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https://www.repositorio.mar.mil.br/handle/ripcmb/845765| Título: | O efeito de enrijecimento por tensão piezeletricamente induzida na estabilidade aeroelástica de painéis aeronáuticos |
| Autor(es): | Almeida, Alex Evangelista de |
| Palavras-chave: | Efeito piezoelétrico Estabilidade aeroelástica Método dos elementos finitos |
| Áreas de conhecimento da DGPM: | Aeronáutica |
| Data do documento: | 2011 |
| Editor: | Instituto Tecnológico da Aeronáutica (ITA) |
| Descrição: | Este trabalho tem como objetivo o estudo da fronteira de estabilidade aeroelástica de painéis aeronáuticos, curvos ou planos, sujeitos ao efeito de enrijecimento provocado pelo atuador piezoelétrico (PZT). Empregou-se o Princípio de Hamilton para a obtenção das equações de equilíbrio e das condições de contorno do problema. O método dos elementos finitos foi empregado para a solução das equações. Consideraram-se painéis manufaturados em material composto (boro-epóxi) ou em material convencional (alumínio 2024-T3) e duas camadas de material piezoelétrico (PZT-5A), uma na face superior e outra na face inferior da placa. Aplicou-se voltagem no atuador piezoelétrico e determinou-se a pressão dinâmica correspondente à condição de ocorrência de flutter da estrutura. A análise foi estendida para várias configurações do painel, onde foram investigados: a variação do alongamento da placa, o efeito da curvatura, a influência do ângulo de laminação da placa, a influência das condições de contorno, o efeito da voltagem inversa e o efeito da variação de espessura do painel. O estudo mostrou que a tensão mecânica induzida pelo efeito piezoelétrico aumenta a velocidade de ocorrência do flutter, estabilizando a placa. Este enrijecimento da estrutura está relacionado à voltagem aplicada nos atuadores e aos parâmetros geométricos da placa. Desta forma, pode-se controlar a velocidade de ocorrência de flutter através do controle da voltagem aplicada e no projeto adequado das propriedades geométricas do painel. |
| Abstract: | This work aims to study the aeroelastic stability boundary of flutter in aircraft panels, curved or flat, subject to the stress stiffening caused by the piezoelectric actuator (PZT). The Hamilton's principle was used to obtain the equilibrium equations and boundary conditions of the problem. The finite element method was employed to solve the equations. Panels manufactured in composite material (boron-epoxy) or conventional material (aluminum 2024- T3) with two symmetric layers of piezoelectric material (PZT-5A), bonded to the top and bottom faces of the plates were investigated. Voltage was applied to the piezoelectric actuator to determine the dynamic pressure corresponding to the point of occurrence of flutter of the structure. The analysis was extended to various panel configurations and effects such as variation of elongation of the plate, the curvature, lamination angle of the plate, boundary conditions, reverse voltage and the variation at the thickness of the panel on the flutter velocity were investigated. The study showed that mechanical strain-induced piezoelectric effect increases the rate of occurrence of flutter, stabilizing the plate. This stiffening of the structure is related to the voltage applied on the actuators and the geometrical parameters of the plate. Thus, one can control the occurrence of flutter speed by controlling the voltage applied and the proper design of the geometric properties of the panel. |
| Tipo de Acesso: | Acesso aberto |
| URI: | https://www.repositorio.mar.mil.br/handle/ripcmb/845765 |
| Tipo: | Dissertação |
| Aparece nas coleções: | Aeronáutica: Coleção de Dissertações |
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