الملخص
تتناول هذه الورقة كتابة برنامج حاسوب باستخدام لغة (بايثون)، لحساب الخصائص الهيكلية المتمثلة في مركز الثقل، وعزم القصور الذاتي ولإيجاد إجهادي القص والثني لمقطع الهيكل.
تسمح الصيغة المعممة للبرنامج بإجراء تحليل أي مقطع لجسم طائرة مكون من قشرة واضلاع طولانية سواء كان دائريًا أو غير دائري، متماثلا أو غير متماثل. وقد اخُتِير مقطعين لجسم طائرة كدراستي حالة من مصدر منشور وذلك لغرض التحليل والتحقق من نتائج البرنامج. وتم التحقق أيضًا من دقة البرنامج عن طريق تحليل نموذج العناصر المتناهية باستخدام البرنامج التجاري (MSC/PATRAN 2004) مع (MSC/NASTRAN 2004) لأحد دراستي الحالة المختارتين.
يتكون نموذج جسم الطائرة من قشرة واضلاع طولانية من الألومنيوم تكون خاضعة لأحمال القص واللي وتم تمثيل القشرة باستخدام عنصر صفيحة رُبعية القص نوع (CQUAD4) وتمثيل الاضلاع باستخدام عنصر قضيبي (Bar). كما طبقت الشروط الحدية الكابولية على النموذج مع استعمال أسلوب التقييد متعدد النقاط وذلك بتطبيق عنصر صلب من نوع (REB2) عند موضع تأثير الحمل وذلك للتأكد من أن الأحمال على مقطع الجسم تؤثر بالتساوٍي دون التسبب في إضافة أي صلابة له. وجد ان نتائج البرنامج الحالي متوافقة بشكل جيد مع النتائج النظرية ونتائج المنشورة في البحوث الاخرى.
ABSTRACT
This paper deals with developing a computer program using Python language, to calculate the structural properties, bending and shear stresses of the aircraft fuselage section. The structural properties are in the form of the center of gravity and moment of inertias. The generalized formulation allows performing the analysis of the circular and non-circular fuselage sections with skins and multiple stringers. Two aircraft fuselage sections from the open literature are selected as case studies in the analysis and validation of the developed program. The developed program is validated also with the finite element model generated and analyzed by the commercial finite element software, MSC/PATRAN 2004 and MSC/NASTRAN 2004 respectively for one case study of the fuselage section. The fuselage model has consisted of skin and stringers made from aluminum materials and subjected to shear and torsional loads. The fuselage skin is modeled using CQAD4 shear panel elements and Bar elements for the stringers. Cantilever boundary condition is implemented to the fuselage model. The Multi-Point Constrained, MPC is used by the application of rigid element, REB2 at the location of the applied load. This is to make sure that the loads in the section are equally applied without adding any stiffness to the fuselage model. The results of the program are in good agreement with theoretical and fuselage model results available in open literature.
