External shell panels of hypersonic aerospace vehicles are subjected to high temperatures due to aerodynamic heating. The aerodynamic loads can also cause dynamic instabilities such as flutter. Therefore, a layered shell structure with improved thermal and vibration characteristic is always desirable. Use of smart materials such as Shape Memory Alloys (SMAs) can enhance the structure’s strength through their recovery stress. SMAs have a unique ability to recover large strains under thermal loads. If constrained, pre-strained SMA wires develop large tensile stresses. These stresses are added into the stiffness and thus the structure’s stiffness can be enhanced. Shape Memory Alloy Hybrid Composite (SMAHC) shell panels can have improved stiffness which enhances its thermal and vibration characteristics.
In the present study, vibration and thermal analyses with various volume fractions of SMAs have been performed and the effect of SMA recovery stress on the panel’s vibration and thermoelastic characteristics has been demonstrated. The panel’s stiffness is significantly increased due to the presence of recovery stress. In addition to the vibration analyses, thermoelastic analyses have been performed aimed at determining the critical reference temperature of a SMAHC shell panel. The critical reference temperature can be used as a reference temperature for modeling postbuckling response of cylindrical and conical panels. The finite element formulation is based on layerwise displacement theory. The layerwise theory approximates the in-plane displacements more accurately compared to single-layer theories. The need for refined theories increases to account for physically layered structures such as composites. The linear strain displacement relations have been used in the numerical formulation for conical shells.
The critical reference temperature has been found from two methods; Variation in Natural Frequency of the structure and an iterative eigenvalue scheme. The former method gives critical temperature at zero natural frequency whereas the later one gives a converged critical temperature after a few iterations. The results of the two methods are mutually verified.
In addition to that, the study includes the effect of increase of volume fraction and pre-strain on the critical reference temperature. The results of numerical analysis show that the recovery stresses of SMA wires can enhance the stiffness of structure and the SMAHC panel exhibits higher natural frequencies and critical reference temperatures compared to the conventional composite panel in the range of elevated temperatures. Also, considerable weight-reduction can be achieved for a given critical reference temperature through the use of SMAs in conventional composite panel.
고속비행체의 외부 패널은 공력가열에 의해 열 하중을 받게 된다. 또한 패널에 작용하는 공기력은 플러터와 같은 구조물의 불안정성을 유발할 수 있다. 본 연구에서는 지능 재료를 이용하여 고속비행체 외부 복합재료 패널의 열 탄성 및 진동 특성을 향상시키기 위한 연구가 수행되었다. 대표적인 지능 재료인 형상기억합금은 큰 변형 회복 능력을 가진다. 따라서 초기 변형을 가진 형상기억합금을 복합재료에 삽입하면 열 하중 하에서 큰 회복응력을 유발하여 구조물의 열 탄성 및 진동 특성을 향상시킬 수 있다.
본 연구에서는 수치해석 방법을 통해 형상기억합금 선(wire)이 삽입된 복합재료 패널의 열 탄성과 진동 특성에 관한 연구가 수행되었으며, 원통형 및 원뿔형 구조물에 대해서 형상기억합금 선의 부피비와 초기 변형율의 변화에 따른 특성을 살펴보았다. 복합재료 구조물의 해석을 위해서는 층별 변위장 이론에 기초한 유한요소법이 사용되었다.
자유진동 해석 결과 복합재료에 삽입된 초기 변형을 가진 형상기억합금의 회복응력은 구조물의 강성을 증가시켜 진동 특성을 향상 시킬 수 있음을 알 수 있었다. 또한 구조물의 좌굴 임계기준 온도 산출을 위해 선형 좌굴 해석을 수행하였다. 이러한 좌굴 임계기준온도는 쉘 구조물의 좌굴 후 거동을 예측하는데 사용된다. 좌굴 임계기준온도를 구하기 위해서, 온도의 변화에 따른 구조물의 고유진동수 변화를 예측하여 결정하는 방법과 한번의 반복 계산을 통한 고유치 해석 방법, 두 방법을 사용하여 상호 검증하였다. 해석 결과 초기 변형을 가진 형상기억합금의 삽입으로 좌굴 임계 기준온도를 향상시킬 수 있음을 알 수 있었다.
형상기억합금이 삽입된 복합재료 패널은 열 하중 하에서 구조물의 안정성을 향상시켜 기존의 복합재료 구조물과 비교할 때 고속비행체 구조물의 무게 감소를 가져와 구조물을 효율적으로 설계하는데 기여할 수 있을 것으로 판단된다.
