A identificação de mecanismos modais é uma tarefa que requer um grande esforço ao se considerar geometrias complexas. O uso de materiais inteligentes como tecnologia nesse tipo de identificação vem sendo bastante difundido, principalmente o uso de sensores piezelétricos, como o piezo-fiber composite (PFC). Esse tipo de aplicação pode se tornar uma ferramenta bastante prática no estudo de instabilidades aeroelásticas, em especial o mecanismo modal de flutter. A proposta desse trabalho é criar uma metodologia de análise de flutter simulando o desempenho de materiais piezelétricos, aderidos em laminados compósitos, como sensores modais. Inicialmente, é realizada uma análise aeroelástica da estrutura para se identificar o mecanismo e os modos dominantes para o surgimento do flutter. Em seguida, os modos identificados são detectados pelos sensores com uma determinada potência de sinal. A sensibilidade desse sinal é avaliada de acordo com a posição e configuração do laminado embebido no sensor. Para realizar essa simulação, um modelo de asa é gerado e suas frequências naturais e modos são determinados pelo método dos elementos finitos (MEF). Com esses dados, é possível caracterizar o modelo nas equações de movimento aeroelásticas. O carregamento aerodinâmico dessas equações é obtido utilizando o método dos anéis de vórtice, do inglês: vortex lattice method (VLM). A simulação é realizada em cada velocidade de fluxo e a resposta dos sensores piezelétricos é obtida no domínio do tempo e domínio da freqüência para se analisar a potência do sinal. Foi realizada uma prévia análise de um modelo de asa representado por uma placa e as configurações de maior potência de sinal são identificadas. A posição dos sensores se demonstrou mais sensível do que a configuração do laminado e a utilização de apenas um sensor foi suficiente para identificação do mecanismo modal, o que pode tornar essa tecnologia viável em ensaios de flutter em estruturas de material compósito. / For complex aeronautical structures, modal mechanism identification requires a great deal of effort. The use of smart materials has been developed in this application, mainly the sensor application with piezo-fiber composites (PFC). It can become a useful tool in aeroelastic instabilities studies, especially on flutter modal mechanism. This work intends to develop a methodology of flutter analysis evaluating the piezoelectric materials performance, using composites impregnation effects, and working as a modal sensor. First, one aeroelastic analysis is done to identify the flutter mechanism and its dominant modes. Then, it modes is detected by sensors with some specific power of electric signal, whose sensitivity is evaluated according with position and embeeded laminate configuration. This simulation uses a plate model representing a wing, whose natural frequencies and modes are determined by finite element method (FEM). So, given this data, is possible to define the wing model using an equation of motion, whose aerodynamic load is obtained by vortex lattice method (VLM). That equation is solved step by step, for each airspeed considered, then, the PFC response is obtained both in the frequency and time domain. The analysis was done using a metric that qualifies the best configuration according with the power of signal. The sensor position was more significant than the laminate configuration; however, the use of only one sensor is sufficient to identify the modal mechanism, which becomes this technology feasible in flutter test of composite structures.

A identificação de mecanismos modais é uma tarefa que requer um grande esforço ao se considerar geometrias complexas. O uso de materiais inteligentes como tecnologia nesse tipo de identificação vem sendo bastante difundido, principalmente o uso de sensores piezelétricos, como o piezo-fiber composite (PFC). Esse tipo de aplicação pode se tornar uma ferramenta bastante prática no estudo de instabilidades aeroelásticas, em especial o mecanismo modal de flutter. A proposta desse trabalho é criar uma metodologia de análise de flutter simulando o desempenho de materiais piezelétricos, aderidos em laminados compósitos, como sensores modais. Inicialmente, é realizada uma análise aeroelástica da estrutura para se identificar o mecanismo e os modos dominantes para o surgimento do flutter. Em seguida, os modos identificados são detectados pelos sensores com uma determinada potência de sinal. A sensibilidade desse sinal é avaliada de acordo com a posição e configuração do laminado embebido no sensor. Para realizar essa simulação, um modelo de asa é gerado e suas frequências naturais e modos são determinados pelo método dos elementos finitos (MEF). Com esses dados, é possível caracterizar o modelo nas equações de movimento aeroelásticas. O carregamento aerodinâmico dessas equações é obtido utilizando o método dos anéis de vórtice, do inglês: vortex lattice method (VLM). A simulação é realizada em cada velocidade de fluxo e a resposta dos sensores piezelétricos é obtida no domínio do tempo e domínio da freqüência para se analisar a potência do sinal. Foi realizada uma prévia análise de um modelo de asa representado por uma placa e as configurações de maior potência de sinal são identificadas. A posição dos sensores se demonstrou mais sensível do que a configuração do laminado e a utilização de apenas um sensor foi suficiente para identificação do mecanismo modal, o que pode tornar essa tecnologia viável em ensaios de flutter em estruturas de material compósito. / For complex aeronautical structures, modal mechanism identification requires a great deal of effort. The use of smart materials has been developed in this application, mainly the sensor application with piezo-fiber composites (PFC). It can become a useful tool in aeroelastic instabilities studies, especially on flutter modal mechanism. This work intends to develop a methodology of flutter analysis evaluating the piezoelectric materials performance, using composites impregnation effects, and working as a modal sensor. First, one aeroelastic analysis is done to identify the flutter mechanism and its dominant modes. Then, it modes is detected by sensors with some specific power of electric signal, whose sensitivity is evaluated according with position and embeeded laminate configuration. This simulation uses a plate model representing a wing, whose natural frequencies and modes are determined by finite element method (FEM). So, given this data, is possible to define the wing model using an equation of motion, whose aerodynamic load is obtained by vortex lattice method (VLM). That equation is solved step by step, for each airspeed considered, then, the PFC response is obtained both in the frequency and time domain. The analysis was done using a metric that qualifies the best configuration according with the power of signal. The sensor position was more significant than the laminate configuration; however, the use of only one sensor is sufficient to identify the modal mechanism, which becomes this technology feasible in flutter test of composite structures.

Submitted by Kilvya Braga (kilvyabraga@hotmail.com) on 2018-04-27T11:35:02Z No. of bitstreams: 1 DIEGO PAES DE ANDRADE PEÑA - DISSERTAÇÃO (PPGEM) 2016.pdf: 5093848 bytes, checksum: c6e79e54502ec5a0ff9ff5b410ffd362 (MD5) / Made available in DSpace on 2018-04-27T11:35:02Z (GMT). No. of bitstreams: 1 DIEGO PAES DE ANDRADE PEÑA - DISSERTAÇÃO (PPGEM) 2016.pdf: 5093848 bytes, checksum: c6e79e54502ec5a0ff9ff5b410ffd362 (MD5) Previous issue date: 2016-09-02 / CNPq / A aeroelasticidade é o campo da ciência que estuda a correlação entre as forças aerodinâmicas, elásticas e de inércia. Tal ciência é de grande importância no campo aeronáutico uma vez que as estruturas alares são flexíveis, devem suportar os esforços aerodinâmicos e serem rígidas o suficiente para garantir que esteja livre de todos os problemas aeroelásticos característicos (divergência, eficiência de controle, flutter e buffeting) dentro da faixa operacional de velocidades desenvolvida pela aeronave. Realizou-se uma análise modal da estrutura a fim de se conhecer os modos naturais de vibração e as respectivas frequências naturais. Para tal, utilizou-se o ANSYS Structural e o método dos elementos finitos, além de um estudo de malha para verificar a convergência dos resultados. Estudou-se também a influência da posição do lastro na ponta da placa plana, que causa a diminuição da segunda frequência natural. Além disso, realizou-se uma análise bidimensional de um volume de controle do tipo C-Grid, uma vez que o tamanho do volume de controle em uma análise aerodinâmica computacional é um fator extremamente importante. Com um volume de controle grande, tem se mais elementos na malha, caso o mesmo seja pequeno, as condições de contorno juntamente com os tamanhos dos elementos podem interferir nos resultados dos campos de velocidade e pressão em torno da estrutura. Nesse contexto, utilizou-se do software ANSYS Fluent para a simulação aerodinâmica da placa plana inclinada e obtenção dos coeficientes aerodinâmicos de sustentação e arrasto CL e CD. Os resultados foram comparados com resultados experimentais em túnel de vento de Goudeseune (SELIG; ROBERT; WILLIAMSON, 2011). Através do cálculo do Grid Convergence Index (GCI) e da comparação dos resultados numéricos com os dados experimentais constatou-se a convergência e conseguiu-se determinar um tamanho de volume de controle com erro baixo e aceitável. A análise fluido-estrutura acoplada de duas vias foi realizada com o ANSYS Structural para analisar a dinâmica estrutural através do método dos elementos finitos e o ANSYS CFX para resolver o campo do escoamento mediante método dos volumes finitos. Obtiveram-se o comportamento oscilatório da estrutura, além do coeficiente de amortecimento e tensões de von Mises. Analisando o comportamento transiente da dinâmica estrutural mediante um fluxo aerodinâmico constante (velocidade fixa). As simulações representaram bem o fenômeno, já que com o aumento da velocidade, o escoamento induz maior amortecimento à estrutura quando comparado com baixas velocidades. / The aeroelasticity is the field of science that studies the relationship between the aerodynamic elastic and inertia forces. Such knowledge is of great importance in the aviation field since the wing structures are flexible, must withstand the aerodynamic loads and be rigid enough to ensure that it is free from all aeroelastic problems like divergence, control efficiency, flutter and buffeting within the operating speed range. We carried out a modal analysis of the structure in order to know the natural vibration modes and natural frequencies. To this end, we used the ANSYS Structural with finite element method, a mesh study to verify the convergence of the results. It is also studied the influence of the slender body position of the tip of the flat plate, which causes the decrease of the second natural frequency. Furthermore, there was a twodimensional analysis of a volume control type C-Grid, since the control volume aerodynamic size in a computational analysis is an extremely important factor. A large volume of control has more elements in the mesh if it is small, the boundary conditions together with the sizes of elements may affect the results of the velocity field and pressure around the structure. In this context, we used the ANSYS FLUENT for the aerodynamic simulation of the inclined flat plate, and obtaining the aerodynamic support, and drag coefficients CL and CD. The results were compared with experimental results of Goudeseune wind tunnel (SELIG; ROBERT; WILLIAMSON, 2011). By calculating the Grid Convergence Index (GCI) and comparing the numerical results with experimental data found the convergence and managed to determine a control volume size with low and acceptable error. The fluid-structure coupled two-way analysis was performed using ANSYS Structural to analyze the structural dynamics through the finite element method and ANSYS CFX to resolve the flow field by the finite volume method. It was possible to obtain the oscillatory behavior of the structure, besides the damping coefficient and von Mises stresses. Analyzing the transient behavior of structural dynamics by a constant aerodynamic flow (fixed speed), the simulations represented the phenomenon as well, since with the increase in speed, the flow induces cushioning structure as compared to low speed