The purpose of this research is to characterize the response of an airfoil with an oscillatory morphing, Macro-fiber composite (MFC) trailing edge. Correlation of the airfoil lift with the oscillatory input is presented. Modal analysis of the test airfoil and apparatus is used to determine the frequency response function. The effects of static MFC inputs on the FRF are presented and compared to the unactuated airfoil. The transfer function is then used to determine the lift component due to cambering and extract the inertial components from oscillating airfoil. Finally, empirical wind tunnel data is modeled and used to simulate the deflection of airfoil surfaces during dynamic testing conditions. This research serves to combine modal analysis, empirical modeling, and aerodynamic testing of MFC driven, oscillating lift to formulate a model of a dynamic, loaded morphing airfoil. / Master of Science

Dans le domaine de l’aéronautique, l’acception ‘shape morphing’ a été utilisée pour identifier ces avions qui subissent certaine modifications géométrique pour améliorer leur adaptation au différents profils de missions. Différemment de la solution classique, celle ‘shape morphing’ exige : une distribution d’actionnement avec une densité de puissance élevée, une mécanisation des structures, des revêtements souples, et le développement des loi de contrôle. Dans ce scénario, un modèle capable reconnaitre l'insertion de capteur et d'actionneur de nouvelle génération, et capable de réduire au minimum le coût du calcul devient très intéressant. Ce travail essaye d'affronter deux aspects différents du problème. Dans la première partie, la question suivante a été exploitée: pour un problème donné, géométrie, chargement, etc. .. condition aux limites, quel est le modèle le plus précis en terme de résultats, fidélité et avec le plus réduit coût de calcul? Deux approches différentes ont été utilisées pour donner une réponse. Le diagramme de la « Théorie Meilleur Plate (RTPB) » a été dessiné. Avec cet instrument il est possible, pour un problème donné, d'identifier les modèles ayants les meilleurs temps de calcul et une bonne fidélité des résultats. Dans la deuxième partie de la thèse un modèle avancé mono dimensionnel et multi domaine en éléments fini est présenté. Le modèle est capable de capturer l'insertion d'éléments piézo-électriques dans l'aile composite. Il a été développé à partir de la formulation Carrera unifiée et à partir de l'équation de comportement électro-mécanique. Une comparaison avec la bibliographie actuelle a été fait afin de valider les résultats. / In the field of aeronautics, shape morphing has been used to identify those aircraft that un-dergo certain geometrical changes to enhance or adapt to their mission profile. Different formthe classical solution the shape morphing required: distributed high-power density actuation, structural mechanization, flexible skins, and control law development. In these scenario, model able to capture the insertion of new generation sensor and actuator, and able to minimize the computational cost become very interesting. These work try to affront two different aspect of the problem. In the first part the following question has been exploited: for a given problem, geometry, loading, boundary condition etc... which is the most accurate model in term of results fidelity with the lowest computational cost? Two different approaches have been used to give an answer. The Best Plate Theory Diagram (BPTD) has been drawn. Trough the BPTD it is possible, for a given problem, to identify those models with the lowest computational time and a good results fidelity. An advanced mono-dimensional multi-field FEM model is presented in the second part of the thesis. The model is able to capture the insertion of piezo-electric elements in composite wing. It has been developed starting from the Carrera Unified Formulation and from the electro-mechanical constitutive equation. Comparison with the bibliography have be done in order to validate the results. / Nel campo dell’aeronautica il termine shape morphing identifica quei velivoli in grado di apportare determinati cambiamenti geometrici al fine di adattarsi a diversi profili di missione. Diversamente dalle soluzioni convenzionali la progettazione di velivoli shape morphing richiede : un’attuazione distribuita, uno skin flessibile in grado di pemettere le deformazioni e delle leggi di controllo. Divengono quindi di notevole interesse modelli in grado di cogliere l’inserzione di attuatori e sensori di nuova generazione all’interno dell’ala, e di esibire al contempo un basto costo computazionale. Nel lavoro presentato in questa tesi vengono trattati entrabi gli aspetti. Nella prima parte si è andati a dare una risposta alla segunete domanda: per un dato problema, geometria, condizioni di carico, etc..., qual è il modello più accurato, in termini di fedeltà dei risultati, che presenta il minor costo computazionale? Il problema è stato affrontato attraverso due differenti approcci, che hanno portato alla creazione della "Best Plate Theory Curve", attraverso la quale è possibile, per un dato problema, identificare il modello più idoneo in termini di fedeltà dei risultati e di costo computazionale. Nella seconda parte del lavoro viene presentato un modello mono-dimensionale multi-campo avanzato in grado di cogliere l’inserzione di elementi piezo-elettrici in ali in materiale composito. Questo elemento è stato viluppato partendo dalla Carrera Unified Formulation e dalle equazioni costitutive elettromeccaniche. Sono state effettuate poi delle validazioni attraverso confronti con la bibliografia.

As estruturas aeronáuticas estão sujeitas a uma variedade de fenômenos aeroelásticos que podem comprometer o desempenho das aeronaves. Com o desenvolvimento de novos materiais, essas estruturas têm se tornado mais leves e flexíveis, e portanto mais sujeitas a problemas aeroelásticos, tais como flutter e buffeting. Pesquisadores têm trabalhado em soluções alternativas para resolver esses problemas aeroelásticos indesejáveis. Uma dessas soluções envolve o conceito de estruturas inteligentes, que são aquelas que apresentam atuadores e sensores incorporados, integrado com sistema de controle e processamento de sinal, possibilitando a adaptação do sistema estrutural a mudanças nas condições operacionais. Modelos matemáticos que incorporam elementos atuadores e sensores são de grande importância nas fases preliminares de análise de estruturas aeronáuticas inteligentes. Neste contexto, métodos de modelagem são necessários para capturar a ação da dinâmica estrutural e de carga aerodinâmica. O presente trabalho apresenta o estudo de um controlador difuso ativo para resposta aeroelástica de uma asa inteligente com atuadores piezelétricos incorporados. Características não-lineares da resposta aeroelástica são analisadas para condições críticas de flutter. É utilizado o método de elementos finitos para o modelo estrutural não-linear e o método de malha de vórtices para o modelo aerodinâmico não-estacionário. / Aeronautical structures are submitted to a variety of aeroelastic phenomena that may compromise its performance. With this development of new materials, aeronautical structures have become lighter, more flexible, and more subjected to aeroelastic problems, such as flutter and buffeting. Researchers have been working on alternatives to solve these undesired aeroelastic problems, as the recent concept of smart or intelligent structures. Smart structures are those that present embedded sensors and actuators, integrated with control systems and signal processing, to enable the adaptation of the structural system to changes in the operational conditions. Mathematical models that incorporate actuator elements or sensors are of great importance in preliminary phases of analysis of smart aeronautical structures. In this context, modeling methods are necessary to capture dynamic-structural behavior and unsteady aerodynamic loading. The present work is the study of an active fuzzy controller for aeroelastic response of a smart wing with embedded piezoelectric actuators. Nonlinear characteristics of aeroelastic responses are analyzed for critical flutter conditions. The finite elements method for the nonlinear structural model and vortex-lattice method for the unsteady aerodynamic model has been used.

Submitted by Kilvya Braga (kilvyabraga@hotmail.com) on 2018-04-27T13:03:39Z No. of bitstreams: 1 ANGELO EMILIAVACA - DISSERTAÇÃO (PPGEM) 2016.pdf: 5881090 bytes, checksum: 6d09fd532b88ebec2b8684dfb0e6455f (MD5) / Made available in DSpace on 2018-04-27T13:03:39Z (GMT). No. of bitstreams: 1 ANGELO EMILIAVACA - DISSERTAÇÃO (PPGEM) 2016.pdf: 5881090 bytes, checksum: 6d09fd532b88ebec2b8684dfb0e6455f (MD5) Previous issue date: 2016-02-04 / CNPq / O desenvolvimento da indústria aeronáutica tem provocado alterações significativas nos conceitos atualmente aplicados em aeronaves, sejam elas para fins civis ou militares. Estas mudanças são, em parte, consequência da conscientização ambiental que tem pressionado as indústrias a produzirem aeronaves mais eficientes e menos poluidoras para continuarem competitivas. O impacto destas mudanças sobre o projeto e construção de aeronaves é a busca incessante por conceitos que aumentem a eficiência das aeronaves em um maior espectro de voo sem impactar a segurança e confiabilidade destes sistemas. Neste contexto surge o conceito de aeronaves adaptativas, capazes de se adaptar ao fluxo por mudanças aerodinâmicas sem comprometer a segurança do voo. Um dos conceitos usados em aeronaves adaptativas é o de asa adaptativa, com possibilidade de variação da curvatura do perfil aerodinâmico, o qual é adotado neste trabalho. Estas estruturas apresentam algumas limitações que ainda precisam ser desenvolvidas, como o sistema de atuação, sistema de controle e mecânica estrutural associada à mudança de forma. Baseado nestes aspectos, este trabalho descreve o desenvolvimento de um novo conceito de asa adaptativa, acionada por atuadores do tipo micromolas de liga com memória de forma (LMF). O protótipo desenvolvido, denominado de SMArt Morphing Wing, teve sua estrutura mecânica construída em polímero ABS por impressão 3D e um sistema de “pele” de recobrimento feito em chapa fina de acetato. O protótipo foi testado em vazio e sob carregamento aerodinâmico em túnel de vento, para avaliar a influência da pele e a resposta dos atuadores de LMF sob carga. Nos testes em vazio foram avaliadas as deflexões angulares máximas do protótipo com e sem pele, enquanto que nos testes sob carregamento aerodinâmico entre 6 m/s e 14 m/s, foram avaliadas as deflexões máximas e as forças de arrasto e de sustentação. Adicionalmente, usando a ferramenta computacional ANSYS® CFD, foram feitas análises teóricas do comportamento aerodinâmico do protótipo na condição mais crítica de deflexão e velocidade. A comparação entre os resultados numéricos e experimentais obtidos em túnel de vento revelaram uma boa concordância, confirmando a eficiência do protótipo desenvolvido. / The development of the aeronautic industry has caused significant changes in concepts currently applied in aircraft either for civil or military purposes. These changes are partly due to environmental awareness that has pushed the industry to produce more efficient and less polluting aircraft to remain competitive. The result of these changes on design and construction of aircraft is the incessant search for concepts that increase the efficiency of aircraft in a broader flight range without impacting on the safety and reliability of these systems. In this context arises the concept of adaptive aircraft, which are able to adapt to the flow of aerodynamic changes without compromising flight safety. One of the concepts of morphing aircraft is the morphing wing, with the possibility of variation airfoil camber, which is used in this work. These structures have some limitations that need to be developed as the actuation system, control system and structural mechanics associated with the shape change. Based on these aspects, this work describes the development of a new concept of adaptive wing, driven by shape memory alloy (SMA) micro coil springs like actuator. The prototype, called SMArt Morphing Wing, had its mechanical structure built in ABS polymer for 3D printing and a system of "skin" made of thin sheet of acetate. The prototype was tested unloaded and under aerodynamic loading on the wind tunnel, to evaluate the influence of the skin and the response of SMA actuators under load. In the no load tests were evaluated the maximum angular deflection of the prototype with and without skin, whereas in tests under aerodynamic loading between 6m/s and 14m/s, the maximum deflection, drag and lift forces were evaluated. Additionally, using the computational tool ANSYS® CFD, theoretical analyses of the aerodynamic behavior of the prototype in the most critical condition deflection and speed they were made. The comparison between the numerical and experimental results obtained in wind tunnel showed good agreement, confirming the efficiency of the developed prototype.

As estruturas aeronáuticas estão sujeitas a uma variedade de fenômenos aeroelásticos que podem comprometer o desempenho das aeronaves. Com o desenvolvimento de novos materiais, essas estruturas têm se tornado mais leves e flexíveis, e portanto mais sujeitas a problemas aeroelásticos, tais como flutter e buffeting. Pesquisadores têm trabalhado em soluções alternativas para resolver esses problemas aeroelásticos indesejáveis. Uma dessas soluções envolve o conceito de estruturas inteligentes, que são aquelas que apresentam atuadores e sensores incorporados, integrado com sistema de controle e processamento de sinal, possibilitando a adaptação do sistema estrutural a mudanças nas condições operacionais. Modelos matemáticos que incorporam elementos atuadores e sensores são de grande importância nas fases preliminares de análise de estruturas aeronáuticas inteligentes. Neste contexto, métodos de modelagem são necessários para capturar a ação da dinâmica estrutural e de carga aerodinâmica. O presente trabalho apresenta o estudo de um controlador difuso ativo para resposta aeroelástica de uma asa inteligente com atuadores piezelétricos incorporados. Características não-lineares da resposta aeroelástica são analisadas para condições críticas de flutter. É utilizado o método de elementos finitos para o modelo estrutural não-linear e o método de malha de vórtices para o modelo aerodinâmico não-estacionário. / Aeronautical structures are submitted to a variety of aeroelastic phenomena that may compromise its performance. With this development of new materials, aeronautical structures have become lighter, more flexible, and more subjected to aeroelastic problems, such as flutter and buffeting. Researchers have been working on alternatives to solve these undesired aeroelastic problems, as the recent concept of smart or intelligent structures. Smart structures are those that present embedded sensors and actuators, integrated with control systems and signal processing, to enable the adaptation of the structural system to changes in the operational conditions. Mathematical models that incorporate actuator elements or sensors are of great importance in preliminary phases of analysis of smart aeronautical structures. In this context, modeling methods are necessary to capture dynamic-structural behavior and unsteady aerodynamic loading. The present work is the study of an active fuzzy controller for aeroelastic response of a smart wing with embedded piezoelectric actuators. Nonlinear characteristics of aeroelastic responses are analyzed for critical flutter conditions. The finite elements method for the nonlinear structural model and vortex-lattice method for the unsteady aerodynamic model has been used.