İnce Cidarlı Kompozit Kiriş Olarak Modellenmiş Uçak Kanatlarının Eğilme-Eğilme Bağlaşım Titreşiminin Aktif Kontrolü
Active Control of Bending-Bending Coupled Vibration of Aircraft Wings Modeled as Thin-Walled Composite Beams
Yazar: Yıldız, Kaan
Dergi: Avrupa Bilim ve Teknoloji Dergisi No. 17, 2019
Anahtar kelimeler: Engineering ; Mühendislik ; thin-walled composite beams,adaptive wings,active control methods,proportional feedback control law,velocity feedback law ; ince cidarlı kompozit kirişler,uyarlanabilir kanatlar,aktif kontrol metotları,ince-cidarlı kompozit kirişler,oransal geri besleme kontrol yasası,hız geri besleme kontrol yasası

Aktif titreşim kontrol metotlarının geliştirilmesi ve uygulanması günümüzde hava uzay yapılarının performans gerekliliklerini sağlamak ve verimliliklerini iyileştirmek açısından oldukça önemli bir konu haline gelmiştir. Bu ilginin en büyük sebebi bu tarz malzemelerin havacılık ve uzay, otomotiv, helikopter ve turbo makinelerin palleri ve robot kolları gibi çeşitli farklı yapılara kolayca uyarlanabilmesi ve kullanılabilir durumda olmasından kaynaklanmaktadır. Akıllı veya uyarlanabilir malzemelerin kullanımı ile, yapıların dinamik karakteristiklerinin öngörülebilir bir şekilde kontrol edilmesi mümkündür. Buna ek olarak, yapısal rezonans ya da çırpınma gibi dinamik kararsızlıkların da önüne geçilebilir. Yapılmış olan bu çalışmada, elmas kesitli uyarlanabilir bir uçak kanadının piezoelektrik malzemeler yardımıyla aktif titreşim kontrolü incelenmiştir. Uçak kanadı ince cidarlı bir kompozit kiriş olarak modellenmiş ve piezoeyleyiciler ve algılayıcılar yapının içine çift olarak çalışmaları için gömülmüştür. Gömülmüş olan bu piezoelektrik malzemeler, tüm kiriş boyunca uzanmaktadırlar ve bu sayede sınır moment kontrol yöntemini geçerli kılmışlardır. Kapalı devre aktif titreşim kontrolü kayma etkilerinin de dahil olduğu enine ve yanal eğilme bağlaşımı gösteren uçak kanadına uygulanmıştır. Oransal geri besleme ve hız geri besleme kontrol yasaları olmak üzere iki farklı kontrol yasası kullanılmıştır. Serbest titreşim problemi Extended Galerkin Yöntemi ile çözülmüş, çeşitli geometrik ve malzeme ile alakalı kalınlık oranı, açıklık oranı ve elyaf açıları gibi parametrelerin doğal frekanslar üzerindeki etkisi incelenmiştir. Elde edilen sonuçlar ışığında, parametrelerin değişimi ile birlikte kompozit uçak kanatlarının tasarımı için bilgiler elde edilmiştir. Hız geri besleme yasası, oransal geri besleme yasasına göre doğal frekanslar üzerinde daha fazla kontrol sağlaması nedeniyle daha elverişli bulunmuştur. Ayrıca hız geri besleme yasası sisteme suni yapısal sönümleme kattığından dolayı hava uzay yapılarında dinamik ya da aeroelastik kararsızlıklar doğurabilecek tehlikeleri engelleme potansiyeline sahiptir.

The development and implementation of active vibration control methods have attracted considerable attention in the recent years due to enhanced efficiency and performance requirements in aerospace structures. Using adaptive materials, the dynamic characteristics of structures could be controlled in a predictable manner to prevent dynamic instabilities such as structural resonance. This study presents the active vibration control of a diamond-shaped adaptive aircraft wing by using piezoelectric actuation. The aircraft wing is modeled as a thin-walled composite beam in which the piezoactuator/sensors are embedded into the structure to serve as couples. The piezoactuators/sensor are spread over the entire span to benefit from the bending moment control. The closed loop active vibration control is performed for the aircraft wing featuring the coupled motion of transverse and lateral bending including shear effects. Two different control laws, namely proportional feedback control law and velocity feedback control law are employed. The free vibration problem is solved by the Extended Galerkin Method (EGM) and the effects of several geometrical and material aspects such as thickness and aspect ratios, and ply angle on the natural frequencies are investigated. The obtained results with the variations of such parameters provide guidelines for the design of thin-walled composite aircraft wings. Through comparison the velocity feedback control law is found to be superior to the proportional feedback control law as it provides better controllability of natural frequencies. Furthermore, the velocity feedback law also introduces artifical structural damping, hence providing a capability of suppressing the oscillations which may cause dynamic/aeroelastic instabilities in aerospace structures.