In this paper, active shape control of hybrid composite structures actuated by shape memory alloy (SMA) wires and a morphing wing with variable camber using SMA actuators have been investigated. Thermo-mechanical properties of the SMA wires are experimentally measured and compared with results of numerical analysis using Liang and Brinson model. Hybrid composite structures are established by attaching the SMA actuators on the surface of graphite/epoxy composite beam and plate by bolt joint connectors. The first order numerical model is used to model the response of the hybrid composite structures attached the SMA actuators. The parameters of the first order model are experimentally determined and the response is compared with experimental data. For faster and more accurate shape/deflection control of the hybrid composite structure, feed-forward and PID feedback controllers are designed and applied to the hybrid composite structure. PID feedback controller significantly improves the performance of the SMA actuators. Recently, morphing concepts for UAV or MAV have been significant issues in aerospace engineering. This paper investigates a morphing wing with variable camber using SMA actuators. The test model is a symmetric wing structure composed of two tapered graphite/epoxy composite plates and a steel body. Four pairs of the SMA actuators are attached on the bottom surfaces of the wings in the chord-wise direction. SMA actuators produce enough deformation to improve the static and dynamic characteristics of the wing. Lift and Drag forces, most important static aerodynamic characteristics, are measured at various angles of attack. Lift of the wing is increased without increasing Drag forces when electric current is applied to the SMA actuators. Dynamic vibration signals are measured by FBG optical fiber sensor at the root of the wing. The FBG sensor is successfully applied to the monitoring of the aeroelastic unstable phenomena at various angles of attack. At flutter speed, limit cycle oscillation with constant frequency occurs. It is also observed that the vibration energy is concentrated on the flutter mode and increased with the increase of the airflow speed. The effects of the angle of attack on aeroelastic characteristics of the wing are investigated. Finally, the amplitude of the limit cycle oscillation is significantly reduced at the flutter velocity when SMA actuators are activated.
본 논문에서는 형상기억합금 선을 이용한 복합재 구조물의 능동 형상 제어와 형상기억합금 작동기를 이용하여 가변 캠버를 갖는 모핑 날개에 대한 연구를 수행하였다. 형상기억합금 선의 열-기계적인 특성을 실험적으로 측정하고 Liang과 Brinson이 제안한 수학적 모델의 해석 결과와 비교하였다. 그래파이트/에폭시 복합재 외팔보와 평판의 표면에 볼트-조인트 커넥터를 이용하여 형상기억합금 작동기를 부착하는 방법으로 복합재 구조물은 제작되었다. 형상기억합금 작동기가 부착된 복합재 구조물의 응답을 모델링하기 위하여 일차모델을 사용하였다. 일차 모델의 변수들은 실험을 통하여 결정하였으며 수치적 응답은 실험 결과와 비교하였다. 복합재 구조물의 보다 빠르고 정확한 형상/변형 제어를 위하여 PID 제어기를 설계하여 적용하였으며, 그 결과로 형상기억합금 작동기의 성능은 크게 향상되었다. 최근 들어 UAV 또는 MAV는 항공우주공학 분야에서 매우 중요한 분야가 되었다. 본 연구에서는 형상기억합금 작동기를 이용하여 가변캠버를 갖는 모핑 날개에 대하여 연구하였다. 실험 모델은 대칭인 두 개의 테이퍼를 갖는 그래파이트/에폭시 평판과 철 몸체로 구성되었다. 4쌍의 형상기억합금은 날개의 아래면에 시위방향으로 부착되었다. 형상기억합금 작동기는 날개의 정적, 동적 특성을 증가시킬 만큼 충분한 변형을 일으킬 수 있었다. 정적 공력 특성 중 가장 중요한 양력과 항력을 다양한 받음각에서 측정하였다. 형상기억합금에 전기를 가하였을때 항력의 큰 증가 없이 양력이 증가하였다. 동적 진동 신호는 FBG 광섬유 센서를 이용하여 측정하였다. FBG 센서는 여러 받음각에서 공력탄성학적인 불안정한 현상을 성공적으로 모니터링하였다. 플러터 속도에서 일정한 주파수를 갖는 제한주기운동이 발생하였다. 또한 플러터 모드로 진동 에너지가 집중되는 것을 확인할 수 있었으며, 속도의 증가에 따라 진동 에너지도 증가하는 것을 확인하였다. 날개의 공탄성 특성에 미치는 받음각의 효과를 살펴보았다. 플러터 속도에서 제한주기운동의 진폭은 형상기억합금 작동기를 이용하여 크게 줄일 수 있었다.
