research centers


Search results: Found 23

Listing 1 - 10 of 23 << page
of 3
>>
Sort by

Article
THE STATIC ANALYSIS OF COMPOSITE AIRCRAFT WING-BOX STRUCTURE

Authors: Azhar K. Farhood --- Ahmed A. Ali
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2011 Volume: 17 Issue: 6 Pages: 1378-1390
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

In this paper, the static analysis for finding the best location of boxes inside the composite wing-box structure has been performed. A software ANSYS (ver.11) was used to analyses the Aluminum wing to find the maximum stresses reached in. These results are used as a base for the composite wingbox to find the numbers of layers and location of the box beam and its dimensions so that the composite wingbox may carry the same loading conditions in the Aluminum wing. Analysis showed that a composite wingbox having two boxes is better than the single or triple boxes wing based on stress to weight ratio. Mass saving of (40%) had been achieved when composite wing-box is used instead of Aluminum wing.

يتضمن البحث ايجا د افضل موقع للصندوق داخل الجناح الصندوقي المركب من خلال التحليل السكوني للهيكل. أستخدم برنامج (ANSYS11) لايجاد اعلى اجهاد يتحمله جناح الالمنيوم. هذه النتائج استخدمت كأ ساس في تصميم الجناح الصندوقي المركب لايجاد عدد الطبقات وموقع وابعاد الصندوق وبذلك سوف يتعرض النموذج لنفس الحمل المسلط على الجناح القياسي. بينت التحاليل بأن الجناح المركب الحاوي على صندوقين افضل من الأحادي و الثلاثي و ذلك اعتمادا على النسبة بين الإجهاد / الوزن وان النقصان الواضح في قيمه الكتله عند استخدام الجناح الصندوقي المركب بدل من جناح الالمنيوم القياسي كان بمقدار(%40).


Article
Strength Analysis of Delta Wing Structure With Different Configuration
تحليل مقاومة هيكل الجناح المثلث لأشكال مختلفة

Authors: Muhsin J. Jweeg --- Abbass Z. Salman
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2005 Volume: 24 Issue: 8 Pages: 1107-1127
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

Keywords

Strength --- Delta --- Wing


Article
The Effect of Laminated Layers on the Flutter Speed of Composite Wing

Authors: Ahmed Abd Al-Hussain Ali --- Mohammed Ismael Hamed
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2012 Volume: 18 Issue: 8 Pages: 924-934
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

The paper presents an investigation to the flutter speed of composite wing for different ply orientation .Structurally the composite wing was idealized as a composite beam load carrying structure. Theodorsen’s expression was used to get the 2- dimension unsteady lifting force and pitching moment in the limit of incompressible flow and subsonic speed which were integrated over the wing span. A free vibration analysis was first carried out to get the natural frequencies and mode shapes .The velocity-damping (V-g) method was used to calculate the flutter speed and the flutter frequency. A wing of unmanned aerial vehicle was manufactured from woven glass and polyester resin where the flutter speed was calculated experimentally by the wind tunnel test .The flutter speed was calculated analytically for different ply orientation, it is found that the increasing in torsion rigidity leads to increase in the flutter speed, the fiber combination with high torsion rigidity and relatively low coupling rigidity give higher flutter speed.

من خلال هذا البحث تم معرفة تأثير إتجاه الألياف للمواد المركبة التي تستخدم في صناعة اجنحة الطائرات على سرعة الرفرفة للجناح. من حيث مقاومة الاحمال المسلطة , تم التعامل مع الجناح على انه عتبة مركبة تقاوم الاحمال المسلطة على الجناح . قوة الرفع وعزم الالتواء حٌسبت لمقطع جناح ثنائي الأبعاد باستخدام صيغة ثيوديرسون لحساب قوة الرفع وعزم الالتواء المتغير مع الزمن لجريان غير انضغاطي وسرعة اقل من سرعة الصوت ومن ثم حسبت على طول الجناح باستخدام التكامل العددي . تم دراسة وتحليل الاهتزاز الحر للجناح المركب لغرض حساب الترددات الطبيعية وأشكال التشوه . إستٌخدمَت طريقة (السرعة – عامل التضاؤل) لحساب سرعة وتردد الرفرفة للجناح .تم تصنيع جناح مركب لطائرة بدون طيار من مادة الياف الزجاج المنسوج مع مادة البولستر حيث إن سرعة الرفرفة حسبت عملياً باستخدام النفق الهوائي. سرعة الرفرفة حسبت نظريا لعدة اتجاهات للالياف ،من خلال نتائج البحث تبين بان زيادة صلادة الالتواء يؤدي الى زيادة سرعة الرفرفة, ان افضل اتجاه للالياف الذي من خلاله نحصل على سرع رفرفة عالية هو الاتجاه الذي ينتج عنه صلادة التواء عالية مع صلادة ازدواج الانحناء-الالتواء نوعا ما واطئة.


Article
Theoretical and Experimental Study of a Forward Swept Wing
دراسة عملية ونظرية لجناح ذات اكتساح متقدم

Loading...
Loading...
Abstract

The aerodynamic characteristics of forward swept wing were studied theoretically and experimentally .In the present work, theoretically a computer program was constructed to predict the pressure distribution about surface of the wing using three dimensional Low Order Subsonic Panel method. The aerodynamic coefficients of the wing were calculated from the pressure distribution which gained from tangential velocities Experimentally ,test were carried out by designing and manufacturing a wing model with special arrangement for pressure tapping, suitable for low wind tunnel testing. The entire wing was rotated rotate about an axis in the plane of symmetry and normal to the chord to produce different sweep and incidence angles for wing, by using rotating mechanism. Wind tunnel test was carried out at (Uپ‡=33.23m/s) for different swept angles and angles of attack.
Comparisons were made between the predicted and experimental results. It is good and gave reasonable closeness. It was clear from the present investigation that the lift and drag characteristics for the forward swept wing are less in values compared with the swept back wing, therefore a forward swept wing can fly at higher speed corresponding to a pressure distribution associated for lower speed.

تم في هذا البحث دراسة الخصائص الديناهوائيه للجناح ذي الاكتساح المتقدم نظريا وعمليا. الدراسة النظرية تضمنت بناء برنامج حسابي تم فيه حساب توزيع الضغط على سطح جناح باستخدام طريقة الاشرطة ثلاثية الابعاد ذات الدرجة الواطئة.تم حساب السرعة المماسية ومنها حساب توزيع الضغط على سطح الجناح عند السرع تحت الصوتية ثم حساب المعاملات الديناهوائيه0 عمليا ,تم تصميم وتصنيع نموذج لجناح ذي مقطع ثابت 0اجريت مجموعة من التجارب المختبرية لذالك الجناح باستخدام نفق هوائى واطىء السرعة ( 33.24 m/Sce=U∞ (, مع الأخذ بنظر الاعتبار ادخال متغير اكتساح الجناح في تلك التجارب وقياس توزيع الضغط على سطح الجناح حول مقطعه وعلى مواقع مختلفة من الباع . قورنت النتائج النظرية بتلك المناظرة لها المستخرجة من التجارب العملية, حيث اظهرت النتائج وجود توافق مقبول فيما بينها كما اظهرت انتائج التي تم التوصل اليها في هذه الدراسة ان خصائص الكبح والرفع للجناح المتقدم تكون اقل من الرفع والكبح للجناح المتراجع المناظر له ويمكن استخدام هذا الاستنتاج لتصميم جناح يطير بسرعة عالية ولكن بتوزيع ضغط يخص سرع واطئة0


Article
Computer measurement of image shift of intracoronal pins viewed on bite-wing and panoramic radiographs

Author: Anas F. M. Al-Aubaydi انس فلاح العبيدي
Journal: Journal of baghdad college of dentistry مجلة كلية طب الاسنان بغداد ISSN: 16800087 Year: 2005 Volume: 17 Issue: 3 Pages: 17-22
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

Background: The image shift can be measured from a combination of bite-wing and panoramic radiographs, so the aim of this study was measuring the relative image shift of intracoronal pins viewed on bite-wing and panoramic radiographs by using computer.Material and methods: Sixteen pins were placed in the dentin of three molars and one premolar on the left side of a dried mandible. Panoramic and bitewing radiographs were obtained.Results: Measurements of the image of pins on the radiographs were obtained by using special computer software and these measurements were compared with measurements on the mandible.Conclusion: The bite-wing radiograph shows little distortion of the relative distances between pins. In panoramic radiograph magnification and parallax shift of the pin images were obtained. The horizontal magnification of interpin images between pins placed mesially and distally was greatest at the third and least at the first molar. For diagonally related pins in a tooth the images showed magnification and parallax shift so that the relative distance between pins placed mesiobuccally and distolingually increased from premolar to third molar, where as distobuccally and mesiolingually placed pins showed reverse trend.


Article
Contribution ofWing, Vertical Tail and Fuselage on Airplane Stability with Failed Outboard Engine
مساهمة الجناح,الذيل العمودي والجسم على أستقرارية الطائرة عند فشل أحدى المحركات الخارجية

Authors: Raed Abbas Jessam --- Naseer H. Farhood --- Mohamed A. R.Yass
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2009 Volume: 27 Issue: 9 Pages: 1858-1871
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

The Effect of wing, vertical tail, and fuselage design parameters on airplane stabilitywith failed outboard engine presents in this study. Boeing (747-400) have been selectedfor available data. The semi empirical equations (Datacom) have been used withmodification of unbalance engines thrust. It had been seen that the wing sweep angle hadnegative effect but the vertical tail sweep angle had a positive effect toward directionaland lateral stability and other results established by using modified datacom computerprogram which could be used as a real design requirements for further configurationimprovements of the airplane.

تم في هذا البحث دراسة بعض العوامل التصميمية للجناح والجسم والذيل العمودي علىالأستقرارية الاتجاهية والد ورانية في حالة عطل احد المحركات الخارجية للطائرات المدنية حيث تم747 ) لتوفر المعلومات باستخدام المعادات التجريبية بعد أن - اختيار طائرة البوبيغ ( 400تم إضافة تأثير عدم توازن المحركات وقد تبين أن زاوية تراجع الجناح تؤثر بشكل سلبي بينمازاوية تراجع الذيل العمودي تؤثر بشكل ايجابي على الأستقرارية الاتجاهية والد ورانية ويطرحالتي ممكن أخذها Datacom البحث مجموعه من النتائج التي تم الحصول عليها بعد تطوير برنامجبنظر الأعتبار من العوامل التصميمية في تصاميم الطائرات المدنية


Article
Reconditioning of Debonded Pure Titanium Bracket (Using Micro–etcher)

Authors: Omar H AL-Luazy --- Amer A Taqa --- Hussain A Obaidi
Journal: Al-Rafidain Dental Journal مجلة الرافدين لطب الأسنان ISSN: 18121217 Year: 2008 Volume: 8 Issue: 1 Pages: 6-10
Publisher: Mosul University جامعة الموصل

Loading...
Loading...
Abstract

Aims: To evaluate the degree of change that may occur in reconditioning the titanium bracket via micro-
etcher. Materials and Methods: The sample consisted of (10) pure titanium brackets for each of
control and reconditioning brackets. The parameters of the reconditioned bracket (slot width, slot
depth, inter–wing gap, labio–lingual angle and base curvature angle) were measured and compared
with that of the control bracket. Results: The results showed no significant difference between the control
and reconditioned brackets of the slot parameters (width, depth, inter–win gap, labio–lingual angle)
and the bracket’s base curvature angle. While, the tensile bond strength of the control brackets
showed significantly higher mean value as compared with the recycled group. Conclusions: The reconditioning
of pure titanium brackets is recommended for reuse in the orthodontic treatment after sterilization.


Article
Panel Method Caculations of Wing - Tail Interference Effects

Author: Maki H. Majeed
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2009 Volume: 15 Issue: 3 Pages: 4041-4056
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A low-order panel method was used to predict the flow characteristics between two sets of wings representing wing and tail. Constant source and doublet singularities with Drichlet boundary condition are used on the body surfaces. Distance and setting angle changes of the tail are studied to predict the air flow characteristics. Since the flow is incompressible non-viscous (potential flow), the results obtained contain a large physical evidence and may give a good design tool for aircraft stability consideration. A FORTRAN program was built to calculate the flow characteristics and then validated with published data. Highly acceptable results are obtained as compared with these data, so that; the program can be used for discussing the design or control parameters of such aerodynamical problems.

طريقة الالواح ذات الدرجة الواطئة استخدمت لتخمين خواص الجريان مابين جناحين يمثلان الجناح والذنب. استخدم مصدر وقطب مع تطبيق شرط دريشلت على سطح الجسم. تغيير البعد وزاوية التثبيت للذنب تمت درستها لتخمين خواص جريان الهواء. رغم ان الجريان لا انضغاطي وغير لزج (جريان كامن), فان النتائج المتحصلة منه كانت تحمل الكثير من الملاحظات الفيزيائية والتي من الممكن ان تكون اداة جيدة لدراسة استقرارية الطائرات. برنامج بلغة الفورتران تم بناءه لحساب خواص الجريان وتحقيق هذه النتائج مع بيانات منشورة. النتائج المتحصلة كانت مقبولة الى حد عالي مع هذه البيانات المنشورة, ولذلك فان البرنامج يمكن استعماله لمناقشة عوامل التصميم والسيطرة لمسائل الديناميكا الهوائية.


Article
Aircraft Lateral-Directional Stability in Critical Cases via Lyapunov Exponent Criterion
الاستقرارية الجانبية العرضية للطائرة في الحالات الحرجة حسب نظرية ليبنوف الأسية

Loading...
Loading...
Abstract

Based on Lyapunov exponent criterion, the aircraft lateral-directional stability during critical flight cases is presented. A periodic motion or limit cycle oscillation isdisplayed. A candidate mechanism for the wing rock limit cycle is the inertia coupling between an unstable lateral-directional (Dutch roll) mode with stable longitudinal (short period) mode. The coupling mechanism is provided by the nonlinear interaction of motion related terms in the complete set equations of motion. To analyze the state variables of the system, the complete set of nonlinear equations of motion at different high angles of attack are solved. A novel analysis including the variation of roll angle as a function of angle of attack is proposed. Furthermore the variation of Lyapunov exponent parameter as function of time is introduced. The numerical result indicated that the system became lightly damped at high angle of attack with increasing the amplitude of aircraft state variables limit cycle. A good agreement between the numerical result and published work is obtained for the onset of limit cycle oscillation, almost at(α=〖20〗^°-〖23〗^° ).

يتناول البحث الحالي تحليل الأستقرارية الجانبية- الأتجاهية أثناء حالات الطيران الحرجة بأعتماد نظرية ليبنوف الأسية. تم وصف الحركة الدورية أو التذبذب ذو الدورة المحددة. حيث كانت الألية المتبعة للدورة المحددة لتأرجح الجناح هي ربط القصور الذاتي بين طور الحركة الجانبية الأتجاهية غير المستقرة (الألتفاف الهولندي) وطور الحركة الطولية المستقرة (لفترة قصيرة). تم تحقيق ألية الربط هذه بواسطة التداخل اللاخطي بين الحدود ذات العلاقة في معادلات الحركة الكاملة. تم تحليل متغيرات الحالة للنظام عن طريق حل معادلات الحركة اللاخطية عند زوايا هجوم عالية وتم أقتراح أسلوب جديد للتحليل يضمن تغير زاوية الألتفاف كدالة لزاوية الهجوم أضافة لتغير معامل ليبنوف كدالة للزمن. أظهرت النتائج العددية بأن النظام (الطائرة) يصبح ذات تخميد ضعيف عند زوايا الهجوم العالية مع زيادة في سعة متغيرات الحالة ذات العلاقة. تم الحصول على توافق جيد بين نتائج البحث الحالي و نتائج لأبحاث لمنشورة عند نشوء التذبذب ذو الدورة المحددة.


Article
Proposed Modification to Increase Main Swept Back Wing Efficiency for Aircraft Aermacchi Siai S211
التعديل المقترح لزيادة كفاءة الجناح المتراجع الى الخلف لطائرة Aermacchi Siai S211

Author: Naseer Abdul Razzaq Mousa نصير عبدالرزاق موسى
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2014 Volume: 20 Issue: 10 Pages: 60-78
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A winglet is devices attached at the wing tips, used to improve aircraft wing efficiency by reduction influence wing tips vortices and induct drag, increasing lift force at the wing tips and effective aspect ratio without adding greatly to the structural stress and weight in the wing structure. This paper is presented three-dimensional numerical analysis to proposed modification swept back wing by adding Raked winglets devices at the main wing tips belong the two seat trainer aircraft type Aermacchi Siai S211 by using Fluent ANSYS 13 software. CFD numerical analysis process was performed at the same flight boundary conditions indifferent wing angle of attacks with constant air flow velocity V∞ =50 (m/sec), ambient pressure Po=101325 (Pa), ambient temperature To=288.14 (K), and at air density ρo=1.225 (kgm3) to both proposed wing model and the main aircraft wing model. The results are shown an improvement in aerodynamic parameters including increment lift coefficient to (0.22%-5.95%), reduction drag coefficient to (0.34% - 3.60%), increment wing load efficiency ratio to (2.62% - 7.30%), reduction induct drag coefficient CDi to (7.65% - 13.11%) compared with the main aircraft wing model and achieved an improvement in aircraft flight maneuver abilities and stability controls especially during descent, approach, landing and takeoff with lower speed with shortage runway.

الجنيحات الطرفية عبارة عن اجهزة تركب على اطراف الاجنحة تستخدم لتحسين كفاءة جناح الطائرة عن طريق تقليل تاثير الدوامات الهوائية الطرفية، وتاثير الكبح الحثي، زيادة قوة الرفع عند طرفي الجناح التي تؤدي الى زيادة تاثير نسبة باع الجناح الى المساحة الكلية بدون اضافة احمال واجهادات اضافية كبيرة لهيكل الجناح. يقدم هذا البحث التحليل العددي ثلاثي الابعاد لتعديلات مقترحة لجناح متراجع الى الخلف باضافة جنيحات طرفية مسلوبة الى الخلف الى الجناح الاساسي لطائرة تدريب ثنائية المقعد طراز (Aermacchi Siai S211) باستخدام البرنامج التحليلي (ANSYS 13. ). تم تنفيذ عملية التحليل العددي لكلا الجناح المقترح والجناح الاساسي للطائرة في نفس ظروف الطيران المحددة لمختلف زوايا هجوم الجناح مع بثبوت سرعة جريان الهواء V∞ = 50 (m/sec), الضغط الجوي Po=101323 (Pa) ودرجة حرارة To=288.14 (K) و كثافة الهواء ρo=1.225 (kgm3). اظهرت نتائج التحليل العددي تحسن في البارامترات الايروديناميكية لنموذج الجناح المقترح التي تتضمن زيادة معامل قوة الرفع معامل الرفع الى ( 0.22% - 5.95%), وتقليل معامل قوة الكبح الى (0.34% - 3.72%), وزيادة نسبة كفاءة الجناح الى (2.62% - 7.30%) , وتقليل معامل الكبح الحثي الى (7.65% - 17.37%) بالمقارنة مع الجناح االاساسي للطائرة وحققت تحسن في قابلية الطائرة للمناورة واستقرارية السيطرة خصوصا اثناء النزول،والتقرب،والهبوط والاقلاع في سرعات طيران اقل في مسافة مدرج اقصر.

Listing 1 - 10 of 23 << page
of 3
>>
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (23)


Language

English (15)

Arabic (6)

Arabic and English (2)


Year
From To Submit

2019 (1)

2018 (2)

2017 (2)

2016 (1)

2015 (3)

More...