Please use this identifier to cite or link to this item: http://hdl.handle.net/10889/13891
Title: Ενεργός και παθητικός έλεγχος ατράκτου αεροσκάφους με τη χρήση πιεζοηλεκτρικών διεγερτών και αισθητήρων
Other Titles: Active and passive control of aircraft fuselage using piezoelectric actuators and sensors
Authors: Μανωλάκης, Ορέστης
Keywords: Παθητικός αποσβεστήρας
Ημιενεργός αποσβεστήρας
Αεροσκάφη
Keywords (translated): Passive tuned mass damper
Semi-active tuned mass damper
Aircrafts
Abstract: Η συγκεκριμένη έκθεση, έχει ως σκοπό, την περιγραφή της μείωσης των ταλαντώσεων που αναπτύσσονται σε ένα αεροσκάφος, λόγο του αεροδυναμικού θορύβου. Η περιγραφή αυτή, αφορά, ευρήματα της πειραματικής μελέτης – επαλήθευσης που πραγματοποιήθηκε σε πρωτότυπο εργαστηριακής κλίμακας. Η κρισιμότητα του προβλήματος έγκειται στο ότι ως κύρια πηγή εισόδου των κραδασμών, είναι το ουραίο του αεροσκάφους, ενώ οι μέγιστες ταλαντώσεις αναπτύσσονται στο πιλοτήριο (cockpit) καθώς και στην υπόλοιπη άτρακτο, με ελαφρώς μειωμένο εύρος. Αυτό καθιστά πρόβλημα στην αερομεταφορά των επιβατών αλλά και στην καταπόνηση των πιλότων. Ο τρόπος αντιμετώπισης λοιπόν που προτάθηκε, είναι η τοποθέτηση παθητικής και ημιενεργής διάταξης μείωσης των κραδασμών, στα κρίσιμα σημεία καταπόνησης. Η μελέτη αυτή πραγματοποιήθηκε πειραματικά, στο εργαστηριακής κλίμακας μοντέλο, αλλά και υπολογιστικά σε περιβάλλον MATLAB και Abaqus. Αρχικά, επιλέξαμε τις διαστάσεις, τα υλικά και τα χαρακτηριστικά του κατάλληλου πρωτότυπου εργαστηριακής κλίμακας. Δημιουργήθηκαν μοντέλα FEA (Finite Element Analysis) πλήρους κλίμακας και πραγματοποιήθηκαν αναλύσεις. Όσο για την πειραματική διάταξη, αυτή, κατασκευάστηκε και στηρίχτηκε ελεύθερα πάνω σε ιμάντες και εξοπλίστηκε με μετρητικά όργανα. Με βάση τα χαρακτηριστικά του μοντέλου του εργαστηρίου και χρησιμοποιώντας τα προηγουμένως εργαλεία ανάλυσης, προσδιορίσαμε τα κατάλληλα εξαρτήματα για τη ρύθμιση του παθητικού (PTMD) και του ημι-ενεργού ρυθμιστή μάζας (SATMD), την κατάλληλη βοηθητική μάζα και τον ενεργοποιητή. Η απόδοση των PTMD και SATMD μελετήθηκε για διάφορες τιμές αντίστασης και επαγωγής που παρέχουν τους μηχανισμούς απόσπασης ενέργειας, οι οποίοι παρέχουν την απαιτούμενη απόδοση ακινητοποίησης. Το επόμενο βήμα ήταν η διερεύνηση της προτεινόμενης ρύθμισης κατά των δονήσεων για την εξασθένιση των δημιουργούμενων ταλαντώσεων στο πρωτότυπο εργαστηριακής κλίμακας. Η απόδοση του συστήματος μελετήθηκε καθώς λειτουργούσε η αντικραδασμική διάταξη: (1) ως παθητική TMD, (2) ως ημιενεργό TMD με διάφορα επίπεδα αντίστασης συνδεδεμένα στους ακροδέκτες του ενεργοποιητή και για διάφορα επίπεδα επαγωγής που συνδέονται με τους ακροδέκτες τον ενεργοποιητή piezostack. Τα επίπεδα της επιτευχθείσας απόδοσης μέσω της προτεινόμενης ρύθμισης παρουσιάζονται σε σχέση με την απόδοση του αρχικού-βασικού συστήματος. Η βασική διαφορά μεταξύ παθητικού και ημι-ενεργού ελέγχου είναι πως στον ημιενεργό η αρχή λειτουργίας του βασίζεται σε πιεζοηλεκτρικό σε αντίθεση με το ελατήριο, του παθητικού αποσβεστήρα συντονισμένης μάζας. Ο λόγος που χρησιμοποιούμε πιεζοηλεκτρικό, είναι ότι με αυτό, έχουμε τη δυνατότητα να ελέγξουμε την επίδοση απόσβεσης καθώς και τη συχνότητα συντονισμού, μέσω της συνδεσμολογίας αντιστάσεων και πυκνωτών. Πρόκειται για έλεγχο σε μεγαλύτερο εύρος συχνοτήτων, σε αντίθεση με την παθητική απόσβεση, όπου εδώ, ο μηχανισμός απόσβεσης πρέπει να συντονίζεται κάθε φορά σε μία, συγκεκριμένη συχνότητα. Τα πειράματα του εργαστηριακού μοντέλου, υλοποιήθηκαν για κεντρική φόρτιση, στο μέσον του ουραίου δηλαδή, αλλά και για έκκεντρη, στην άκρη του ουραίου. Έτσι εξήγαμε αποτελέσματα για δύο τύπους διέγερσης και σε διαφορετικές θέσεις, πάνω στην άτρακτο. Οι θέσεις ενδιαφέροντος ήταν το πιλοτήριο (Cockpit point), το μέσον της ατράκτου μεταξύ πιλοτηρίου και φτερών (Mid1 point), καθώς και το δεξιό άκρο του φτερού (Right Wing point). Τα αποτελέσματα της χρήσης του αποσβεστήρα, τόσο για την κεντρική όσο και για την έκκεντρη φόρτιση, παραθέτονται σε σχετικά διαγράμματα και συγκρίνονται, κάθε φορά, με το αρχικό μοντέλο, χωρίς τη χρήση απόσβεσης.
Abstract (translated): The purpose of this report is to describe the reduction of oscillations that develop in an aircraft, due to aerodynamic noise. This description concerns the findings of the experimental study - verification carried out on a prototype of laboratory scale. The criticality of the problem lies in the fact that the main source of vibration is the tail of the aircraft, while the maximum oscillations develop in the cockpit as well as in the rest of the fuselage, with a slightly reduced range. This makes it a problem in passenger air transport but also in the stress of pilots. The proposed treatment is to place a passive and semi-active vibration reduction device at critical stress points. This study was performed experimentally, in the laboratory scale model, but also computationally in MATLAB and Abaqus environments. Initially, we selected the dimensions, materials and characteristics of the appropriate original laboratory scale. Full-scale FEA (Finite Element Analysis) models were created and analyzes were performed. As for the experimental structure, it was constructed and rested freely on straps and equipped with measuring instruments. Based on the characteristics of the laboratory model and using the previous analysis tools, we determined the appropriate components for the adjustment of the passive (PTMD) and semi-active mass regulator (SATMD), the appropriate auxiliary mass and the actuator. The performance of PTMDs and SATMDs has been studied for various resistance and induction values provided by the energy extraction mechanisms, which provide the required immobilization efficiency. The next step was to investigate the proposed vibration control to attenuate the oscillations generated in the original laboratory scale. The performance of the system was studied while the anti-vibration device was operating: (1) as a passive TMD, (2) as a semi-active TMD with various resistance levels connected to the actuator terminals and for various induction levels connected to the piezostack actuator terminals. The levels of performance achieved through the proposed setting are presented in relation to the performance of the initial-basic system. The main difference between passive and semi-active control is that in the semi-active the principle of operation is based on piezoelectric in contrast to the spring, of the passive tuned mass damper. The reason we use piezoelectric is that with it, we have the ability to control the damping performance as well as the tuning frequency, through the wiring of resistors and capacitors. This is a control over a wider range of frequencies, in contrast to passive damping, where here the damping mechanism must be tuned each time to a specific frequency. The experiments of the laboratory model were carried out for central charging, in the middle of the tail, but also for eccentric, at the tip of the tail. So we extracted results for two types of excitation and in different positions, on the fuselage. The places of interest were the cockpit (Cockpit point), the middle of the fuselage between the cockpit and the wings (Mid1 point), as well as the right wing end (Right Wing point). The results of the use of the damper, both for the central and for the eccentric charge, are presented in relevant diagrams and are compared, each time, with the original model, without the use of damping.
Appears in Collections:Τμήμα Μηχανολόγων και Αεροναυπηγών Μηχανικ. (ΔΕ)

Files in This Item:
File Description SizeFormat 
DT_M_MANOLAKIS_ORESTIS_6580.pdf2.92 MBAdobe PDFView/Open


Items in DSpace are protected by copyright, with all rights reserved, unless otherwise indicated.