The dissertation presents an improvement and application of the newly proposed technique for aeroelastic flutter test referred to as the emulated flutter test (EFT). The fundamental idea of EFT is that the aeroealstic closed-loop can be emulated by the proper set of sensors and actuators. The idea is based on the principle of the aeroelasticity in that the aerodynamic force is directly related to the structural deformation, and the distributed aerodynamic force can be reduced to the equivalent concentrated forces. The idea under consideration is a very attractive one to substitute traditional flutter test techniques since the required hardware devices (accelerometer and point-loading actuators) to realize this idea exactly coincides with the set-up for structural ground vibration test (GVT) hardware.
Doublet hybrid method (DHM) is chosen as aerodynamic model to calculate the unsteady aerodynamic force in subsonic regime. The DHM aerodynamic force model is written in a matrix form, the aerodynamic influence coefficient (AIC) matrix, then the AIC matrix on the aerodynamic panel grids is reduced to relate deformation on the sensor points to the force on the actuator points by the surface spline matrix. The obtained aerodynamic equivalent force is applied to the target structure through the proper force controller. In this regard, the EFT module for the flutter emulation test consists of two main parts: aerodynamic equivalent force calculator and multi-input-multi-output (MIMO) force controller. These two main parts together with the target test structure completes an aeroelastic closed-loop. On the developed EFT module, validation strategies to examine the accuracy of emulated flutter were suggested; check the aerodynamic damping trend in pre-flutter airspeed, and compare the flutter mode shape. Together with the suggestion of these strict validation means, application of accelerometer (in addition to the displacement sensor) and compact type of cheaper actuator, direct drive linear actuator (DDLA) are important improvements achieved in this research compared to the previous works. Further, with guaranteed flutter emulation accuracy, the EFT module was applied for the experimental verification of flutter suppression effect.
As in an earlier period of development, 2-dimensional thin plate structure was chosen as a target structure. Due to its simplicity, linear structure and aerodynamic model were sufficient to analyze its aeroelastic behavior. Flutter boundary and the mode shape from the EFT module were in a great agreement with the typical wind-tunnel flutter test result. In addition, the aerodynamic damping effect before reach to the flutter airspeed was as predicted in the analytical method, increased first and then decreased to induce a flutter. Either laser displacement sensors (LDS) or accelerometers were applied as a sensor to develop two different types of EFT module. Savitzky-Golay (SG) filter was utilized for the LDS signal differentiation whereas the Leaky integration filter (LIF) together with high-pass filter (HPF) was utilized for the accelerometer signal integration. Since the flexibility of the test structure makes signal drift issue of the integration more significant, EFT module based on LDS showed better performance in flutter emulation. Finally, the LDS based EFT module was applied to experimentally verify the effect of passive flutter suppression design. EFT modules for the structures before and after the modification was developed and then applied to examine the suppression effectiveness. This is one good example of a new technique’s application, taking advantage of the accuracy and simplicity of EFT module in flutter emulation.
공력 탄성학적 플러터(Aeroelastic flutter)를 모사하기 위한 실험 기법을 개발 및 검증하고, 그 활용 가능성을 확인하기 위한 응용 연구가 수행되었다. 이는 현존하는 플러터 인증 시험 기법인 비행 시험 또는 풍동 시험이 비용이 비싸고 결과의 정확도를 떨어뜨릴 수 있는 요소들을 포함하고 있다는 한계를 극복하기 위해 제안된 시험 기법으로, 그 정확도가 검증된다면 항공기 개발 단계에서 매우 유용하게 활용될 것으로 기대된다. 해당 시험 기법은 2011년도에 처음 제안되었으나, 비교적 강성이 약하고 평판 형태인 구조들에 대해서만 기초적인 실험이 수행되어 시험 기법의 실용적 측면에서의 응용 가능성 뿐 아니라 결과의 신뢰도 또한 충분히 검증되지 못한 상태였다.
본 연구에서는 이렇게 초기 단계에 머물고 있었던 플러터 모사 시험 기법의 완성도 및 신뢰도를 높이기 위해 플러터 발생 이전 상태에서의 구조 동적 응답 특성 및 플러터 구조 모드 확인을 수행하였고, 새로운 형태의 구조에도 응용하여 그 신뢰도를 높였다. 또한, 비교적 구조 변형이 큰 경우에만 사용될 수 있는 변위 센서 뿐 아니라 가속도 센서를 활용한 실험도 성공하여, 지상 진동 시험 설비 만으로 플러터 모사 시험이 가능함을 최초로 보였다. 실제 항공기 구조의 경우 고주파 저진동 구조 응답을 내는 경우가 대부분이기 때문에, 변위 센서를 활용한 실험은 높은 신호대잡음비로 인해 실질적으로는 활용이 불가능하여 가속도계의 활용 가능성의 증명은 필수적이었다. 또한, 개발된 시험 기법을 응용하여 플러터 억제 제어 장치의 유효성을 검증할 수 있는지 여부를 확인하는 실험을 수행하였으며, 풍동 실험에서 예측된 것과 유사한 정확도로 플러터 억제 효과를 확인할 수 있음 또한 보였다. 이러한 연구를 통해 기술의 실용화를 위한 초기 연구들이 수행되었으며, 실제 항공기에 적용될 수 있다는 실용적 활용 가능성을 입증하였다.
