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A cooling system for SMA (Shape Memory Alloy) based on the use of peltier cells
No full textRecently the development of new aeronautical structures and the implementation of innovative materials has been mandatory for succeeding in critical tasks in terms of weight, fuel consumption, aerodynamic efficiency, cost reduction and so on.
In fact, improvements in terms of aeroelastic behaviour, stability and manoeuvrability performance have been proved in the past, but now a new aircraft design concept is necessary and Shape Memory Alloy (S.M.A.) materials are taken into account for more and more aerospace applications.
S.M.A., are well doing for themselves for several engineering fields: from aeronautics to civils, from surgery to electronics and so on. Morphing wing field is benefiting of S.M.A.: some airfoil geometrical features (f.i. camber, chord) and some wing characteristics (twist angle, swept) are object of investigations aiming at producing suitable geometry variations achieving optimal configurations for different flight regimes.
In this work a S.M.A. tape, used as actuator system for a flap deflection by activation and de-activation through heating and cooling, by assuming complete Austenite and Martensite concentration, as initial and final states, has been considered.
In particular drawback of S.M.A. is the activation ??? deactivation time: even if the activation phase of S.M.A. tape, by heating through Joule effect, is reasonably fast, the de-activation phase by cooling the system is actually an open problem for this type of materials.
According to a real flap deflection on a civil aircraft actuation time has to be very fast in order to allow all manoeuvres during the flight.
In this PhD thesis a new concept of cooling time reduction of S.M.A. de-activation has been dealt with by means of a Peltier cell bonded on the S.M.A tape.
This is an innovative solution in terms of energy reduction because it is possible to shunt current from the system in order to supply the Peltier cell for the cooling effect on the tape.
The intent of the international scientific community is related to the reduction of energy consumption for the civil aviation in general and the adaptive wing is a choice as provided by a lot of theoretical and experimental studies.
In order to assure improved performance in different flight regimes actuator.
Finally a correlation between numerical and experimental results have been presented demonstrating the validity of the obtained results through the developed investigations.
This sytem, composed of Peltier cell has confirmed also an energy consumption reduction because the cell has been used for heating and cooling phase without additional system as resistive system (Joule effect).
This project shall be also industrial involvement in a new cost cut down point of view
Tecniche innovative di modellazione di pannelli di fusoliera in composito ad elevato smorzamento per l'abbattimento del rumore interno e/o esterno.
No full textQuesto lavoro è stato svolto dal candidato nell’ambito del corso di dottorato in Ingegneria Aerospaziale, Navale e della Qualità dell’Università degli Studi di Napoli “Federico II”. Le attività sono state svolte presso il Dipartimento di Progettazione Aeronautica ora Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale, sotto la guida del tutor Prof. Ing Leonardo Lecce, nell’ambito dei progetti di ricerca denominati ARCA (ottimizzazione delle caratteristiche Acustiche di mateRiali Compositi per l’Aeronautica) e COMFORT. L’attività di ricerca è stata finalizzata allo studio delle possibili soluzioni tecnologiche da applicare nel settore aeronautico per il miglioramento del comfort di volo, e più in dettaglio per l’abbattimento del rumore in cabina.
Negli ultimi anni, le problematiche ambientali sono state sempre più al centro dell’attenzione dei progettisti. Nella progettazione di un nuovo prodotto l’emissione di inquinanti, la nocività del processo produttivo e/o dei materiali impiegati hanno acquisito un ruolo sempre più importante, tanto da poter determinare il successo o meno del prodotto stesso. Il prodotto aeronautico è stato caratterizzato da una continua richiesta di miglioramento delle prestazioni in generale, soprattutto in termini di riduzione del peso e del consumo di carburante ovvero di riduzione degli inquinanti (NOx). Queste richieste trovano una possibile risposta nell’utilizzo in larga misura dei materiali compositi esteso alle strutture primarie della fusoliera. Se da un lato però i materiali compositi consentono una significativa riduzione di peso, dall’altro essi sono particolarmente permeabili al rumore, e quindi, per garantire un livello di comfort accettabile una parte della riduzione di peso viene vanificata dall’aggiunta dei materiali fonoassorbenti o smorzanti.
L’obiettivo del lavoro è lo sviluppo di metodi innovativi per la progettazione di pannelli in composito avanzato ovvero ad elevato smorzamento. Una possibile soluzione per aumentare lo smorzamento è l’inserimento, all’interno del laminato, di uno strato di materiale viscoelastico. Una configurazione di questo tipo implicherà una serie di problemi per i carichi ammissibili, per il processo di produzione, per la caratterizzazione del comportamento vibroacustico.
Il materiale smorzante può essere aggiunto all’interno del laminato con diverse configurazioni; oggetto di studio dell’attività di ricerca sono le seguenti tecniche:
1. Damping layer: inserimento, all’interno delle diverse plies del materiale composito è costituito di uno strato di materiale con particolari prestazioni smorzanti;
2. Embodied fibres: aggiunta di fibre di materiale smorzante all’interno del singolo layer del composito;
3. Compositi nanostrutturati: aggiunta di nanomateriali a livello di matrice e/o fibra.
Nel lavoro svolto è stata posta l’attenzione sulla prima configurazione, di cui è possibile una ricaduta industriale in tempi relativamente brevi. In futuro non è da escludere un impiego sinergico di questi diversi trattamenti e di sistemi a controllo attivo, in modo tale da ottenere globalmente prestazioni ottimizzate sia da un punto di vista del rendimento acustico sia dal punto di vista della riduzione di peso della struttura.
Il lavoro si inquadra nell’ambito di due progetti di ricerca denominati ARCA e COMFORT
Maneuver Load Controls, Analysis and Design for Flexible Aircraft
No full textThis thesis is based on studies about the use of Load Alleviation Systems aimed at controlling the flight maneuver loads. The system has to be able to reduce the wing bending in a specific wing station in the neighborhood of the wing root by means of a symmetrical actuation of the ailerons or other dedicated control surfaces located close to the wing tip.
The load alleviator deflection is performed in order to rearrange the aerodynamic loads. The results is the shift of the wing center of pressure inboard and a consequent reduction of the bending moment close to the wing root. As discussed so far, this way to proceed is not new, but the purpose of this work is to offer a practical approach to quantify the Load Alleviation during longitudinal maneuvers and to provide methods and numerical procedures useful for designing and/or analyzing such systems, by giving always particular emphasis to the importance of the structure flexibility, to be taken into account since the early stage of design.
The whole work is made of four parts.
The first part deals with symmetric balanced maneuvers, providing a method to evaluate the load alleviation effectiveness in an effortless and linear manner. A desired value of the bending moment alleviation in a generic fixed wing station can be obtained by following this method, for which the aerodynamic and load derivatives of the airplane are required. A numerical procedure aimed at determining such derivatives also for an aircraft in an unconventional configuration such as a Joined-Wing one, using a modal approach and taking into account aeroelastic effects, has been presented.
A limitation of the method is its inapplicability in high lift conditions, such as those falling between the points VS and VA of the Maneuver Diagram, at the vertical limit load factor, in the case of a positive value of Cmβ (negative swept wing). In such a situation, with the aircraft at its maximum attitude, the activation of the load alleviation system may produce the aircraft stall. Another relevant limitation especially in case of a strongly unconventional configuration consists in the uncontrollability of the internal load far from WCS. Extensive calculations are needed in order to prevent a sudden load increase with consequent unexpected structural failures.In the second part a method to estimate the control surface effectiveness when it is used as load alleviator is provided. An application to an EASA CS-25 Business Aircraft for two different kinds of maneuver and by adopting the ailerons as load alleviators, show that for a generic climb start maneuver, the maximum bending reduction at the wing root is about 37 percent, with a maximum aileron deflection less than 12 degrees.
This results are obtained by means of open-loop calculations only and involves methods that permits to take into account the aircraft flexibility together with plunge and pitch rigid-body motions by applying a modal approach.
The third part of the work is a conceptual design of a MLC system for longitudinal maneuver. The system, when switched on, is able to minimize the bending moment augmentation in a wing station near the wing root during an unsteady maneuver.
The system incorporates a Load Factor Feedback (LFF) to the elevators in order to perform a desired longitudinal maneuver by automatically acting on the elevators through a simple PID controller, whereas the Maneuver Load Control (MLC) is is accomplished by observing the bending on the wing root section and by symmetrically acting on the ailerons by means of a simple P controller. The goal is to minimize the difference between measured bending moment and 1-g bending moment.
All numerical analyses aimed at simulating the aircraft behavior during maneuver with MLC-on or MLC-off are performed both by taking into account and by neglecting the flexibility of the aircraft. Indeed the synthesis of the controllers has been made by tuning the gains in either case, i.e. for rigid and elastic aircraft, in order to appreciate the different performances, although gain and phase margins are kept constant.
The study demonstrates how much is important to consider the effect of aeroelasticity early in the conceptual design of such a MLC system, hence by providing much more reliable indications about their effectiveness and also about the quality of flight mechanics in general.
The fourth part is focused on the estimation of the fatigue life extension of a structural joint (wing lower skin-stringer) located close to the wing root. Analyses are carried-out for a business jet responding to the Part 25 of the EASA Certification Specification for two kinds of mission: short and long range.
Estimated fatigue life extensions result well beyond the most optimistic expectations, with life duration improvements up to 67.5 percent of the nominal fatigue life.
The better result is obtained for the long range mission for which flight loads are prominent with respect to the ground ones. The benefit to carry a MLC system becomes much more important as regards the fatigue life improvement.
Future work will be focused on the load alleviation in a gust environment, for which a correlation of unsteady local accelerations with the load characteristic to be alleviated is the challenging issue.
Another relevant effort to be faced with is the introduction of the unsteady aerodynamics instead of the quasi-steady one. The adoption of the modal approach with subsequent Roger approximation of the unsteady generalized aerodynamic forces will introduce in the state-space system further equations related to the modeled aerodynamic delays. A method aimed at observing and controlling them, also from a practical viewpoint, is the main expected difficulty to be overcome
Sviluppo di un innovativo dispositivo di smorzamento semiattivo, basato su tecnologia piezoelettrica per il controllo strutturale antisismico di edifici
No full textIl presente lavoro muove i suoi passi dalla collaborazione tra il Dipartimento d’Ingegneria
Aerospaziale D.I.A.S., unitamente ad altri dipartimenti dell’Università degli Studi di Napoli
Federico II, ed il Consorzio T.R.E., nell’attuazione del Progetto di Ricerca del M.I.U.R.,
denominato “Tellus Stabilita”,
Il progetto è stato rivolto alla sperimentazione di prodotti e tecniche innovative ed allo
sviluppo di nuove metodologie per la protezione dell’ambiente costruito civile dal danno
legato a sollecitazioni dinamiche ambientali, in modo particolare di tipo sismico.
Il progetto si è articolato su due linee di ricerca.
La prima ha riguardato gli strumenti per l’analisi del territorio e dell’ambiente costruito.
Relativamente a quest’area di indagine, nel progetto sono stati sperimentati strumenti,
individuate ed applicate metodologie, che consentano una rappresentazione dell’ambiente
costruito e che siano di supporto per una rapida individuazione delle aree o delle strutture a
rischio per quanto riguarda le sollecitazioni dinamiche ambientali.
La seconda linea di ricerca, relativa alle metodologie e tecnologie per il controllo strutturale,
ha avuto come obiettivo la riduzione del rischio, derivante da sollecitazioni ambientali di tipo
dinamico sulle costruzioni, attraverso un’attività di studio, sperimentazione e validazione di
metodologie innovative.In questa seconda area di indagine si è inserita l’attività del Dipartimento d’Ingegneria
Aerospaziale da cui parte, come ulteriore sviluppo, il lavoro, qui proposto.
Considerando tra le fonti di rischio da sollecitazioni ambientali, in modo particolare, quelle
sismiche, dato il loro elevato costo in termini di vite umane e di danni economici alle strutture, ci si è posti l’obiettivo di cimentarsi nello studio di un dispositivo di smorzamento
che abbia un carattere innovativo. Il dispositivo è stato pensato per un eventuale impiego,
finalizzato al controllo delle vibrazioni di una struttura civile durante un sisma.
Per questo il lavoro s’inquadra nell’ambito della tematica più generale del controllo delle
vibrazioni di una struttura e più specificamente nell’ambito del settore dell’antisimica ed
ancor in modo più ristretto nella disciplina del Controllo Strutturale, di cui si parlerà
diffusamente nel primo capitolo.
L’iter, presentato al lettore, si sviluppa su un totale di sei capitoli.
Nel primo capitolo, si presenta uno stato dell’arte del controllo strutturale. si classificano i
dispositivi di controllo strutturale secondo tre grandi famiglie, andando a descrivere di
ciascuna di esse le peculiarità, i vantaggi, gli svantaggi, i principali dispositivi e le principali
applicazioni.
Questa prima sezione, relativa allo stato dell’arte, nasce dalla convinzione che possedere un
quadro d’insieme completo delle metodologie di controllo strutturale, permetta di studiare e
comprendere meglio i dispositivi di controllo semiattivo, su cui si è posta l’attenzione
dell’attività di ricerca.Nel secondo capitolo si presenta l’idea per uno schema originale per la realizzazione di uno
smorzatore ad attrito e per l’implementazione in esso della tecnologia piezoelettrica.
Lo schema, adottato, è stato elaborato all’interno del dipartimento D.I.A.S. (Dipartimento
d’Ingegnerai AeroSpaziale) dell’Università Federico II di Napoli e risulta originale poiché
non rifacentesi ad alcuna configurazione preesistente.Inoltre nel capitolo s’individuano, sia la struttura del telaio, sia dell’eccitante sismica, che
definiscono una configurazione di studio, assunta come riferimento per definire le specifiche
di progetto del dispositivo.
Partendo da questa configurazione, si procederà a valutare, mediante uno strumento di
simulazione, la risposta attesa della struttura, sia in condizioni di assenza di controllo sia di
attivazione della tecnologia di controllo, opportunamente modellata nell’algoritmo di
simulazioneNel terzo capitolo, s’illustra l’algoritmo di simulazione, sviluppato in ambiente
Matlab/Simulink e denominato EarthSim, finalizzato a valutare la risposta della struttura in
condizioni di assenza e di presenza del sistema di controllo.
Nello stesso capitolo, utilizzando lo strumento di simulazione, appena citato, e fissato un
target di riduzione della risposta della struttura, eccitata dal sisma scelto, si individuano i
requisiti prestazionali, richiesti al dispositivo di controllo per conseguire il suddetto target.
Nella stessa sezione, si fornisce anche una breve descrizione dell’algoritmo di controllo, che è
stato modellato, insieme al dispositivo, nel software di simulazione.Nel quarto capitolo s’illustra la fase di progettazione, di dimensionamento geometrico e
strutturale del dispositivo e quella della scelta dei suoi componenti costitutivi.
La fase progettuale è qui presentata in sequenza ma essa ha costituito un ciclo progettuale,
essendo le varie scelte fortemente correlate tra loro.Nel penultimo capitolo, si riporta la descrizione della fase sperimentale, a valle della
costruzione del prototipo fisico. Si presenta il setup sperimentale, le prove eseguite
sull’attuatore piezoelettrico e sull’intero smorzatore, riportando i risultati e le loro valutazioniNel sesto ed ultimo capitolo, si riportano brevemente le conclusioni dell’attività svolta ed in
particolare i suoi possibili sviluppi futuri, alla luce anche di quanto visto in precedenza
Shape Memory Alloy for Aeronautical Applications
No full textThe aim of this thesis is to illustrate innovative applications of Shape Memory Alloy (SMA) in aeronautics.
After a brief introduction of the material intrinsic properties, illustrating and explaining the genesis of the Shape Memory Effect and of the Superelastic Effect, which determine the interest on this material from the scientific community and the industrial world, illustrations and explanations of the main material constitutive models are presented. We conclude by exposing, through applications, how you can integrate and exploit these effects in aeronautics.
Thanks to these two material intrinsic properties it has been possible to improve most of the problems that are still present during the design phase of an aircraft. In particular the innovative design concept of high lift systems and the improvement in response of the aeronautical structures subject to impact at medium-high energy have been studied and developed.
Thanks to the developed numerical and experimental methods it has been possible to analyze, design and verify numerically the solutions and then confirm totally or partially with experimental tests
PIROS - Progettazione Integrata di componenti multifunzionali per pplicazioni in sistemi del settore ferrotranviario e dei vettori di medie dimensioni, associata alla RealizzaziOne di speciali “facilities” per prove e qualificazioni di materiali in condizioni di fiamma.
No full textObiettivo del progetto PIROS è stato lo sviluppo di una metodologia di progettazione multidisciplinare, che integra modelli numerici per la previsione del comportamento termo-meccanico, vibro acustico e di degradazione al fuoco.
È stato, inoltre, realizzato un laboratorio numerico-sperimentale per l’analisi del comportamento alla fiamma di materiali/componenti secondo normative e procedure regolamentari (ISO, ASTM etc.), sia su piccola scala che intermedia, includendo anche l’analisi degli effluenti in combustione.
Risultati raggiunti
La validità delle metodologie e delle tecniche sperimentali individuate e sviluppate è stata verificata attraverso la realizzazione di dimostratori di due sottoinsiemi di veicolo significativi con le seguenti proprietà:
1. Elementi strutturali di casse veicolo ferroviario (pavimento e fiancata) in composito polimerico con caratteristiche multifunzionali di resistenza al fuoco, strutturali e buone proprietà acustiche:
o riduzione spessore del 25%
o riduzione peso del 18%
o isolamento acustico 39dB
o resistenza al fuoco sotto carichi strutturali: UNI EN 1363-1; REI 15
o resistenza strutturale: freccia max 3/1000 della luce
2. motore elettrico a magneti permanenti con particolari proprietà di isolamento termico e acustico.
o classe termica 220°C
o riduzione dell’ingombro motore del 21%
o riduzione del peso motore del 18%
o fonoisolamento (α): 0,8
o Transmission Loss: 8% (38dB
Experimental And Theoretical Modal Analysis On Two Versions Of A Twin Turboprop General Aviation Aircraft
No full textMultifunctional System for Active Noise Control and Damage Detection on a Typical Aeronautical Structure
No full text- …
