جدول ۶-۲- نیروهای وارد بر دم عمودی ۸۳
جدول۶-۳: مقایسه ماکزیمم جابجایی عمودی و تنش در المان­های جامد و پوسته­ای ۸۵
جدول۶-۴ همگرایی تعداد المان­ها ۸۵
جدول۶-۵- مشخصات آلیاژهای به­کار رفته ۸۶
جدول۶-۶- مقادیر ماکزیمم و مینیمم تنش و تغییر مکان عمودی برای مواد مختلف ۸۶

( اینجا فقط تکه ای از متن فایل پایان نامه درج شده است. برای خرید متن کامل پایان نامه با فرمت ورد می توانید به سایت feko.ir مراجعه نمایید و کلمه کلیدی مورد نظرتان را جستجو نمایید. )

جدول ۶-۷- مقادیر تنش و تغیییر مکان عمودی برای ضریب بارهای مختلف ۸۹
جدول۶-۸- مقادیر تغییر مکان ماکزیمم برای زاویه نصب­های مختلف ۹۳
جدول۶-۹- مشخصات بال AGARD445.6 95
جدول ۶-۱۰- مشخصات فیزیکی آلیاژ بال مورد آزمایش ۹۶
جدول۶-۱۱- مقایسه نتایج نرم افزار با داده ­های آزمایشگاهی ۹۶
جدول ۶-۱۲- مشخصات سازه­ای دم افقی ۹۷
جدول ۶-۱۳ مشخصات فیزیکی آلیاژ ۹۸
جدول۶-۱۴- نتایج نرم افزار ۹۸
جدول۶-۱۵- نتایج نرم افزار ۱۰۰
جدول ۶-۱۶-مشخصات سازه­ای دم عمودی ۱۰۱
جدول۶-۱۷- نتایج نرم افزار ۱۰۱
جدول۶-۱۸- نتایج نرم افزار ۱۰۳
جدول۶-۱۹ نتایج نرم افزار ۱۰۴
جدول۶-۲۰- مقایسه سرعت و فرکانس فلاتر برای بال گلند ۱۱۲
جدول۶-۲۱- سرعت و فرکانس فلاتر برای مودهای مختلف ۱۱۲
جدول۶-۲۲- مقادیر سرعت و فرکانس فلاتر برای زاویه­ های عقبگرد مختلف ۱۱۴
جدول ۶-۲۳- مقادیر سرعت فلاتر برای ارتفاع­های مختلف پروازی ۱۱۶
فصل اول- مقدمه
۱-۱- پیشگفتار
مدلسازی و تحلیل سازه­های مختلف هواپیماهای امروزی، از مهمترین مسائل صنعت هواپیمایی می­باشد. مجموعه­ دم هواپیما، نقش تعیین کننده ­ای در عملکرد هواپیما دارد. این مجموعه سه وظیفه­ی تامین پایداری استاتیکی و دینامیکی هواپیما، ایجاد توانایی کنترل هواپیما و همچنین تامین حالت تعادل در هر شرایط پروازی را بر عهده دارد. تعادل، پایداری و کنترل طولی به عهده دم افقی و تعادل، پایداری و کنترل جانبی به عهده دم عمودی است. با توجه به اینکه سازه دم افقی و عمودی تحت مانورهای مختلف پروازی در معرض بارهای مختلف قرار می­گیرند، در اجزای مختلف این سازه تنش­های مختلفی ایجاد می­ شود. برای این تحلیل، نرم افزارهای مختلفی که عملکرد آن­ها بر مبنای روش اجزاء محدود است، موجود می­باشد.
روش اجزاء محدود، روشی عددی است که از آن می­توان برای حل معادله­های دیفرانسیل استفاده کرد. این روش پرکاربردترین روش آنالیز مهندسی بر پایه کامپیوتر است. ایده روش اجزاء محدودی که به صورت شناخته شده امروزی است، در سال ۱۹۵۶ به وسیله Clough، Turner، Topp و Martin در مقاله مشهور خود ارائه شده است، این مقاله کاربرد اجزاء محدود ساده (میله های مفصل شده و ورق مثلثی) برای تحلیل سازه هواپیما را نشان می دهد و به عنوان یکی از پیشرفت های کلیدی در توسعه روش عناصر محدود در نظر گرفته می شود. همراه با توسعه کامپیوترهای دیجیتالی با سرعت های بالا، کاربرد روش اجزاء محدود با نرخ فزاینده­ای پیشرفت نمود]۱[.
تداخل اثرات نیروهای آیرودینامیکی، اینرسی و الاستیک در سازه‌های هوافضایی با نام آیروالاستیسیته مورد پژوهش قرار می‌گیرد. چنانچه در مدلسازی، اثرات بارگذاری حرارت آیرودینامیکی اعمال شود عملا با مسئله آیروترموالاستیسیته مواجه خواهیم بود. همچنین اگر در مدلسازی مسئله، سیستم های کنترلی و تداخلشان با پارامترهای آئروالاستیک مورد بررسی قرار گیرد، با مسئله آیروسروالاستیسیته روبرو خواهیم شد. پدیده ­های ناپایداری استاتیکی و دینامیکی، واگرائی و فلاتر، می توانند باعث از هم گسیختگی سازه های هوایی شوند، بطوریکه این مشکل از زمان پرواز هواپیمای ساموئل لانگلی رقیب برادران رایت تاکنون که در ساخت وسایل پرنده و موشک ها از سازه ها و مواد پیشرفته استفاده می­گردد، فراروی طراحان می­باشد. بر اساس آنالیز پایداری خطی، نوسانات بالای آنچه که سرعت فلاتر نامیده می­ شود، میرا نمی­شوند و دامنه آنها به صورت نامحدود افزایش می یابد و به فروپاشی دم یا بال منتهی می شود.
در این فصل پس از مرور تاریخچه­ای در زمینه اجزاء محدود و تحلیل تنش سازه دم هواپیما، آیروالاستیسیته و پژوهش های انجام گرفته در زمینه های ذکر شده، هدف این پژوهش ارائه گردیده است.
۱-۲- تاریخچه
ایده روش المان محدود، برای اولین بار توسط Clough در مقاله­ای که در سال ۱۹۶۰ منتشر شد، مطرح گردید. اما ریشه ­های تئوری این روش، به شیوه Ritz در تحلیل عددی، که نخستین بار در سال ۱۹۰۹ عرضه شد، باز می­گردد. در سال ۱۹۴۳، Courant، با بهره گرفتن از حساب دیفرانسیل متغیر، روش Ritz را بکار برد تا به جواب تقریبی قطعه­ای مسئله تعادل و ارتعاش دست یابد. در دهه­های ۴۰ و ۵۰ توسعه بیشتری در این زمینه انجام گرفت و در سال ۱۹۵۴ مهندسین شروع به استفاده از کامپیوتر برای حل مسائل سازه­ها نمودند]۱[.
مقاله­ای که در سال ۱۹۵۶ توسط Turner، Clough، Martin و Toppمنتشر شد را می­توان نقطه عطفی در توسعه روش المان محدود دانست. این مقاله اختصاص به سفتی و تغییر شکل در سازه­های پیچیده داشت و موجب افزایش علاقه به روش المان محدود گردید]۲[.
تحقیقات زیادی در زمینه طراحی و تحلیل مجموعه دم هواپیما انجام شده است. با اینکه دم هواپیما یکی از تولید کنندگان نیروی برآ می­باشد، اما اگر هواپیما در شرایطی قرار گیرد که دم، ماکزیمم برآی بالقوه خود را تولید کند (یا به واماندگی نزدیک شود) شرایط خطرناکی پدید خواهد آمد. دمها برای تریم، کنترل و ایجاد پایداری در اجسام پرنده استفاده می­شوند. دمهای افقی، گشتاورهای ناشی از بال را متوازن می­ کنند و اگر در عقب هواپیما نصب شوند عموما دارای زاویه نصب منفی (حدودا ۲ تا ۳ درجه) هستند تا گشتاورهای پیچشی^[۱] ناشی از بال را خنثی کنند. هنگامی­که گشتاور پیچشی بال در شرایط پروازی مختلف تغییر می­ کند، زاویه بالابر نیز تغییر می­نماید تا آن گشتاور جدید را خنثی کند. دمهای عمودی معمولا نیازی به تولید نیروی تریم ندارند، زیرا هواپیماها عموما متقارن هستند و در شرایط عادی گشتاور گردشی^[۲] ایجاد نمی­کنند، البته در هواپیماهای چند موتوره، دم معمولی باید توانایی تولید نیروی تریم کافی را حتی در شرایط از کار افتادن موتور داشته باشد] ۳[.
از آنجایی که سطوح دم، وزن سازه و سطح خیس شده کل هواپیما را افزایش می­ دهند، غالبا به نحوی طراحی می­شوند که تا حد ممکن کوچک باشند، هر چند در برخی حالات این مطلب بهینه نیست اما غالبا اندازه دم بر اساس توان کنترلی مورد نیاز تعیین می­ شود]۴[.
همچنین مجموعه دم، یک المان کلیدی در ایجاد پایداری هواپیما است. هر چند امکان طراحی یک هواپیمای پایدار بدون استفاده از دم نیز وجود دارد، اما چنین طراحی معمولا موجب تغییراتی در پارامترهای دیگر از قبیل افزایش سطح پسگرایی^[۳] بال و کوچکتر شدن محدوده مرکز ثقل می­ شود. با توجه به موقعیت قرارگیری سطوح دم، کارکرد آنها تحت تاثیر بال و عملکرد موتورها قرار می­گیرد (مخصوصا در مورد هواپیماهای ملخی) به ­طوریکه در این موارد امکان استفاده از دمهای معمولی وجود ندارد]۵[. در چنین حالتی دم هفتی شکل برای اجتناب از قرار گرفتن پایدار کننده_­ی عمودی در معرض جریان خروجی موتور استفاده می­ شود، زیرا قرار گرفتن پایدار کننده عمودی در جریان خروجی موتور باعث از هم­گسیختگی جریان خروجی و کاهش نیروی رانش موتور می­ شود و از سوی دیگر با گذشت زمان پایدارکننده عمودی آسیب خواهد دید]۶[.
تحقیقات زیادی در زمینه تحلیل­های نیرویی و تنشی و محاسبات مربوط به تغییر شکل سازه­های هوایی صورت گرفته است. در آغاز دهه ۹۰ تحقیق بر روی اثرات بارگذاری­های دینامیکی مختلف بر روی دم و بال هواپیما به صورت گسترده­تری پیگیری شد. در سال ۱۹۶۸ تحلیل تنش سازه­های هوایی تحت نیروهای ضربه­ای بررسی شد و تاثیر این نیروها بر روی تغییر شکل سازه مشخص گردید]۷ .[ هورمن و همکارانش تاثیر بار ضربه­ای روی دم افقی ساخته شده از کامپوزیت و بررسی شکست در اثر این بار را مشاهده کردند. در این تحقیق ضربه های حاصل اثر برخورد پرنده به گوشه­های دم افقی دیده شده اند] ۸ .[
اوزوز^[۴] وهمکارانش، طراحی و آنالیز تنش با معیار فون میزز برای بال و دم ساخته شده از مواد مرکب خاص را انجام داده و نتایج برای چند ماده از قبیل کربن، اپوکسی و فایبرگلاس را ارائه دادند. در این کار با بدست آمدن تنش های ماکزیمم، و مقایسه این مقادیر با تنش نهایی مواد سازنده سازه، ضریب اطمینان بدست آمده است] ۹ .[
تاثیر نیروی لیفت استاتیکی حاصل از پایدار کننده افقی بر روی چرخش هواپیما حول محور عمودی، همچنین تاثیر تغییر شکل این پایدارکننده روی فلاتر دمT شکل به روش عددی با نرم افزار NASTRAN توسط سوکیو مورد بررسی قرار گرفت] ۱۰ .[ نحوه­ توزیع تنش بر روی بال دلتا^[۵] و رابطه بین زاویه عقبگرد^[۶] و تنش در لبه­های بال با روش فتوالاستیک توسط سوزوکی^[۷] به انجام رسید] ۱۱ .[ موچاندی^[۸] و همکارانش تیرک طولی مربوط به دم عمودی هواپیمای مسافربری را مورد تحلیل قرار دادند. در این تحلیل با در نظر گرفتن آلیاژ آلومینیوم به عنوان جنس سازنده ، تاثیر شکل مقطع تیرک طولی در حالت های دایره ای، مربع و مستطیلی شکل روی تنش های ایجاد شده بررسی شدند] ۱۲ .[ تحلیل استاتیکی مجموعه سازه داخلی بال کامپوزیتی با هدف پیدا کردن مقدار و محل تنش ماکزیمم توسط احمد علی و همکارانش انجام شد. بررسی تاثیر جهت قرارگیری فایبر و انتخاب تعداد لایه ­ها روی تنش و تغییر مکان عمودی در این کار انجام گردید] ۱۳ .[چیت^[۹] و همکارانش تحلیل استاتیکی و دینامیکی بال بدون شکستگی دارای تیرک­های طولی و تیغه­های عرضی را با نرم افزار المان محدود را انجام دادند. در این کار، المان پوسته جهت پوسته بال و المان تیر برای تیرک­های طولی و سفت کننده­ها در نظر گرفته شده ­اند. با تغییر در ضخامت پوسته و همچنین تغیر در سطح مقطع تیرک­های طولی، تغییرات تنش و تغییر مکان را در طول بال مشاهده کردند ] ۱۴ .[هرکر^[۱۰] و همکارش با قرار دادن بارهای مختلف روی بال معمولی، با بهره گرفتن از تئوری المان محدود تحلیل کمانشی و تنشی را انجام دادند. با بدست آوردن فاکتور کمانش کمتر از ۱ در پوسته بالایی نشان دادند که در این بال کمانش اتفاق نمی­افتد] ۱۵ .[کانتجورو^[۱۱] و همکارانش تحلیل تنش یک بال معمولی را انجام دادند. مقایسه نتایج آن­ها با سه روش تئوری، المان محدود معمولی و المان محدود سوپرالمان انجام گردید ] ۱۶ .[
در زمینه ناپایداری دینامیکی یا فلاتر یا مسائل آیروالاستیسیته سازه­های هوایی نیز تحقیقات زیادی انجام شده است. با مراجعه به مبدا پرواز در سال ۱۹۰۳ توسط برادران رایت مشاهده می‌شود که از همان ابتدا، مسائل آیروالاستیسیته خود را نمایان ساخته بودند. در روز ۸ دسامبر ۱۹۰۳ فقط ۹ روز قبل از پرواز موفق برادران رایت، هواپیمای لانگلی و همکارانش به دلیل مشکلات ناشی از پدیده‌های آئروالاستیک دچار سانحه گردید و موفق به پرواز نشدند. اولین مطالعات بر روی مسئله فلاتر در سال ۱۹۱۶ توسط لانکستر و همکارانش در جریان جنگ جهانی اول در ارتباط با مسائل فلاتر بمب افکن هندی پاگ انجام گردیده است[۱۷] . فلاتر سازه‌های هوایی مسئله‌ای بسیار قدیمی است و کتاب‌ها و مقاله‌های بسیاری در این مورد چاپ شده است[۱۷-۲۱].
در سال ۱۹۲۷ ژان و بیر بررسی های خود را بر روی فلاتر دم عمودی هواپیمای MO-1 در ایالات متحده معطوف نمودند. این دم یک سیستم با دو تیرک طولی بود که باعث جفت شدن مودهای پیچش و خمش می­شد. به عنوان یک راه حل، افزایش سختی پیچشی و جلوبردن مرکز جرم پیشنهاد شد. بعلاوه نوئل، یانگر و گرین مطالعاتی را بر روی پدیده فلاتر انجام داده و مقالات خود را در مورد فلاتر در سال ۱۹۲۷ و ۱۹۲۸ چاپ نمودند. در سال ۱۹۴۲ روش V-g جهت آنالیز فلاتر سازه‌ای توسط واسرمن به منظور لحاظ نمودن اثرات استهلاک سازه‌ای ارائه گردید. مقالات مروری، تحقیقات جامعی در رابطه با روند تکامل موارد فوق ارائه نموده‌اند. عملکرد وسائل پرنده تا حد زیادی به طراحی اجزای سازه‌ای آن نظیر دم و بال بستگی دارد. تحلیل رفتار دینامیکی سازه­های دم و بال الاستیک هواپیما تحت اثر نیروهای آئروالاستیک وارد بر آنها، یکی از موضوعات جالب در علم آئروالاستیسیته می‌باشد که تحقیقات گسترده‌ای بر روی آن انجام شده است. گولند^[۱۲] در سال ۱۹۴۵ فلاتر یک بال یک سرگیردار و ساده^[۱۳] را برای پارامترهای مختلف بدست آورد[۲۲]. پس از آن نیز در سال ۱۹۴۸ گولند با همکاری لاک^[۱۴] این مسئله را برای یک بال بدون قید که در ابتدا و انتهای آن جرم متمرکز وجود داشت را تحلیل و فلاتر بال را محاسبه کردند[۲۳]. حدادپور و فیروزآبادی ناپایداری فلاتر بال هواپیما بدون اثر زاویه عقب‌گرد را در یک جریان مادون صوت تحت اثر نیروهای ناپایا و شبه پایا بررسی کرده اند[۲۴].
ماتئوس^[۱۵] و همکارانش بررسی فلاتر دم T شکل را با روش DLM انجام دادند و با مقایسه نتایج آزمایشگاهی با این نتایج، تاثیر بار تریم بر روی سرعت فلاتر را به صورت دقیق محاسبه کردند[۲۵]. داول و همکارانش تحلیل آیروالاستیک تجربی و عددی دم افقی کاملا متحرک با ریشه قابل چرخش برای چندین زاویه چرخش جزئی را مورد بحث قرار دادند. این مدل شامل بارگذاری وزنی در جریان مادون صوت تحت آزمایش قرار گرفته است[۲۶]. بنانی در سال ۲۰۰۵ فلاتر بال اف ۱۶ را با در نظر گرفتن مخزن با نرم افزار نسترن بررسی کرد و با نتایج عددی از روش مقایسه نمود. وی حاشیه اطمینان مناسب برای سیستم مقاوم برای مرز فلاتر را محاسبه کرد[۲۷]. السن^[۱۶] در سال ۱۹۹۹ مکانیک پرواز و آئروالاستیسیته را برای تحلیل حرکت­های شتاب‌دار هواپیماهای الاستیک بررسی کرد[۲۸]. فاضل زاده، مزیدی و رحمتی در سال ۲۰۰۷ معادلات خطی دینامیکی برای بال انعطاف­پذیر تحت مانور صعود با زاویه عقب‌گرد با اثر تغییر فرم برشی بال را استخراج کرده‌اند[۲۹]. پنگ^[۱۷] و همکارش در سال ۲۰۱۲ با درنظر گرفتن بالچه در انتهای بال هواپیمای مسافربری، تاثیر این بالچه بر روی سرعت و فرکانس فلاتر را مورد مطالعه قرار داده­اند[۳۰]. بیبین^[۱۸] و همکارانش در سال ۲۰۱۲ با مدل­سازی بال بدون شکستگی متشکل از تیرک­های طولی و تیغه های عرضی، تحلیل تنش و فلاتر را برای این نوع بال در نرم افزار المان محدود انجام دادند[۳۱].
۱-۳- هدف تحقیق
در این تحقیق پس از مدلسازی مجموعه دم افقی، دم عمودی یک هواپیمای مسافربری و مونتاژ کردن آن­ها در نرم افزار طراحی، ابتدا تحت بارگذاری ذکر شده، تحلیل تنش را انجام می­دهیم. این تحلیل شامل تغییر پارامترهایی مانند جهت قرارگیری دندانه­های عرضی، ضخامت پوسته و تیرک­های طولی، ضریب بارهای مختلف و مواد متفاوت می­باشد. با تغییر این پارامترهای طراحی، تاثیر آن­ها روی تنش و تغییر مکان ماکزیمم مشاهده شده است. سپس فرکانس­های طبیعی مجموعه دم با هم و همچنین فرکانس­های طبیعی دم افقی و عمودی به صورت جداگانه را محاسبه می­کنیم. در پایان، تحلیل پدیده ناپایداری فلاتر برای دم افقی صورت می­گیرد. و همچنین تاثیر پارامترهایی مانند زاویه عقبگرد و چگالی جریان هوا روی سرعت و فرکانس فلاتر دم افقی مورد بحث قرار می­گیرد. پایان نامه حاضر در ۶ فصل تدوین شده است.
فصل دوم- ساختمان دم و مواد سازنده
۲-۱- مقدمه
مجموعه­ دم، نقش تعیین کننده ­ای در عملکرد هواپیما دارد. این مجموعه سه وظیفه­ی تامین پایداری استاتیکی و دینامیکی هواپیما، ایجاد توانایی کنترل هواپیما و همچنین تامین حالت تعادل در هر شرایط پروازی را بر عهده دارد. تعادل، پایداری و کنترل طولی بر عهده دم افقی و تعادل، پایداری و کنترل جانبی بر عهده دم عمودی است. دم­ها در واقع بال­های کوچکی هستند که اصلی ترین تفاوت میان آنها و بال این است که بال برای تولید سهم اصلی برآ^[۱۹] طراحی می­ شود، در حالی­که دم به گونه ­ای طراحی می­گردد که فقط قسمتی از برآی خود را جهت تریم^[۲۰] (تریم به تولید نیروی برآیی گفته می­ شود که سایر گشتاور های تولید شده توسط هواپیما را با عمل­کردن از طریق قسمتی از بازوی گشتاور دم حول مرکز جرمی خنثی می­ کند.) هواپیما ایجاد می نماید. همچنین قابل ذکر است که چندین مشخصه مشترک در طراحی دم و بال هواپیما وجود دارد. طراحی دم به ماموریت یا الزامات نوع هواپیما بستگی دارد. از این رو نمی­ توان یک شرایط عمومی را برای طراحی دم هواپیماها در نظر گرفت و باید با توجه به ماموریت هواپیما و امکانات در دسترس، بهترین گزینه­ ها را در طراحی یک دم به کار برد. مجموعه دم هواپیما شامل دم افقی، دم عمودی، بالابر و سکان عمودی متحرک می­باشد. در این فصل به معرفی اجزای تشکیل دهنده مجموعه دم معمول هواپیما و تشریح آن­ها پرداخته می­ شود. پارامترهای هندسی نظیر زاویه عقبگرد و دایهدرال نیز در این فصل مورد مطالعه قرار می­گیرد. با توجه به اهمیت مواد سازنده این سازه ها و تحمل بارهای مختلف، مواد سازنده این سازه ها در پایان این فصل توضیح داده می­ شود.
۲-۲- معرفی دم هواپیما
مجموعه دم هواپیما شامل سطوح ثابت آیرودینامیکی، سطوح متحرک آیرودینامیکی و مخروطی می باشد. هرکدام از اجزای یاد شده وظیفه مهمی در حین پرواز ایفا می­ کنند. سطوح ثابت که شامل دو قسمت افقی^[۲۱] و عمودی^[۲۲] می باشد در پایدارکردن، و سطوح متحرک که شامل رادر و الویتور می باشد در هدایت کردن هواپیما در حین پرواز کمک می کند. محل قرارگیری اجزای دم در شکل ۲-۱ نشان داده شده است.
شکل۲-۱- اجزای بیرونی مجموعه دم هواپیما ]۳۲[
۲-۳- وظایف اصلی دم افقی و عمودی
نقش اصلی دم افقی، تعادل می­باشد. تعادل یعنی تولید یک گشتاور برای خنثی­سازی گشتاوری که توسط هواپیما تولید شده است. معمولا زاویه نصب دم بین ۳+ و ۱۰- درجه است، یعنی اغلب نیروی برآی منفی تولید کرده و از این نظر نقطه عیب می­باشد. چون گشتاور بال در طول پرواز بدلیل تغییر محل مرکز ثقل تغییر می­ کند، لذا نیروی برآی دم باید تغییر کند. این تغییر معمولا توسط بالابر ایجاد می­ شود. برای دم عمودی چنین نقشی تقریبا وجود ندارد. چون معمولا هواپیما دارای تقارن طولی می­باشد. ولی در هواپیماهای چند موتوره در صورت خاموش شدن یکی از موتورها، دم عمودی باید بتواند گشتاور کافی برای تعادل با گشتاور بوجود آمده توسط موتور یا موتورهای روشن باقیمانده ایجاد کند. در هواپیماهای تک موتوره ملخی، دم هواپیما خود نامتعادل کننده است.
۲-۴- اجزای تشکیل دهنده دم
ساختار پایدار کننده ها از نظر اجزای داخلی شباهت بسیاری با بال هواپیما دارند. تیرک های طولی^[۲۳]، دندانه­های عرضی^[۲۴]، اجزای طولی تقویت کننده^[۲۵] و پوسته^[۲۶] اجزای اصلی تشکیل دهنده دم افقی و عمودی می­باشند. این المان­ها نقش انتقال تنش حاصل از بار­های آیرودینامیکی در حین پرواز را از عضوی به عضو دیگر ایفا کرده و مانع ایجاد تمرکز تنش می­شوند. به عبارتی تا جایی که تحمل تنش ایجاد شده را داشته باشند در خود نگه داشته و بیشتر از آن را به اجزای دیگر منتقل می­ کنند. انتقال نیروهای اضافی از طریق تیرک­های طولی به بدنه^[۲۷] صورت می­گیرد. در شکل ۲-۲ محل قرارگیری این اجزا در مجموعه دم هواپیمای مسافربری نمونه نشان داده شده است.