تحليل كمانش و ارتعاشات آزاد پانل ساندويچي استوانه اي ضخيم با هسته‌ انعطاف پذير با استفاده از تئوري مرتبه بالا

Buckling and Vibration analysis of a thick cylindrical sandwich panel with flexible core using an improved higher-order theory

در اين پژوهش، به بررسي تحليل ارتعاشات آزاد و كمانش پنل ساندويچي استوانه‌اي ضخيم با هسته انعطاف‌پذير با شرايط مرزي ساده با استفاده از تئوري مرتبه بالاي بهبود يافته پرداخته شده است. بارگذاري تك محوره فشاري روي لبه‌هاي بالا و پاييني در دو سوي پنل به صورت همزمان و يكنواخت اعمال شده است. ميدان جابجايي در اين پژوهش براي رويه‌ها‌ي ضخيم بصورت چند جمله‌اي درجه سه و براي هسته انعطاف پذير با استفاده از مدل دوم فروستيگ نوشته شده است. در اين مدل 27 درجه آزادي وجود دارد. در تئوري حاضر تنش نرمال عرضي در رويه‌ها و تنش‌هاي درون‌صفحه‌اي در هسته در نظر گرفته شده است. براي بدست آوردن پاسخ دقيق با توجه به اينكه رويه ها ضخيم در نظر گرفته شده‌اند از هيچكدام از مولفه هاي تنش در رويه ها و هسته صرفنظر نگرديده است. معادلات حاكم و شرايط مرزي بر مبناي اصل هميلتون بدست آمدند. علاوه بر اين، اثر پارامترهاي مهمي هم‌چون طول موج محيطي، نسبت طول به شعاع مياني هسته، ضخامت هسته به ضخامت كل پنل و اثر قرار گيري زواياي الياف بر روي فركانس طبيعي و رفتار كمانش پنل ساندويچي استوانه‌اي شكل تحت بار محوري بررسي شد. به منظور صحه‌گذاري، نتايج بدست آمده با نتايج مدل‌سازي پنل ساندويچ استوانه‌اي شكل در نرم‌افزار المان محدود آباكوس مقايسه شده است. سادگي، در نظر گرفتن رويه ها بصورت ضخيم، دقت بالاي حل تحليلي ارائه شده و در نظر گرفتن پارامترهاي مهمي همچون (1+z_c/R_c )در اين مقاله از مزيت هاي اصلي آن نسبت به روش هاي ديگر مي باشد.

In this paper, the behavior of free vibrations and buckling of the thick cylindrical sandwich panel with a flexible core and simply supported boundary conditions using a new improved high-order sandwich panel theory were investigated. An axial compressive load is applied on the edges of the top and bottom face sheets simultaneously. The formulation used the third-order polynomial description for the displacement fields of thick composite face sheets and for the displacement fields in the core layer based on the displacement field of Frostig's second model. In this model, there are twenty seven degree of freedom. The transverse normal stress in the face sheets and the in-plane stresses in the core were considered .For calculated exact solution, according to thick face sheets, all of the stress components were engaged. The equations of motion and boundary conditions were derived via the Hamilton principle. Moreover, the effect of some important parameters such as those of thickness ratio of the core to panel, the length to radius ratio of the core, cumferential wave number and composite lay-up sequences on free vibration response and buckling of the panel were investigated. In order to validate the results, the obtained results were compared with those obtained using finite element ABAQUS software. The advantage of this paper is simplicity, considering face sheets as thick, exact solution and the considering of important terms such as (1+z_c/R_c ) in equations.