.
تقدیم به :
پیشگاه مقدس
یوسف زهرا(س)
قدر دانی و تشکر:
مصداق حدیث نبوی ” لم یشکرالمخلوق ، لم یشکرالخالق ” از کلیه عزیزانی که در تمامی مراحل انجام این پایان نامه حقیر را یاری نموده بخصوص از زحمات بی شائبه اساتید گرانقدر آقایان دکتر ایرانی و دکتر باقری کمال تشکر و قدردانی را مینمایم و از صبر و شکیبایی همسر مهربان و فرزند عزیزم که در این چند ساله سختی بسیاری را متحمل شده اند و همچنین دعای خیر والدینم که در همه مراحل زندگی پشتوانه ای محکم ، فراروی زندگی ام بوده ، نهایت امتنان و سپاسگزاری را دارم.امید است که این مجموعه پاسخی مثبت به تمامی تلاش ها و زحمات این عزیزان باشد.
مهدی قانعی مطلق
-279400-26225500چکیده
با توجه به اهمیت پدیده آیروالاستیسیته و ناپایداری های ناشی از آن از ابتدای پرواز تا کنون ، مطالعات گسترده ای برای بررسی عملکرد آیروالاستیسیته سازه های هوایی مخصوصاً در زمینه های ناپایداری دینامیکی انجام پذیرفته است.
هدف از ارائه کار حاضر بررسی مرز ناپایداری فلاتر پانل مربعی شکلی است که در جریان مافوق صوت ودر سرعتی بیش از 1.6 برابر سرعت صوت قرار می گیرد.شرایط مرزی که برای این پانل در نظر گرفته شده است دوسر آزاد و دو سر تکیه گاه ساده می باشد. برای شبیه سازی جریان آیرودینامیکی از تئوری شبه پایا پیستون مرتبه اول که در سرعت ماخ 1.6 به بعد دارای جواب های قابل قبولی است استفاده می شود.
در ابتدای این پژوهش پس از ارائه مقدمه و تاریخچه ای درباره فلاتر؛ توضیحاتی در رابطه با علم آیروالاستیسیته و مفاهیم مربوط به آن آورده شده است .سپس در فصل بعد توضیحاتی درباره الگوریتم ژنتیک و کارکرد آن و نحوه بهینه سازی توسط این نرم افزار آمده است. در قسمت بعد که می توان از آن به مهمترین بخش این پژوهش اشاره کرد در ابتدا توضیحاتی در باب تئوری پیستون مرتبه اول آمده و سپس معادله حرکتی پانل کلاسیک ، همراه با معادله استرینگر وریب ؛که توسط تیر برنولی مدل شده و نحوه تداخل و اثرپذیری آنها بر یکدیگر بیان می شود و در نهایت منجر به معادله حرکت پانل تقویت شده در جریان مافوق صوت می گردد . برای حل این معادله نیز از روش مودهای فرضی استفاده شده است . این کار ابتدا برای یک پانل تقویت نشده مورد بررسی قرار گرفته؛ سرعت و فرکانس ناپایداری این پانل را محاسبه نموده ونتایج بدست آمده با دیگر منابع مقایسه گردیده است که نتایج حاصل از مطلوبیت خوبی برخودار است و سپس برای ادامه کار ، با قرار دادن ریب و استرینگر پانل را تقویت کرده و مجدداً آنرا در جریان مافوق صوت قرار داده و سرعت ناپایداری دینامیکی فلاتر را بدست می آوریم.
پس از آن ؛ تأثیر پارامترهای مختلف طراحی از قبیل ابعاد پانل ، ابعاد ریب و استرینگر و… بر سرعت فلاتر ارزیابی می شود . و در نهایت به کمک الگوریتم ژنتیک و با نوشتن تابع قید وهمچنین تابع هدفی که میل درجهت افزایش سرعت ناپایداری و کاهش وزن دارد، برای مقادیر مختلف تابع وزنی کار بهینه سازی را انجام داده و بهترین پارامترهای طراحی را برای این منظور بدست می آوریم ودر پایان به ارائه نتایج و پیشنهادات می پردازیم.
کلمات کلیدی: آیروالاستیسیته-فلاتر پانل – پانل تقویت شده – الگوریتم ژنتیک – ناپایداری دینامیکی-مود فرضی
فهرست مطالب
TOC o “1-3” h z u فصل اول: مقدمه و تاریخچه PAGEREF _Toc304978726 h 11-1- مقدمه PAGEREF _Toc304978727 h 11-2- تاریخچه فلاتر و مروری برکارهای پیشین PAGEREF _Toc304978728 h 4فصل دوم: آیروالاستیسیته و مفاهیم آن PAGEREF _Toc304978729 h 132-1- آیروالاستیسیته PAGEREF _Toc304978730 h 132-2- پدیده‌های آیروالاستیک PAGEREF _Toc304978731 h 142-2-1- پدیده های استاتیکی PAGEREF _Toc304978732 h 152-2-1-1- واگرایی PAGEREF _Toc304978733 h 152-2-1-2- اثرپذیری و معکوس پذیری سیستم کنترل سطوح PAGEREF _Toc304978734 h 172-2-2- پدیده های دینامیکی PAGEREF _Toc304978735 h 182-2-2-1- بافتینگ PAGEREF _Toc304978736 h 182-2-2-2- پاسخ دینامیکی PAGEREF _Toc304978737 h 192-2-2-3- فلاتر PAGEREF _Toc304978738 h 212-2-2-3-1- فلاترکلاسیک(خطی): PAGEREF _Toc304978739 h 212-2-2-3-2- فلاتر غیرکلاسیک(غیرخطی): PAGEREF _Toc304978740 h 222-3- انواع فلاتر PAGEREF _Toc304978741 h 23فصل سوم: الگوریتم ژنتیک PAGEREF _Toc304978742 h 303-الگوریتم ژنتیک PAGEREF _Toc304978743 h 303-1- مقدمه: PAGEREF _Toc304978744 h 303-2- بهینه محلی و بهینه کلی: PAGEREF _Toc304978745 h 333-3- بهینه سازی: PAGEREF _Toc304978746 h 333-3-1- تعیین متغیرهای بهینه سازی PAGEREF _Toc304978747 h 353-3-2- تشکیل تابع هدف PAGEREF _Toc304978748 h 353-3-3- قیود مسأله PAGEREF _Toc304978749 h 363-3-4- تعیین روش بهینه سازی PAGEREF _Toc304978750 h 363-4- الگوریتم ژنتیک چگونه عمل میکند؟ PAGEREF _Toc304978751 h 373-5- روشهای انتخاب PAGEREF _Toc304978752 h 393-5-1- انتخاب بهترین پارامتر(نخبه سالاری) : PAGEREF _Toc304978753 h 393-5-2- انتخاب چرخ گردون PAGEREF _Toc304978754 h 393-5-3- انتخاب مقیاس PAGEREF _Toc304978755 h 393-5-4- انتخاب رقابتی PAGEREF _Toc304978758 h 393-6- مزایای استفاده از الگوریتم ژنتیک PAGEREF _Toc304978759 h 39فصل چهارم: فلاترپانل مستطیلی PAGEREF _Toc304978760 h 414-1- تئوری پیستون: PAGEREF _Toc304978761 h 414-2- طرح مسأله: PAGEREF _Toc304978765 h 444-3- تیرهای تقویت کننده : PAGEREF _Toc304978766 h 484-4- پانل تقویت شده: PAGEREF _Toc304978767 h 514-5- محاسبه سرعت فلاتر : PAGEREF _Toc304978768 h 534-6- ناپایداری پانل تقویت شده با ریب و استرینگر: PAGEREF _Toc304978769 h 594-7- تأثیر دیگر پارامترها بر سرعت فلاتر: PAGEREF _Toc304978770 h 624-7-1- اثر تعداد ریب و استرینگر: PAGEREF _Toc304978771 h 624-7-1-1- تعداد استرینگر PAGEREF _Toc304978772 h 624-7-1-2- تعداد ریب PAGEREF _Toc304978773 h 634-7-2- اثر ضخامت پانل ، ریب و استرینگر: PAGEREF _Toc304978774 h 634-7-2-1- ضخامت پانل PAGEREF _Toc304978775 h 634-7-2-2- ضخامت ریب PAGEREF _Toc304978776 h 644-7-2-3- ضخامت استرینگر PAGEREF _Toc304978777 h 654-7-3- اثر ارتفاع ریب و استرینگر : PAGEREF _Toc304978778 h 654-7-3-1- ارتفاع ریب PAGEREF _Toc304978779 h 654-7-3-2- ارتفاع استرینگر PAGEREF _Toc304978780 h 66فصل پنجم : نتیجه گیری و پیشنهادات PAGEREF _Toc304978781 h 715-1- نتیجه گیری: PAGEREF _Toc304978782 h 715-2- پیشنهادات : PAGEREF _Toc304978783 h 72منابع و مراجع73
فهرست شکل ها
فصل اولTOC h z c “شکل(1-“شکل(1- 1) مود طبیعی و مود فلاتر برای یک پانل مربعی[] PAGEREF _Toc354956139 h 1شکل(1- 2): شمائی از پدیده فلاتر پانل[3] PAGEREF _Toc354956140 h 2فصل دومTOC h z c “شکل(2-”
شکل(2- 1): مسایل مطرح شده در آیروالاستیسیته PAGEREF _Toc354956075 h 13شکل(2- 2) : تقسیم بندی پدیده های آیروالاستیکی PAGEREF _Toc354956076 h 14شکل(2- 3 ): ممان پیچشی وگشتاور پیچشی ناشی از بارهای آیرودینامیکی PAGEREF _Toc354956077 h 16شکل(2- 4): توزیع نیروی لیفت ایجاد شده روی بالی با طولL PAGEREF _Toc354956078 h 16شکل(2- 5): تاثیر سرعت بر عملکرد ایلرون[27] PAGEREF _Toc354956079 h 17شکل(2- 6):شتاب ایجاد شده در نوک بال و بدنه در هنگام عبور از یک تندباد PAGEREF _Toc354956080 h 20شکل(2- 7): حرکت خمشی و چرخشی برای یک ایرفویل در حال فلاتر PAGEREF _Toc354956081 h 23شکل(2- 8): شکست پل تاکوما در سال 1940 PAGEREF _Toc354956082 h 24شکل(2- 9):قسمت های ایرفویل مانند روی یک هواپیمای مدل PAGEREF _Toc354956083 h 25شکل(2- 10):حرکت گردابی سیلندر در جریان هوا PAGEREF _Toc354956084 h 26شکل(2- 11): فلاتر چرخشی موتور PAGEREF _Toc354956085 h 26شکل(2- 12): فلاتر ایرفویل مدل و مودهای آن PAGEREF _Toc354956086 h 27شکل(2- 13): فلاتر بال/شهپر مدل و مودهای آن PAGEREF _Toc354956087 h 28شکل(2- 14): منحنی فرکانس- سرعت و دمپینگ – سرعت درشرایط فلاتر PAGEREF _Toc354956088 h 28شکل(2- 15): تأثیرتقویت کننده ها بر فلاتر PAGEREF _Toc354956089 h 29فصل سومTOC h z c “شکل(3-”
شکل(3- 1): نمایی از نقطه بهینه محلی و بهینه کلی PAGEREF _Toc304277492 h 32شکل(3- 2): نمودار شماتیک سه نوع فرزند نخبه؛ تقاطع و جهش PAGEREF _Toc304277493 h 38فصل چهارمTOC h z c “شکل(4-“شکل(4- 1): مشخصات پانل تحت فشار ناشی از تئوری پیستون[32] PAGEREF _Toc354956167 h 41شکل(4- 2): جریان هوا بر روی پانل سه بعدی[32] PAGEREF _Toc354956168 h 43شکل(4- 3): پانل تخت با تقویت کننده های متعامد PAGEREF _Toc354956169 h 44شکل(4- 4): نمودار میرایی پانل تقویت نشده به روش مود فرضی PAGEREF _Toc354956170 h 55شکل(4- 5): نمودار فرکانس پانل تقویت نشده به روش مود فرضی PAGEREF _Toc354956171 h 55شکل(4- 6): نمودار فرکانس برحسب ماخ برای پانل تقویت نشده PAGEREF _Toc354956172 h 56شکل(4- 7): نمودار فرکانس و میرایی پانل به روش اجزاء محدود PAGEREF _Toc354956173 h 57شکل(4- 8): نمودار فرکانس و میرایی پانل با نرم افزار نسترن PAGEREF _Toc354956174 h 58شکل(4- 9): سطح مقطع ریب و استرینگر PAGEREF _Toc354956175 h 59شکل(4- 10): نمایی از پانل تقویت شده با یک ریب و یک استرینگر PAGEREF _Toc354956176 h 60شکل(4- 11): نمودار میرایی پانل تقویت شده با یک ریب و یک استرینگر PAGEREF _Toc354956177 h 60شکل(4- 12): نمودار فرکانس پانل تقویت شده با یک ریب ویک استرینگر PAGEREF _Toc354956178 h 61شکل(4- 13): نمودار میرایی و فرکانس با استفاده از نرم افزار برای یک ریب و یک استرینگر PAGEREF _Toc354956179 h 62شکل(4- 14): نمودار همگرایی تابع هدف به سمت نقطه بهینه وبهترین مقادیر متغیرها PAGEREF _Toc354956180 h 68
فهرست جداول
TOC h z c “جدول(4-“جدول(4- 1): ضرایب تابع تیر برای شرایط مرزی مختلف PAGEREF _Toc354955524 h 46جدول(4- 2): خواص فیزیکی پانل و سیال مورد بررسی PAGEREF _Toc354955525 h 54جدول(4- 3): مقایسه نتایج روش حاضر با روش اجزاء محدود و نرم افزار نسترن PAGEREF _Toc354955526 h 56جدول(4- 4): مقایسه نتایج روش حاضر با نرم افزار نسترن برای پانل تقویت شده PAGEREF _Toc354955527 h 61جدول(4- 5): اثر تعداد ریب و استرینگر بر سرعت و فرکانس فلاتر PAGEREF _Toc354955528 h 63جدول(4- 6): تأثیر ضخامت پانل بر سرعت و فرکانس پانل تقویت نشده PAGEREF _Toc354955529 h 64جدول(4- 7): تأثیر ضخامت پانل بر سرعت و فرکانس پانل تقویت شده با یک ریب و یک استرینگر PAGEREF _Toc354955530 h 64جدول(4- 8): تأثیر ضخامت ریب بر سرعت و فرکانس پانل تقویت شده با یک ریب و یک استرینگر PAGEREF _Toc354955531 h 65جدول(4- 9): تأثیر ضخامت استرینگر بر سرعت و فرکانس پانل تقویت شده با یک ریب و یک استرینگر PAGEREF _Toc354955532 h 65جدول(4- 10): تأثیر ارتفاع ریب بر سرعت و فرکانس پانل تقویت شده با یک ریب ویک استرینگر PAGEREF _Toc354955533 h 66جدول(4- 11): تأثیر ارتفاع استرینگر بر سرعت و فرکانس پانل تقویت شده با یک ریب و یک استرینگر PAGEREF _Toc354955534 h 66جدول(4- 21): مقادیر بهینه شده برای متغیرهای طراحی و تابع هدف PAGEREF _Toc354955535 h 68جدول(4- 31): مقادیر بهینه شده برای ضرایب وزنی مختلف PAGEREF _Toc354955536 h 69جدول(4- 41): مقادیر قیود مسأله بر اساس مقادیر مختلف بهینه شده در جدول قبل PAGEREF _Toc354955537 h 70
فهرست علایم اختصاری
چگالی جریان آزاد…………………… :ρ∞جابجایی عرضی تیر: Wi=Wi(y,t)سرعت جریان آزاد ………………….. : U∞زاویه پیچشی تیر ….. :θi=θi(y,t)عددماخ ……………. : M=U∞aسختی خمشی تیر ……………………. : EIiψ :xزاویه بردار سرعت و جهت محور سختی پیچشی تیر …………………. : GJiمدول الاستیسیته ……………………….. : E سختی پیچشی غیر یکنواخت : EIiwنسبت پواسون ……………………………. : υجرم بر واحد طول ………………….. : ρAiچگالی جسم …………………………………. : ρممان اینرسی جرمی بر واحد طول: ρIi0جابجایی عرضی :w=w(x,y,t)دامنه مودال مود ……………. : Win،θinسختی خمشی پانل :D=Eh312(1-υ2)ماتریس جرم ……………………………… : Mاپراتور بای هارمونیک ………………… :∇4ماتریس سختی ………………………….. : Kدلتای دیراک ………………………………. : δماتریس دمپینگ ………………………… : Cدامنه مودال مود (m,n) پانل : دلتای کرونکر ………………………….. : δijفرکانس چرخشی پانل ………………. : ωانحراف وتغییرشکل پانل …………….. : موقعیت تابع فرضی ……………. : xi ، yjمود (m,n) سختی مودال …. : Kmnمود (m,n) از جرم مودال …. :μmnضریب دمپینگ مودال ……….. : Cmnطول پانل …………………… : a عرض پانل …………………. : b ضخامت پانل …………………… : h 2762252413000فصل اول: مقدمه و تاریخچه1-1- مقدمهفلاتر پانل؛ ناپایداری دینامیکی و خود تحریک یک صفحه نازک یا متعلقات سازه ای ورق مانند یک وسیله پرنده میباشد.و یک پدیده آیروالاستیکی سوپرسونیک/هایپرسونیک است که اغلب در سرعتهای بالای هواپیما یا موشک ها اتفاق میافتد.پدیده ای است که معمولا با افزایش دمای سطوح خارجی وسایل پرنده ای که در سرعت های بالا پرواز میکنند همراه است.بخاطر نیروهای فشاری آیرودینامیکی روی پانل ، دو مود ویژه سازه با یکدیگر ترکیب میشوند ومنجر به این ناپایداری دینامیکی میگردند. REF _Ref303990077 * MERGEFORMAT شکل(1- 1)

شکل(1- SEQ شکل(1- * ARABIC1)مود طبیعی و مود فلاتر برای یک پانل مربعی[]شکل خرابی این پدیده خستگی است که ناشی از نوسانات با دامنه محدود میباشد. فلاتر سوپرسونیک پانل ها و ورقها باعث شد تا یک دیدگاه بسیارمهم برای طراحی این وسایل لحاظ گردد وتحقیقات تجربی و تحلیلی بسیار زیادی در این مورد انجام پذیرد.
برای افزایش فشار دینامیکی بحرانی یا حذف نوسانات با دامنه محدود طرح های مهمی ارایه گردید.چاره معمول و متداول برای این مشکل،تقویت کردن پانل هایی است که در معرض خطر فلاتر قرار دارند که این خود باعث بوجود آمدن وزن اضافی در طراحی است.[]
فلاتر پانل به عنوان نوسانات خودتحریک پوسته خارجی یک وسیله پرنده هنگامیکه در معرض جریان هوا قرار میگیرد، تعریف میشود.از سال 1950 مساله پانل فلاتر مورد توجه وتحقیق قرار گرفت اما زیاد جالب توجه نمی نمودتا زمانیکه هواپیماهای ترابری با سرعت بالا و جنگنده های تاکتیکی، مخصوصاً جنگنده اف-22 شروع به کار کردند.در سرعت های بالای وسیله پرنده ، پوسته خارجی ممکن است تحت ارتعاش خودتحریک ناشی از بارگذاری آیرودینامیکی قرار گیرد که این پدیده را فلاترپانل می نامند.
فلاتر پانل بطور معمول بادامنه ارتعاش بالا در4/3 طول پانل اتفاق می افتد. این پدیده باعثمی شود که پانل های پوسته وسیله پرنده بطور جانبی وبا دامنه زیاد شروع به ارتعاش کند و باعث تنش های صفحه ای نوسانی گردد؛ که در واقع این تنش ها سبب پدیده خستگی در پانل می شوند.[]

شکل(1- SEQ شکل(1- * ARABIC2): شمائی از پدیده فلاتر پانل[ NOTEREF _Ref303978936 h * MERGEFORMAT 3]برای تخمین فشار دینامیکی فلاتر از آنالیز خطی سازه استفاده می شود، اما هنگامیکه ارتعاشات قبل از فلاتر با دامنه زیاد شروع می شود استفاده از تکنیک های مدل غیر خطی الزامی است .اگر چه آنالیز خطی، رشد نمایی دامنه ارتعاش را با افزایش فشار دینامیکی در شرایط قبل از فلاتر تخمین می زند. با این وجود ،تحت آن شرایط ارزش چندانی ندارد و ارتعاش پانل از تنش های صفحه ای مانند تنش های خمشی که منجر به نوسان با چرخه محدود می شود تأثیر می گیرد. بنابراین خرابی پانل در فشار دینامیکی قبل از فلاتر اتفاق نمی افتد، اما وقتی که این پدیده تکرار شود عمر خستگی پانل کاهش می بابد.
روش های مختلفی برای تخمین وضعیت انتقالی فلاتر پانل که طبیعتاًیک پدیده غیرخطی است استفاده شده است؛ روش های انتقالی مودال با انتگرال گیری مستقیم عددی،تعادل هارمونیک،روش اغتشاشات و روش المان محدود غیرخطی ازجمله روش هایی است که برای این منظور استفاده گردیده است.
بارگذاری آیرودینامیکی روی پانل همچنین با استفاده از روش های مختلفی انجام پذیرفته است؛جریان پتانسیل ناپایدار سوپرسونیک، جریان پتانسیل خطی شده وتئوری پیستون شبه پایدار.که تئوری پیستون مرتبه اول نسبت به سایر موارد بیشتر مورد استفاده قرار گرفته و بوسیله اشلی و زارتاریان معرفی شده است که در عددهای ماخ بالا(M>1.6) دقت قابل قبولی دارد.[]
در شرایط پروازی فلاتر پانل( معمولاً شرایط پرواز سوپرسونیک)، این پدیده با افزایش درجه حرارت همراه است که ناشی از گرمای اصطکاک لایه های مرزی و حضور موج های ضربه ای می باشد، که باعث پیچیدگی مسأله و کاهش سختی پانل و معرفی بارگذاری حرارتی است و همچنین ممکن است که با تغییر شکل های کمانشی همراه باشد.
1-2-تاریخچه فلاترو مروری بر کارهای پیشینهواپیماهای ابتدایی قادر بودند با سرعت زیادی پرواز کنند و شاید فلاتر عامل مهمی در بسیاری سوانح هوایی در آن زمان بود. پدیده فلاتر برای اولین بار در سال 1916 میلادی روی یک هواپیمای بمب افکن در لانچستر انگلیس نمایان شد که مکانیزم فلاتر شامل کوپلی از مودهای پیچشی بدنه و مود چرخشی و نا متقارن الویتور بود. الویتور ها در این هواپیما بطور مستقل از هم عمل می کردند که برای حل این مشکل الویتورها به یکدیگر متصل شدند وبه طور همزمان وبا یکدیگر کار می کردند[] .
فلاتر سطوح کنترل در طول جنگ جهانی اول نمود پیدا کرد؛ فلاتر ایلرون به طور گسترده ای در این زمان شیوع پیدا کرد[] . فان بومهور و کونینگ پیشنهاد استفاده از یک وزنه تعادلی ، حول لولاهای سطوح کنترل را به عنوان وسیله ای جهت جلوگیری از فلاتر دادند. اگر چه بعد از آن چند نمونه فلاتر کم خطر سطوح کنترل بوجود آمد .
بعد از جنگ جهانی اول، با پیشرفت سریع سازه های هوایی ، فلاتر بال بیشتر نمایان شد؛ به طوری که فلاتر سطوح مقدماتی، تقریباً در سال 1925 پدید آمد[]. شکل دیگری از فلاتر که در سال 1930 پدید آمد ؛ فلاتر بالچه های کنترلی بود که شیوع زیادی پیدا کرد وبین سالهای 1947 تا 1956 تنها 11 مورد در هواپیما های نظامی اتفاق افتاد. حتی امروزه این نوع فلاتر هنوز به عنوان یک مشکل شناخته می شود. درهر دو نمونه جنگنده های اف-100 و اف-14 ، فلاترسطح کنترلی رادر همراه با صدا ایجاد شد . سرعت های مافوق صوت ، همچنین یک نوع جدیدی از فلاتر را با عنوان فلاتر پانل معرفی کردند. این نوع از ناپایداری منجر به خرابی ناگهانی ناشی از پدیده خستگی می شود که اجتناب از این پدیده را بسیار مهم کرده است.
مخازن خارجی روی هواپیما نیز باعث ناپایداری میگردند به طوری که در سال 1947 تا1956 ، هفت مورد فلاتر مخازن پدید آمد. مخازن حمل شونده با هواپیماهای اف-18 ، اف-16 و اف-111 یک ناپایداری آیروالاستیکی را با عنوان نوسان چرخه محدود ایجاد کردند[-].اگر چه این نوسانات اغلب به نوسانات سینوسی با دامنه محدود شهرت دارند اما تست های پروازی نشان داده که دامنه ممکن است به عنوان تابعی از زاویه حمله و سرعت هوا کم ویا زیاد شود.
دانشمندان و مهندسین پس از مطالعه فلاتر، با بیان تئوریها و ابزارآلات محاسباتی، مؤفق به تجزیه و تحلیل رفتار فلاتر شدند. در سالهای 1920 و 1930، تئوری آیرودینامیک غیر دائم ارائه شد.30سال بعد،تئوری آیرودینامیک نوار،مدل سازه ای تیر،روش های سطوح بالابر غیر دائم و آنالیز توسعه داده شده مدل های المان محدود مورد بررسی قرار گرفت. با ظهور کامپیوتر های دیجیتالی روشهای قدرتمند دیگری توسعه داده شدندکه به ترتیب شامل تئوریهای آیرودینامیکی و مدل کردن سازه با المان محدود، تئوری کنترل (مخصوص آیروالاستیسیته) و دینامیک سازه می باشد.
روش المان محدود غیرخطی توسط می[] معرفی شد وبوسیله دیکسون و می[] ، ژیو ومی[]، عبدالمتقالی و همکارانش []بنیان گذارده شد . و مدل های المان محدود برای آنالیز مرز فلاتر ،نوسان محدود ، و مسائل حرارتی ساخته شد واین روش با بسط بارگذاری های تصادفی و استفاده ازمواد آلیاژی حافظه دار و هوشمند توسط ژانگ[] توسعه داده شد.
مدل های المان محدود مختلفی جهت آنالیز رفتار پانلی که در معرض بارهای آیرودینامیکی قرار دارد ، ارائه شد. می استفاده از روش المان محدود غیر خطی را برای تخمین رفتار ایزوتروپیک پانل ها در چرخه نوسانات محدود معرفی کرد. درآن کار، او ازتئوری پیستون مرتبه اول شبه پایدار برای بارهای آیرودینامیکی در سرعت ماخ بیشتر از 1.6 استفاده کرد. او همچنین مقایسه ای بین تأثیر شرایط مرزی سازه ای مختلف را روی فشار دینامیکی بحرانی و دامنه نوسانات انجام داد.
دیکسون و می استفاده از آنالیز غیر خطی برای پانل های کامپوزیتی را گسترش دادند. روابط کرنش-جابجایی وان کارمن جهت نشان دادن انحرافات بزرگ و بارگذاری آیرودینامیکی که از تئوری پیستون مرتبه اول شبه پایدار پیروی می کرد، استفاده شد. آنها معادلات حرکت را با استفاده از مود بهینه شده خطی با یک تابع زمانی غیرخطی تقریبی حل کردند. نتایج همچنین برای شرایط مرزی مختلف نشان داده شده است.
مدل مورد نظر تا جایی توسعه داده شد که شامل تأثیرات حرارتی جریان عبوری باشد. ژیو و می یک بررسی بسیار خوبی روی تأثیر ترکیبی نیروهای آیرودینامیکی و بارهای حرارتی درباره مسأله فلاتر پانل انجام دادند.آنها تأثیر تغییرات حرارتی روی فشار دینامیکی بحرانی و همچنین کمانش تغییرات حرارتی تحت شرایط مختلف فشار دینامیکی را مورد مطالعه قرار دادند. این مطالعه همچنین تأثیر شرایط مرزی مختلف را روی دامنه نوسانات محدود نشان می دهد. عبدالمتقالی و همکارانش تأثیر جهت جریان روی رفتار فلاتر پانل را با استفاده از تئوری تغییرشکل برشی مرتبه اول برای پانل های چند لایه کامپوزیتی مورد مطالعه قرار دادند. آنها معادلات غیرخطی المان محدود را در گره های سازه ای که دارای آزادی عمل بودند فرمول بندی نموده وسپس تعداد معادلات را با استفاده از انتقال مودال کاهش داده و نتایج معادلات کاسته را با استفاده از تقریب مود بهینه شده خطی /تابع زمانی غیرخطی حل نمودند.
سارما و واردان[] دو روش مختلف برای حل مسأله فلاترغیر خطی پانل استفاده کردند، نقطه شروع روش اول ، استفاده از مود ارتعاش غیر خطی و در روش دوم استفاده از مود خطی بود. آنها معادلات انرژی را با استفاده از معادله لاگرانژ استخراج نمودند و سپس برای حل مقدار ویژه معادلات را به معادلات جبری غیرخطی کاهش دادند. فرمپتن[]جریان پتانسیل آیرودینامیک خطی را برای تخمین و کنترل مرز فلاتر استفاده کرد. او برای بدست آوردن جواب، فشار دینامیکی بی بعد را افزایش داده و مقادیر ویژه سیستم را تا زمانی که دو مقدار ویژه با هم تداخل کردند محاسبه نمود. آنها مسأله فلاتر پانل خطی را مطالعه کردند وسپس فقط تخمینی از مرز فلاتر را نشان دادند.
گری[]تقریبی از تئوری آیرودینامیکی پیستون ناپایدار مرتبه سوم را برای جریان عبوری از روی یک پانل دو بعدی نشان داد. هر دو ترم های آیرودینامیکی و سازه ای بصورت المان محدود فرموله گردید. او همچنین نتایج را برای شرایط تکیه گاهی مختلف نشان داد. اونتیجه گرفت که تئوری پیستون مرتبه سوم یک اثر ناپایدار در مقایسه با تئوری پیستون مرتبه اول ایجاد می نماید.
بنمار[]مسأله ارتعاشات پانل با دامنه بزرگ را فرموله کرد و از مدل عددی برای تحلیل پانل تمام گیردار استفاده نمود. او ادعا کرد که فرض حل فضای زمانیw(x,y,t) که به صورت w(x,y,t)=q(t)*f(x,y) نشان داده می شود ممکن است در انحرافات غیر خطی نادرست باشد. او پیشنهاد کرد که برای دامنه های بزرگ و نسبت های منظری پایین ، تأثیر ویژگی غیرخطی(پلاستیک)مواد بایستی به خوبی مورد توجه قرار گیرد. او همچنین یک سری نتایج آزمایشات را نشان داد که به بررسی ویژگی پاسخ دینامیکی پانل های تمام گیرداری که با دامنه بزرگ ارتعاش می نماید منتج شد.
مدلهای آیرودینامیکی مختلفی برای حل مسأله فلاتر پانل معرفی شد که نتایج مدل المان محدود را مرتفع می کند ویا مقادیر جدیدی از آنالیز را معرفی می نماید.
یانگ و سانگ[]مدل آیرودینامیکی ناپایداری را در تحقیقاتشان روی فلاتر پانل در جریان سوپرسونیک پایین ارائه دادند در حالیکه تئوری پیستون شبه پایدارنتوانست نتایج قابل قبولی را ارائه دهد.
لیو[] دستاورد جدیدی برای مدل آیرودینامیکی بال و پانل در رژیم های پروازی سوپرسونیک- هایپرسونیک معرفی نمود. مدل او تعمیمی از تئوری پیستون بود و این مدل همچنین تأثیر ضخامت بال را نیز به شمار می آورد.
همچنین بهینه سازی پارامترهای پانل برای مسأله فلاتر پانل با روش های گوناگونی انجام شد. لیونه و مینیو[] بهینه سازی متغیرهای طراحی پانل را تحت عنوان مسأله برنامه نویسی غیرخطی ارائه دادند.آنها تأثیر پارامترهای شکلی را برای پانلهای ذوزنقه ای علی الخصوص تأثیر ضخامت را مطالعه نمودند. همچنین تأثیر بارهای درون صفحه ای را در فلاتر پانل بررسی کردند.
سوزوکی و دیگاکی[] استفاده از آلیاژهای هوشمند و حافظه دار را در حذف فلاتر پانل های دو بعدی مورد مطالعه قرار دادند.
بسیاری از تحقیقاتی که در بالا به آن اشاره شد مسأله فلاتر پانل را مورد مطالعه قرار داده بودند، اما مطالعه زیادی درباره کنترل فلاتر پانل انجام نشده است. مطالعه کنترل فلاتر پانل اساساً به سمت افزایش مرزهای فلاتر (افزایش عددماخ فلاتر) هدایت می شود.
هدف اصلی کنترل فلاتر پانل افزایش عمر پانل هایی است که در معرض تنش های خستگی قرار دارند و این کار را با به تأخیر انداختن فلاتر ویا با کاهش دامنه فلاتر انجام می دهد.
الگوریتم های کنترلی مختلف و همچنین استفاده از مواد هوشمند برای از بین بردن مسأله فلاتر پانل بکار برده شده است. ژئو[] یک طرح کنترلی بهینه را برای خنثی کردن دامنه بزرگ حرکت فلاتر پانل های ایزوتروپیک مستطیلی به نمایش گذاشت. او کنترل کننده بهینه خودش را براساس معادلات مودال خطی شده توسعه داد، وقسمت فیدبک کنترلی ، شکل بهینه و موقعیت بازوهای پیزوالکتریک را مهیا می کرد.آنها نتیجه گرفتند که نیروهای درون صفحه ایی که بوسیله لایه های پیزوالکتریک القا شده در جلوگیری از فلاتر ناچیز می باشند؛ به عبارت دیگر، نتایج بدست آمده با تأثیر مواد پیزوالکتریک در حذف فلاتر پانل سازگار می باشد، به خصوص برای پانل هایی که دارای تکیه گاه ساده می باشند و فشار دینامیکی بحرانی می تواند در آنها تا چهار برابر افزایش یابد.
فرمتن تأثیر مواد پیزوالکتریک خودحساس را به همراه پانل مورد مطالعه قرار داد و نتیجه گرفت که استفاده اینگونه مواد، فشار دینامیکی بی بعد فلاتر را بطور مطلوبی افزایش می دهد.
دونگیو همکارانش[] بازوهای پیزو خودحساس را به عنوان فیدبک دینامیکی سیستم کنترلی برای حذف فلاتر استفاده نمود. او نتیجه گرفت که یک فیدبک خطی با اساس مشاهده گر صرف درسیستم کنترلی بخاطر غیرخطی بودن سیستم نمی تواند جوابگو باشد و به همین منظور با افزودن یک فیدبک خروجی از بازوهای پیزو در سیستم کنترلی کار خود را ادامه و به این نتیجه دست یافتند که این تکنیک تا حد بسیار خوبی ویژگی های غیرخطی متغیرهای پروازی و اختلاف فشار را دارا میباشد.
اسکات و ویشر[] مواد سازگار را درکنترل فلاتر پانل مورد استفاده قرار دادند.آنها استفاده از هر دو مواد پیزوالکتریک و آلیاژهای هوشمند در بهینه کردن ویژگیهای فلاتر پانل با تکیه گاه ساده را مورد بررسی قرار دادند. آنها نتیجه گیری کردند که برای مواد پیزوالکتریک استفاده شده در مطالعاتشان، هیچگونه بهبود اساسی صورت نپذیرفت؛ به عبارت دیگر، آنها نتیجه گرفتند که موادآلیاژی حافظه دار و هوشمند قابلیت افزایش سرعت فلاتر را داشته و ممکن است راه حل خوبی برای مسأله فلاتر پانل باشد که دچار حرارت های آیرودینامیکی است. لرد ریلی (1897)، در ابتدای مقاله اش با عنوان ناپایداری جت ها، پیشنهاد داد که یافته های تئوری اش می تواند ناپایداری همیشگی یک طول نامحدود را اثبات کند. حقیقتاً، او براحتی اثبات می کند یک ورق الاستیک با ابعاد نامحدود ( در هر دو جهت طولی وعرضی) هنگامی که در معرض یک جریان پتانسیلی محوری قرار بگیرد، همیشه ناپایدار است. با این وجود، مسأله تداخل سازه وسیال ، هنگامی که ابعاد محدود سازه به طور وضوح وارد مسأله میشوند از محاسبات پیچیده ای برخوردار است. کورنکی (1976) با استفاده از ابزار تحلیلی تئوری ایرفویل نشان داد که یک ورق با طول نامحدود وعرض محدود برای سرعت های زیر سرعت بحرانی ، پایدار می باشد. کورنکی یک ورق الاستیک فرض کرد و از دو تئوری مختلف، جهت مدل کردن جریان اطراف ورق استفاده کرد. او ابتدا یک جریان پتانسیلی بدون چرخش را فرض کرد. سپس، روشی را که تئودرسن(1935) معرفی کرده بود؛ استفاده نموده و با افزودن یک توزیع گردابی در ورق موج دار ، به آرامی لبه فرار را منحصر به میدان فشار کرد. این نتایج در یک جریان چرخشی، اخیراً با استفاده از کامپیوترهایی با دقت بیشتر توسط هانگ (1995) و واتانابی (2002) انجام شده است .نتایج تئوری دیگری بوسیله گویو و پایدوسیس(2000) استفاده شد. آنها مسأله دو بعدی را با فرض طول نامحدود در فضای فوریه برای یک جریان پتانسیلی حل کردند. الوی در سال 2007 آنالیز اخیر را برای یک ورق با طول محدود به دست آورد.
جنبه مهم اینگونه مدلهای تئوری استفاده آنها از شرایط مرزی جریان است.کورنکی( 1976 )در مدل بدون چرخشش در هر دو لبه حمله و فرار فشار را یکنواخت کرد.کورنکی با استفاده از تئوری تئودرسون و شرایط کوتا در مدل دومش یکنواختی لبه فرار را متوقف کرد.در این مساله ناپایدار، علی رغم اینکه اثبات های محاسباتی توسط فردریکس(1986) ارائه شده بود،شرایط کوتا ، به خاطر اینکه عدد رینولدز معمولاً بسیار بزرگ و فرکانس فلاتر از مرتبه یک است بسیار مفید میباشد. سرانجام ، مدل تئوری گویو و پایدوسیس (2000) مسأله توزیع فشار رادر فضای فوریه بدست آورد. این بدین مفهوم است که یک موج بایستی به جریان اضافه شود تا تکین بودن لبه حمله را متوقف کند . این موج در پایه فیزیکی قابل ارائه نیست. بطور شگفت آوری ، این سه مدل دو بعدی مختلف ، تقریباً نتایج یکسانی را برای سرعت بحرانی ناپایداری می دهند. بدین معنی که موج های اضافه شده به بالا دست جریان ویا پایین دست جریان، تأثیر زیادی روی پایداری این بر هم کنش سازه وسیال ندارد. شایو (1980) ابتدا تلاش کرد تا آنالیز پایدار سه بعدی را برای فهمیدن وابستگی سرعت بحرانی روی طول پانل انجام دهد.در مطالعاتش ، او چندین فرض ریاضی را برای ساده کردن محاسباتش انجام داد که او را به این نتیجه رهنمون کرد که ورق با طول نامحدود از پایداری بیشتری نسبت به طول محدود برخوردار است . این نتایج در مغایرت با یافته های لایت هیل(1960) ، داتا وگوتنبرگ(1975) و لمایتره(2005) می باشد . این تفاوت بوسیله لوسی و کارپنتر (1993) ، مجدداً امتحان شد. آنها به این نتیجه رسیدند که ورق با طول محدود همیشه از ورق با طول نامحدود پایدارتر است؛ که با نتایج شایو (1980) مغایرت دارد .
آرژانتین و مهادیوان در سال 2005، ناپایداری فلاتر یک تیر با یک مدل ساده دو بعدی بر اساس تئوری کورنکی (1976) مورد مطالعه قرار داد. آنها از یک شبیه ساز عددی سه بعدی استفاده کردند وبه طور کیفی نشان دادند که طول محدود تمایل به پایدار کردن سیستم دارد.
آزمایشات با استفاده از ورق های فلزی ، کاغذی و پلاستیکی بوسیله تاندا(1968)، داتا وگوتنبرگ (1975) ، کورنکی(1976) و یاماگوچی(2000)، واتانابی(b2002)، شلی(2005) و سوئیلیز (2006) ، انجام شد . این آزمایشات نشان داد که مودهای فلاتر مشاهده شده در سرحدها همیشه دو بعدی هستند. آنها همچنین نشان دادند که ناپایداری سرحدی همیشه بزرگتر از تخمین های تئوری است. کار واتانابی (a2002) ، نشان داد که سرعت بحرانی اندازه گیری شده در آزمایشات حداقل دو برابر بزرگتر از محاسبات تحلیلی و عددی برای همه پارامترهای آزمایشی است.
ورق های کنسولی در جریان محوری همچنین به شکل عددی بوسیله واتانابی (a2002) ، بالینت و لوسی (2005) و تانگ وپایدوسیس (2006) ، مدل شدند. در این مطالعات ، یک حل دو بعدی بر اساس معادلات ناویر –استوکس یا بر اساس یک روش گردابی ترکیب شده با مدل تیر خطی برای ورق ارائه شد. سرعت بحرانی بدست آمده با این شبیه سازی های عددی مشابه با نتایج کورنکی (1976) و گائو و پایدوسیس(2000)، می باشد. در این مقالات ، گائو و پایدوسیس (2000) و بالینت و لوسی (2005) ، مکانیزم انرژی برگشت ناپذیر از سیال به سازه که نوعی دیگر از مکانیزم های ناپایداری است ؛ مهیا کردند.[]
172720-11239500فصل دوم: آیروالاستیسیته ومفاهیم آن2-1- آیروالاستیسیتهطراحی اجسام پرنده به ‌دلیل درگیر بودن سیال، دینامیک و سازه زمینه جدیدی از علم را ایجاد کرده ‌است که به آن اندرکنش سازه و سیال (آیروالاستیسیته)گفته می‌شود، در این علم تداخل بین اثرات نیروهای آیرودینامیکی، اینرسی و الاستیک سازه مورد مطالعه قرار میگیرد. آیروالاستیسیته به زبان ساده، پدیدهای ناشی از تداخل دوطرفه و محسوس بین نیروهای آیرودینامیکی، انعطافپذیری سازه و مکانیزمهای کنترلی و یا پیشرانه سازه و برآیند ناشی از آنها است. در REF _Ref303988692 * MERGEFORMAT شکل(2- 1)نمایی از سه علم مهم هوافضایی نمایش داده شده است، بخوبی میتوان دید که تداخل بین آیرودینامیک، الاستیسیته و دینامیک و کنترل تحت عنوان آیروالاستیسیته بررسی میشود.
شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC1):مسایل مطرح شده در آیروالاستیسیته2-2- پدیده‌های آیروالاستیکآیروالاستیسیته تحت دو عنوان مشخص در دو حالت استاتیکی و دینامیکی مورد مطالعه قرار میگیرد. در آیروالاستیسیته، تعادل هواپیما و یا رفتار کوتاه مدت تغییر مکان‌های سازهای در برابر نیروهای آیرودینامیکی و تاثیر متقابل آن روی شکل پرواز مورد بررسی قرار میگیرد. هرچقدر میزان انعطاف‌پذیری و الاستیک بودن سازه هواپیما، خصوصاً سازه بال بییشتر باشد، تغییر شکل خارجی سطوح کنترل و در نتیجه تغییر بارهای آیرودینامیکی افزایش مییابد و امکان پیدایش پدیده آیروالاستیک بیشتر میشود. در REF _Ref303988647 * MERGEFORMAT شکل(2- 2)پدیدهها و موضوعات آیروالاستیک در دو بخش استاتیکی و دینامیکی بشرح ذیل مورد مطالعه قرار میگیرند.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC2) : تقسیم بندی پدیده های آیروالاستیکیدر آیروالاستیک استاتیکی رفتار سیستم به صورت استاتیک مورد مطالعه قرار میگیرد و سیستم تابع زمان نیست و معمولاً هیچ فرکانسی برای مدل تعریف نمیشود. نمونه‌هایی از رفتار آیروالاستیسیته استاتیک شامل واگرایی، تغییر شکل آیروالاستیک و معکوس عمل کردن سیستم کنترل می‌شود. در آیروالاستیسیته دینامیکی، رفتار سیستم در حوزه زمان بررسی می‌شود. نمونه‌هایی از آن شامل پدیده فلاتر به‌صورت ناپایداری دینامیکی و نوسانات با دامنه محدود می‌شود.2-2-1- پدیده های استاتیکی2-2-1-1- واگرایی
ناپایداری استاتیکی سطوح برا و یا پانلهای سطحی را واگرایی مینامند. این پدیده در اثر تداخل نیروهای الاستیک سازهای و آیرودینامیک یکنواخت ایجاد میگردد و باعث تغییر فرم استاتیکی سازه میشود. واگرایی وقتی رخ میدهد که برروی یک بال الاستیک نیروی بالابر ایجاد می‌شود آنگاه با افزایش سرعت مقدار لیفت زیاد میشود تا جاییکه با Meمساوی گردد در صورتیکه Meیک حداکثر دارد. از آنجا که مقدار نیروی برا و گشتاور با توان دوم سرعت افزایش می یابد، افزایش ناچیز در سرعت، باعث واگرایی و در نهایت باعث شکست بال خواهد شد و سرعت حاصل، سرعت واگرایی بال خواهد بود. پیچش بال حول محور الاستیکی، اگر باعث واگرایی سازه نشود موجب تغییر در زاویه حمله ، نیروهای آئرودینامیکی و مشتقات پایداری خواهد بود که در هواپیماهای پیشرفته که مانورهای پیچیده و سنگین انجام می دهند حائز اهمیت است. در بالهایی با زاویه عقب رفت مسأله واگرایی برای بال غیرمحتمل است، دقیقاً برعکس بالهایی با زاویه جلو رفت که در برابر این ناپایداری استاتیکی بسیار ضعیف هستند.
بایستی اشاره نمود پدیده ای بنام واگرایی ایلرون نیز برخی مواقع مطرح می شود و آن زمانی است که ایلرون نقش مهمی را در فرایند پروازی ایفا نماید. همچنین باید اشاره نمود که سطوح افقی و عمودی دم نیز می توانند تحت سرعت ناپایداری واگرایی قرار گیرند.
افزایش ناچیزی در سرعت باعث واگرایی و شکست بال خواهد شد و سرعت حاصل سرعت واگرایی خواهد بود. در ( REF _Ref303988332 * MERGEFORMAT شکل(2- 3) تعامل بین نیروهای الاستیک تحت عنوان ممان پیچشی سازه و گشتار پیچشی ناشی از بارهای آیرودینامیکی نمایش داده شده است.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC3 ): ممان پیچشی و گشتاور پیچشی ناشی از بارهای آیرودینامیکیدر زمان پرواز با سرعت زیاد، تغییر شکل سازه میزان نیروی آیرودینامیکی وارده به بال را تغییرمی دهد. با درنظر گرفتن یک ایرفول، با چرخش زاویه حمله و به تبع آن نیروی بالابری زیاد می گردد. افزایش میزان لیفت باعث پیچش بیشتر ایرفویل گشته ولی چنانچه سرعت کمتر از سرعت واگرایی باشد این افزایش تا رسیدن به حالت ثابتی کمتر می شود تا تعادل پایداری صورت پذیرد. در این حالت مسأله اصلی یافتن توزیع نیروی روی بال با توجه به توزیع پیچش در طول بال است. این مسأله در هواپیماهایی با ضریب منظری بالا اهمیت زیادی دارد.[ ]. مثلاً در REF _Ref303990391 * MERGEFORMAT شکل(2- 4)توزیع لیفت در طول یک بال هواپیمایی را در حالتی که صلب و الاستیک باشد نشان می دهد و بطور مشخص الاستیک بودن بال حتی کمک می کند که نیروی بالابری بیشتری برای بال الاستیک مخصوصاً در قسمت انتهای بالبوجود بیاید.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC4):توزیع نیروی لیفت ایجاد شده روی بالی با طولL2-2-1-2- اثر پذیری و معکوس پذیری سیستم کنترل سطوحدر ابتدا این پدیده را برای ایلرون تشریح می نمائیم . قاعدتاً ایلرون ها در بال هواپیما می توانند باعث ایجاد حرکت رولشوند. در حین این عمل ایلرونی که به پایین خم می شود باعث افزایش نیروی لیفت و پیچش ایرفویل به سمت پایین و کاهش زاویه حمله می گردد، دقیقاً برعکس ایرفویلی که به سمت بالا خم می شود؛ پیچش بال باعث کاهش یافتن گشتاور لازم برای دوران هواپیما می گردد و از آنجا که این گشتاور با توان 2 سرعت رابطه مستقیم دارد تنها در یک محدوده سرعت، رفتاری درست از ایلرون را شاهد خواهیم بود. سپس اثر ایلران کاهش یافته تا جایی که در یک سرعت خاص بنام سرعت بازگشتی حرکت ایلرون دیگر تاثیری نداشته و بعد از آن سرعت ، شاهد عملکرد معکوس ایلرون خواهیم بود.[ NOTEREF _Ref303990491 * MERGEFORMAT 27]
REF _Ref303991822 * MERGEFORMAT شکل(2- 5) عملکرد این ناپایداری دینامیکی برای یک هواپیما که در جنگ جهانی دوم آزمایش شده را نشان می دهد.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC5): تاثیر سرعت بر عملکرد ایلرون[ NOTEREF _Ref303990491 * MERGEFORMAT 27]دو نکته در مورد خاصیت معکوس پذیری ایلرون را بایستی مدنظر داشت:
1. سرعت معکوسی ایلرون به محل محور دوران الاستیک با مرکز فشار آیرودینامیک مرتبط نیست.
2. با افزایش ضریب فنریت پیچشی و افزایش ارتفاع پرواز سرعت این پدیده زیاد می شود.
در حالت زاویه عقب رفت بال این پدیده بسیار نمایان است، بدین صورت می توان گشتاور خمشی و گشتاور پیچشی بال(البته فاکتور وزن را نیز بایستی مد نظر داشت) را افزایش داد و یا استفاده از اسپویلرو اجزاء متحرک که در انتهای بال قرار دارند؛ تاثیر بسزایی در به تعویق افتادن این پدیده می توانند ایفاء نمایند.
همچنین پدیده اثر پذیری و معکوس کارکردن اعضاء کنترلی در رادر و الویتورها هم دیده می شود ولی به اندازه ایلرونها فاجعه آمیز نیستند.
2-2-2- پدیده های دینامیکی2-2-2-1- بافتینگ
این واژه به ارتعاشات بی نظم یک سازه یا قسمتی از آن که در جریان هوا قرار دارد گفته می شود که در اثر تاثیر اغتشاشات ایجاد شده در جریان بر روی سازه بوجود می آید بدین نحو که این اغتشاشات ضرباتی را به سازه می زنند. در صورتیکه فرکانس این ضربات که بعنوان نیروی تحریک کننده می باشند با فرکانس طبیعی سازه یکی باشد سازه دچار ارتعاشات بی نظم می شود. این پدیده علاوه بر دم هواپیما در سطوح کنترلی همچون بالک یا سکان که در دم متصل می شود و در ساختمانهای بلند که به علت ارتفاع زیاد در معرض جریان هوای بالای سطح زمین هستند و همچنین در توربینها اهمیت زیادی دارند. در واقع بافتینگ در هواپیما بدلیل جدایش جریان روی بال یا نوسانات حاصل از امواج شاک بوجود می آید و این پدیده با توجه به اینکه بر اثر نیروهای غیرخطی اتفاق می افتد یک نوسان غیر منظم و غیر خطی است.
اولین سانحه تاریخی از این اثر را می توان به سال 1930 جایی که یک هواپیمای ژانکر اف-13در انگلیس با ورود به یک جبهه هوای قوی، تغییرات ناگهانی در زاویه حمله بالهای خود را دید نسبت داد بنحوی که جدایش جریان در پشت بال ایجاد شده، گردابه هایی ایجاد کرد که که باعث ارتعاشات بی نظم و شدید الویتور و استبلایزر و در نتیجه شکست آنها و مرگ 6 نفر شد.
مشکل اصلی این پدیده کمبود اطلاعات در زمینه ویژگیهای گردابه هایی است که از واماندگی بال حاصل می شوند. با این حال امروزه می توان با قرار دادن دم در خارج از ناحیه اغتشاش و با کم کردن احتمال جدایش جریان از روی بال و نقاطی که احتمال جدایش جریان وجود دارد مانند نقطه اتصال بال به بدنه و طراحی مناسب دم از نظر شکل آیرودینامیکی از اتفاق افتادن فلاتر دم جلوگیری نمود.
جدایش جریان از روی سطح بال علاوه بر ایجاد فلاتر دم در خود بال نیز ایجاد کند که به فلاتر بی نظم معروف است و علامت آن تغییر توزیع فشار برروی سطح بال بصورت غیر منظم در هنگام جدایش جریان است که بعنوان یک تحریک کننده خارجی می تواند باعث ارتعاشات بال شود. مسئله بافتینگ در مانور بالا کش هواپیمای جنگی و همچنین طراحی پرنده های مافوق صوت نیز بسیار کاربرد است.
2-2-2-2- پاسخ دینامیکی این پدیده تاثیر بسزایی در طراحی سازه های هوایی دارد و اینکه نسل جدید هواپیماهای جنگنده بایستی در شرایط مختلف محیطی تحت تاثیر بارهای مختلف وارده بتوانند کار کنند. در این موارد می بایست آیروالاستیسیته دینامیکی و کنترل هواپیما در شرایطی که بال در معرض نیروهای خارجی وابسته به زمان(گذرا) مثل تندباد، ضربه در هنگام فرود، اثرات جوی، گذر از دیوار صوتی و انفجار(اثرات شلیک موشک) قرار می گیرند بررسی می شوند تا پاسخ گذرای سازه نسبت به این نیروهای گذرا ولی قوی و مخرب بدست آیند. در واقع نیروهایی که بطور ناگهانی بر سازه وارد می شوند نه تنها باعث جابجایی و دوران سازه می گردند بلکه ارتعاشاتی را نیز سبب می شود و نیروهای اینرسی که بوجود می آورند تنشهای بیش از اندازه دینامیکی بوجود می آورند که خود باعث افزایش تنش خمشی و پیچشی بر روی سازه بدنه و بال هواپیما می گردند. بعنوان نمونه طراح بایستی بداند که تنش خمشی که در شرایط تندباد بر روی ریشه بال بوجود می آید، 15 تا 20 درصد بیشتر از حالتی است که بال بصورت صلب در نظر گرفته شود. پدیده گاستبخصوص در بالها می تواند نسبت به بدنه هواپیما متمایز باشد بعنوان نمونه در REF _Ref303991420 * MERGEFORMAT شکل(2- 6) برای یک بال با نسبت منظری بالا و زاویه عقب رفت را می بینیم که با توجه به میزان نفوذ در تندباد شتاب نوک بال نسبت به حداکثر شتاب بدنه حتی به بیش از 10 برابر هم می تواند برسد. پس این شکل بیان می کند در جواب دینامیکی، میزان الاستیسیته بال هواپیما تاثیر مهمی در تعیین توزیع صحیح بار در بال دارد.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC6):شتاب ایجاد شده در نوک بال و بدنه در هنگام عبور از یک تندباد2-2-2-3- فلاترناپایداری دینامیکی سطوح برا و یا پانلهای سطحی را فلاتر مینامند فلاتر یک پدیده خطرناک و زیان بار است که در سازه های ارتجاعی، اگر در معرض بر هم کنش نیروهای آیرودینامیکی، الاستیک و اینرسی قرار گیرند، باعث تغییر فرم دینامیکی سازه میشود. این سازه ها شامل هواپیما، ساختمان ها، سیم های مخابراتی، تابلوهای اعلانات و پل ها می باشند. در بعضی ترکیبات سرعت هوا و ارتفاع، که به عنوان شرایط فلاتر شناخته می شوند، این پدیده بصورت نوسانی اتفاق میافتد و نیروهایی روی هواپیما اعمال می کنندو باعث بوجود آمدن موج پایداری در برخی قسمت های سازه ای می شود که قادر به از بین بردن این حرکات نیستند و هر چه سرعت افزایش می یابد این نوسان بیشتر شده و چنانچه سرعت جریان هوا سریع کاهش نیابد ویا سازه با حالت غیر خطی مواجه شود نوسانات همچنان رشد می کنند تا سرانجام منجر به خرابی قسمتی از بدنه شده و احتمال از بین رفتن هوا پیما می باشد .
پدیده های فلاتر در آئروالاستیسیته به 2 نوع تقسیم می شوند: یکی فلاتر کلاسیک است که در آن نیروهای آئرودینامیک وارده بربال معمولاً از فرض جریان پتانسیل بدست می آیند و دیگری فلاتر غیرکلاسیک است که برپایه جدایش جریان و در نتیجه ارتعاشات غیر پریودیک بال و واماندگی جریان می باشند[].
2-2-2-3-1- فلاتر کلاسیک(خطی): در حالت کلی برای سیستمهای با یک درجه آزادی، ارتعاشات ناپایدار تنها در صورتی ممکن است، که یکی از پارامترهای سیستم مانند سختی فنری یا ضرایب میرایی منفی شود که در این حالت در هواپیما با گذشتن از سرعت واگرایی استاتیکی با منفی شدن ضرایب سختی فنری پیچشی اتفاق می افتد. اما با سیستمهای با دو درجه آزادی یا بیشتر حالت ارتعاشات ناپایدار می تواند بدون منفی شدن ضرایب ذکر شده نیز اتفاق بیفتد. بدین ترتیب که در این سیستم ها اثر متقابل نیروهای ایجاد شده ناشی از ارتعاشات در جهات مختلف بر روی یکدیگر می تواند حالت ناپایداری را دراختلاف فاز مشخص ایجاد کند. فلاتر بالهایی که در آنها خمش و پیچش از هم مستقل نمی باشند یک نمونه از این مسائل هستند. این نوع فلاتر که در آن اثر متقابل حرکت در جهات مختلف باعث ناپایداری در ارتعاشات بال می شود را فلاتر کلاسیک گویند.
بایستی اشاره نمود که مفهوم رزونانس و فلاتر با هم متفاوت هستند. چون رزونانس از یکی شدن فرکانسهای تحریک و سازه بوجود می آید در حالیکه فلاتر ناشی از یکی شدن فرکانسهای خود سازه است. وجود دو درجه آزادی همانطوریکه ذکر شد لازمه اتفاق افتادن فلاتر کلاسیک می باشد. در صورتیکه بال بنحوی مقید شده باشد که نتواند حرکت پیچشی انجام دهد دچار فلاتر از نوع کلاسیک نخواهد شد. آزمایشهای مختلف نشان داده است در هنگام فلاتر، جابجایی های جانبی(خمشی) و پیچشی نقاط مختلف در عرض بال تقریباً با هم فاز هستند. اما حرکتهای جانبی و پیجشی مربوط به یک مقطع از بال با همدیگر اختلاف فاز قابل توجه ای دارد. در حقیقت همین اختلاف فاز بین حرکت جانبی(خمشی) و پیچشی در یک مقطع است که عامل ایجاد فلاتر کلاسیک می شود.
2-2-2-3-2- فلاتر غیر کلاسیک(غیر خطی):علاوه بر فلاتر کلاسیک نوع دیگری از فلاتر وجود دارد که به فلاتر غیر کلاسیک معروف است. فلاتر بال یا سطوح کنترلی در شرایط واماندگی جریان و نیز فلاتر مجموع دم هواپیما که بعلت تاثیر اثرات سازه ای بصورت غیر خطی مطرح می شود زیرمجموعه ای از این نوع فلاتر هستند.
تفاوت اصلی میان فلاتر کلاسیک و غیر کلاسیک در تعداد درجات آزادی سیستم است بدین صورت که لازمه اتفاق افتادن فلاتر غیر کلاسیک این است که بال یا سطوح کنترلی دارای 2 درجه آزادی یا بیشتر باشند. اما فلاتر غیر کلاسیک در المانهایی از هواپیما مانند الویتور، شهپر که فقط دارای یک درجه آزاذی هستند می تواند اتفاق بیفتد. در واقع عامل اصلی اتفاق افتادن فلاتر غیر کلاسیک جدایش جریان از روی این سطوح می باشد. در هنگام اتفاق افتادن فلاتر کلاسیک فرض پتانسیل بودن جریان تا حد زیادی صحیح می باشد. بررسی فلاتر کلاسیک از روشهای تحلیلی امکان پذیر است اما بررسی فلاتر سطوح کنترلی مانند شهپر و دم از روشهای تحلیلی بدلیل جدایش جریان نیازمند تئوریهای پیچیده ای است.
بنابراین در نظر گرفتن ویژگی های فلاتر، یک ضرورت مهم در طراحی هواپیماست.
2-3- انواع فلاتراساسی ترین نوع فلاتر، فلاتر بال هواپیماست که ممکن است با چرخش ایرفویل شروع شود( REF _Ref303992144 * MERGEFORMAT شکل(2- 7)، زمان0=t). هنگامیکه نیروی افزایش یافته باعث بلند شدن ایرفویل می شود، سختی پیچشی سازه، ایر فویل را به حالت اولیه باز می گرداند (t=T/4) .سختی خمشی سازهسعی در بر گرداندن ایر فویل به حالت خنثی دارد،اما اکنون ایر فویل به حالت نوک پایین قرار گرفته(t=T/2).دوباره نیروی افزوده باعث می شود تا ایر فویل دارای شیب تندی شود و سختی پیچشی،ایر فویل رابه حالت صفر در آورد (t=3T/4).سیکل هنگامی که ایر فویل با یک چرخش نوک بالا به حالت خنثی بر می گردد،تکمیل می شود.
با افزایش زمان، حرکت شیرجه ای تمایل به میرا شدن دارد، ولی حرکت چرخشی واگرا می شود. اگر حرکت ادامه داشته باشد نیروهای ناشی از چرخش باعث خرابی سازه می شود. این نوع از فلاتر با انعقاد وترکیب دو مود سازه(پیچش و خمش) بوجود می آید. این مثال بال بر اساس دو درجه آزادی یا ارتعاش مودهای پیچشی و خمشی است. هنگامیکه ایرفویل در سرعت های بالا پرواز می کند، فرکانس این دو مود پس از ترکیب با یکدیگر مود جدیدی با فرکانس و شرایط فلاتر بوجود می آورند .

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC7): حرکت چمشی وچرخشی برای یک ایرفویل در حال فلاترایر فویلها در بسیاری مکانها روی هواپیما استفاده می شوند. شکلهای مختلف ایرفویل در دم، ملخها و سطوح کنترل از قبیل شهپر ، رادر و… همانطور که در REF _Ref303992446 * MERGEFORMAT شکل(2- 9) نشان داده شده، وجود دارد. همه این شرایط بایستی تجزیه و تست شوند تا اطمینان حاصل شود که فلاتر اتفاق نمی افتد .
انواع دیگری از فلاتر که در هنگام طراحی هواپیما باید مد نظر قرار گیرد از این قبیل است: فلاتر پانل، فلاتر گالوپینگ ، فلاتر استال (واماندگی) ،نوسانات باچرخه محدود و فلاتر گردابه چرخش موتور یا ملخ. همچنین فلاتر می تواند ناشی از مخزن های ذخیره سوخت روی بال باشد.
فلاتر پانل هنگامی اتفاق می افتد که سطوح به اندازه کافی مقید و محافظت نشده باشند (فرض کنید که پوسته هوا پیما شبیه پوسته یک طبل است) . فلاتر گالوپینگ ، یا فلاتر موجهای گردابی باعث خرابی پل تاکومانارو در ایالت متحده آمریکا شد REF _Ref303992306 * MERGEFORMAT شکل(2- 8). این پدیده بارها در کناره های جاده هنگامی که سیم های برق و تلفن بر اثر بادهای شدید دچار گالوپ می شوند، مشاهده شده است.
501502101895
شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC8): شکست پل تاکوما در سال 1940شما ممکن است همچنین حرکت تازیانه ای آنتن های رادیوی ماشین را در سرعتی معین دیده باشید. باعث حرکت گالوپ یا به اصطلاححرکت تازیانه ای، تشکیل گردابه هایی در پایین دست جسم می باشد.همانطور که در REF _Ref303992679 * MERGEFORMAT شکل(2- 10) نشان داده شده است.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC9): قسمت های ایرفویل مانند روی یک هواپیمای مدلفلاتر واماندگی یک مود چرخشی فلاتر است که روی بالها در شرایط نزدیک سرعت واماندگی اتفاق می افتد و باعث جدایی جریان هوا در طول واماندگی می شود و این فلاتر یک درجه آزادی بوسیله تئوری فلاتر کلاسیک قابل بیان نمیباشد.
رفتار نوسانی دامنه محدود بوسیله دامنه ثابت و پاسخ فرکانسی متناوب در سازه ای که به صورت آیرو الاستیکی بار گذاری شده مشخص می شود. نوسان با دامنه محدود به طور نوعی، ناحیه باریک محدود شدهای بر حسب عدد ماخ یا زاویه حمله است که شروع جدایی جریان را نوید می دهد.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC10): حرکت گردابی سیلندر در جریان هوافلاتر گردابی موتور یک نوع ناپایداری حساس است که به آرامی روی مجموعه موتور اتفاق می افتد . این پدیده از بر هم کنش سختی پایه موتور، گشتاورچرخشی مجوعه موتور- ملخ و فرکانس طبیعی فلاتر سازه ای بال حاصل می شود. REF _Ref303992821 * MERGEFORMAT شکل(2- 11).

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC11): فلاتر چرخشی موتورمثال زیر یک مدل سازه ای دو درجه آزادی است تا رفتار فلاتر را بهتر درک کنیم . نیروهای آیرودینامیکی سیستم جرم- فنر، سازه را تحریک می کند. فنر خطی بیان کننده سختی خمشی سازه وفنر پیچشی بیانگر سختی پیچشی سازه میباشد. شکل ایرفویل مشخص کننده مرکز آیرودینامیکی است و مرکز جرم با پراکندگی جرم در سطح مقطع مشخص می شود.
مدل نمونه دو مود پیچشی وخمشی را همانطور که در REF _Ref303992962 * MERGEFORMAT شکل(2- 12) نشان داده شده بیان می کند . REF _Ref303993134 * MERGEFORMAT شکل(2- 13) مدل شبیه سازی برای یک ایرفویل با سطح کنترل می باشد.
یک روش معمول برای آنالیز فلاتر، روش وی-جی است .درآنالیز وی-جی، فرض بر این است که دمپینگ سازه ای همه مودهای ارتعاشی، مساوی مقدار نا معلوم g باشد.در REF _Ref303993266 * MERGEFORMAT شکل(2- 14) ، نتایج برای دو مود بال ساده نمونه با دودرجه آزادی به شکل فرکانس بر حسب سرعت و دمپینگ سازه ای بر حسب منحنی سرعت نشان داده شده است.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC12): فلاتر ایرفویل مدل ومودهای آن
شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC13):فلاتر بال/شهپر مدل و مودهای آندر نمودار پایین REF _Ref303993266 * MERGEFORMAT شکل(2- 14)، سرعت در جائیکه منحنی بالایی محور دمپینگ را درg=0 قطع می کند برابر با سرعت فلاتر می باشد.حال ما قادر خواهیم بود تا از پلات بالایی REF _Ref303993266 * MERGEFORMAT شکل(2- 14) ، فرکانس ناپایدار سرعت را مشخص کنیم. شیب منحنی دمپینگ بر حسب سرعت هنگامی که از سرعت فلاتر عبور می کند می تواند بیانگر شدت نوسان به وجود آمده درطول پرواز باشد.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC14): منحنی فرکانس- سرعت و دمپینگ -سرعت در شرایط فلاترویژگی های فلاتر مدل، تابعی از بسیاری پارامترهای سازه از قبیل شکل ایر فویل،موقعییت محور الاستیک،صلبیت پیچشی و جدایی فرکانس بین مودهای پیچشی و خمشی می باشد.
دو ترسیم در REF _Ref304184349 h * MERGEFORMAT شکل(2- 15) چگونگی تغییرات سختی چرخشی و محور الاستیک و اثر آنها بر ویژگیهای فلاتر در یک مدل دو بعدی را نشان می دهد. در ترسیم بالایی این شکل، برای سختی چرخشی مشخص، سرعت فلاتر مدل بر حسب موقعیت محور الاستیک رسم شده است. درنمودار پایینی، مقدار سختی چرخشی مورد نیاز برحسب موقعییت محور الاستیک رسم شده است.

شکل(2- SEQ شکل(2- * ARABIC15): تأثیرتقویت کننده ها بر فلاتر94615-12065000فصل سوم: الگوریتم ژنتیک3-الگوریتم ژنتیک3-1- مقدمه:الگوریتم ژنتیک تکنیک جستجویی در علم رایانهجهت یافتن راه‌حل تقریبی برای بهینه‌سازیمسائل مقید و بدون قید می باشد. این روش در اوایل دهه 1970 میلادی توسط جان هلند در دانشگاه میشیگان آمریکا ابداع گردید و توسط یکی از شاگردانش به نام دیوید گلدبرگ توسعه داده شد. امروزه الگوریتم ژنتیک شناخته شده ترین روش محاسبات تکاملی است که به طور فزاینده ای در بسیاری از مسائل مهندسی و در حوزه های مختلف به کار برده می شود.حتی از الگوریتم ژنتیک برای حل چند تابع از مسائل بهینه سازی که با الگوریتم های مختلف بهینه سازی سازگاری خوبی ندارد می توان استفاده کرد که توابع گسسته ، غیردیفرانسیلی،اتفاقی و غیرخطی با درجات بالا از این نوع هستند.[]
الگوریتم ژنتیک نوع خاصی از الگوریتمهای تکامل است که از تکنیکهای زیست‌شناسی فرگشتی مانند وراثت و جهش استفاده می‌کند.در واقع الگوریتم‌های ژنتیک از اصول انتخاب طبیعی داروین برای یافتن فرمول بهینه جهت پیش‌بینی یا تطبیق الگو استفاده می‌کنند.الگوریتم‌های ژنتیک اغلب گزینه خوبی برای تکنیک‌های پیش‌بینی بر مبنای بازگشتی هستند. مختصراً گفته می‌شود که الگوریتم ژنتیک یک تکنیک برنامه‌نویسی است که از تکامل ژنتیکی به عنوان یک الگوی حل مسأله استفاده می‌کند.مسأله‌ای که باید حل شود ورودی است و راه‌حلها طبق یک الگو کدگذاری می‌شوند که تابعتناسب نام دارد هر راه حل کاندید را ارزیابی می‌کند که اکثر آنها به صورت تصادفی انتخاب می‌شوند. تفاوتی که الگوریتم ژنتیک با سایر روش های بهینه دارد در این است که بر خلاف سایر روشها به جای شروع از یک نقطه در فضای کاوش؛ یک جمعیت از نقاط اولیه را انتخاب کرده و با روابط توارثی و رقابتی آنها را تغییر داده به دنبال نقطه ی بهینه در جمعیت نسل های بعدی می گردد و نهایتاً به جواب بهینه کلی همگرا می شود.
این روش نیازی به مشتق گیری از تابع هدف ندارد و بنابراین می تواند برای حل مسائل با پارامترهای گسسته و ناپیوسته به کار رود. این روش در شرایطی که متغیرها و پارامترهای طراحی بسیار باشند، شرایط بهینه کلی را می دهد. []
بهینه‌سازی و تکامل تدریجی به خودی خود نمی‌تواند طبیعت را در دسترسی به بهترین نمونه‌ها یاری دهد. اجازه دهید تا این مسأله را با یک مثال شرح دهیم:
پس از اختراع اتومبیل به تدریج و در طی سال‌ها اتومبیل‌های بهتری با سرعت‌های بالاتر و قابلیت‌های بیشتر نسبت به نمونه‌های اولیه تولید شدند. طبیعی است که این نمونه‌های متأخر حاصل تلاش مهندسان طراح جهت بهینه‌سازی طراحی‌های قبلی بوده‌اند. اما دقت کنید که بهینه‌سازی یک اتومبیل، تنها یک “اتومبیل بهتر” را نتیجه می‌دهد.
اما آیا می‌توان گفت اختراع هواپیما نتیجه همین تلاش بوده است؟ یا فرضاً می‌توان گفت فضاپیماها حاصل بهینه‌سازی طرح اولیه هواپیماها بوده‌اند؟
پاسخ این است که گرچه اختراع هواپیما قطعاً تحت تأثیر دستاورهای صنعت اتومبیل بوده است؛ اما به‌هیچ وجه نمی‌توان گفت که هواپیما صرفاً حاصل بهینه‌سازی اتومبیل و یا فضاپیما حاصل بهینه‌سازی هواپیماست. در طبیعت هم عیناً همین روند حکم‌فرماست. گونه‌های متکامل‌تری وجود دارند که نمی‌توان گفت صرفاً حاصل تکامل تدریجی گونه قبلی هستند.
در این میان آنچه شاید بتواند تا حدودی ما را در فهم این مسأله یاری کند مفهومی است به نام تصادف یا جهش.
به عبارتی طرح هواپیما نسبت به طرح اتومبیل یک جهش بود و نه یک حرکت تدریجی. در طبیعت نیز به همین گونه‌است. در هر نسل جدید بعضی از خصوصیات به صورتی کاملاً تصادفی تغییر می‌یابند سپس بر اثر تکامل تدریجی در صورتی که این خصوصیت تصادفی شرایط طبیعت را ارضا کند حفظ می‌شود در غیر این‌صورت به شکل اتوماتیک از چرخه طبیعت حذف می‌گردد.
حال ببینیم که رابطه تکامل طبیعی با روش‌های هوش مصنوعی چیست. هدف اصلی روش‌های هوشمند به کار گرفته شده در هوش مصنوعی، یافتن پاسخ بهینه مسائل مهندسی است. بعنوان مثال اینکه چگونه یک موتور را طراحی کنیم تا بهترین بازدهی را داشته باشد یا چگونه بازوهای یک ربات را متحرک کنیم تا کوتاه‌ترین مسیر را تا مقصد طی کند (دقت کنید که در صورت وجود مانع یافتن کوتاه‌ترین مسیر دیگر به سادگی کشیدن یک خط راست بین مبدأ و مقصد نیست) همگی مسائل بهینه‌سازی هستند.
روش‌های کلاسیک ریاضیات دارای دو اشکال اساسی هستند. اغلب این روش‌ها نقطه بهینه محلیرا بعنوان نقطه بهینه کلی در نظر می‌گیرند و نیز هر یک از این روش‌ها تنها برای مسأله خاصی کاربرد دارند. این دو نکته را با مثال‌های ساده‌ای روشن می‌کنیم.

شکل(3- SEQ شکل(3- * ARABIC1): نمایی از نقطه بههینه محلی و بهینه کلی3-2-بهینه محلی و بهینه کلی:به REF _Ref303994946 * MERGEFORMAT شکل(3- 1)توجه کنید. این منحنی دارای دو نقطه ماکزیمم می‌باشد. که یکی از آنها تنها ماکزیمم محلی است. حال اگر از روش‌های بهینه‌سازی ریاضی استفاده کنیم مجبوریم تا در یک بازه بسیار کوچک مقدار ماکزیمم تابع را بیابیم. مثلاً از نقطه 1 شروع کنیم و تابع را ماکزیمم کنیم. بدیهی است اگر از نقطه 1 شروع کنیم تنها به مقدار ماکزیمم محلی دست خواهیم یافت و الگوریتم ما پس از آن متوقف خواهد شد. اما در روش‌های هوشمند، به ویژه الگوریتم ژنتیک بدلیل خصلت تصادفی آنها حتی اگر هم از نقطه 1 شروع کنیم باز ممکن است در میان راه نقطه A به صورت تصادفی انتخاب شود که در این صورت ما شانس دست‌یابی به نقطه بهینه کلیرا خواهیم داشت.
در مورد نکته دوم باید بگوییم که روش‌های ریاضی بهینه‌سازی اغلب منجر به یک فرمول یا دستورالعمل خاص برای حل هر مسئله می‌شوند. در حالی که روش‌های هوشمند دستورالعمل‌هایی هستند که به صورت کلی می‌توانند در حل هر مسئله‌ای به کار گرفته شوند. این نکته را پس از آشنایی با خود الگوریتم بیشتر و بهتر خواهید دید.
3-3- بهینه سازی:عموماً طراحی به دو نوع کلی تقسیم می شود:
طراحی عملی
طراحی بهینه
طرح عملی آن است که همه پیش نیازهای یک طراحی در آن رعایت شده است ولی هنوز برخی از قسمت های آن می توانند بهتر طراحی شوند. طرح بهینه ، بهترین طرح از میان طرح های عملی است.
بهینه سازی یک طراحی همیشه بر اساس معیار مشخص صورت می گیرد که این معیار می تواند هزینه، توان، اندازه، وزن، حجم، سروصدا و یا راندمان باشد. در واقع ، دست یابی به بهترین نتیجه در شرایط داده شده را بهینه سازی می گویند. به عبارت دیگر، فرایند تغییر دادن ورودی ها به طوری که بیشترین یا کمترین مقدار خروجی (نتیجه) حاصل شود، بهینه سازی نامیده می شود.

این نوشته در مقالات ارسال شده است. افزودن پیوند یکتا به علاقه‌مندی‌ها.

دیدگاهتان را بنویسید

نشانی ایمیل شما منتشر نخواهد شد. بخش‌های موردنیاز علامت‌گذاری شده‌اند *