Investeşte în oameni!

FONDUL SOCIAL EUROPEAN Programul Operaţional Sectorial Dezvoltarea Resurselor Umane 2007 – 2013 Axa prioritară 1 „Educaţie şi formare profesională în sprijinul creşterii economice şi dezvoltării societăţii bazate pe cunoaştere” Domeniul major de intervenţie 1.5. „Programe doctorale şi post-doctorale în sprijinul cercetării” Titlul proiectului: „Studii doctorale pentru dezvoltare durabilă (SD-DD)” Numărul de identificare al contractului: POSDRU/6/1.5/S/6 Beneficiar: Universitatea Transilvania din Braşov

Universitatea Transilvania din Brasov Scoala Doctorală Interdisciplinară

Centrul de cercetare: Produse high tech pentru autovehicule

Ing. Camelia NICULIŢĂ

Contribuţii teoretice şi experimentale privind aripa adaptivă

(morphing) pentru aeronave

Theoretical and Experimental Contributions Regarding Aircraft’s

Adaptive Wing (Morphing)

Conducători ştiinţifici:

Prof. Dr. Ing. Ioan CÂNDEA (Membru ASAS)

Prof. Dr. Ing. Mat. Sorin VLASE

BRAŞOV, 2011

MINISTERUL EDUCAŢIEI, CERCETARII, TINERETULUI ŞI SPORTULUI

UNIVERSITATEA “TRANSILVANIA” DIN BRAŞOV BRAŞOV, B-DUL EROILOR NR. 29, 500036, TEL. 0040-268-413000, FAX 0040-268-410525

RECTORAT

D-lui (D-nei)

COMPONENŢA

Comisiei de doctorat Numită prin ordinul Rectorului Universităţii „Transilvania” din Braşov

Nr. 4686 din 27.07.2011

PREŞEDINTE: Prof. Dr. Ing. Anghel CHIRU Universitatea „TRANSILVANIA” din Braşov

CONDUCĂTOR ŞTIINŢIFIC: Prof. Dr. Ing. Mat. Sorin VLASE Universitatea „TRANSILVANIA” din Braşov

REFERENŢI: Cercetător Ştiinţific Gr. I Prof. Dr. Mat. CHIROIU Veturia. Institutul de Mecanica Solidelor, Academia Română.

Prof. Dr. Ing. Polidor BRATU Universitatea „DUNĂREA DE JOS” Galați.

Prof. Dr. Ing. Ioan CURTU Universitatea „TRANSILVANIA” din Braşov

Conducător ştiinţific, Prof. Dr. Ing. Mat. Sorin VLASE

Data, ora şi locul susţinerii publice a tezei de doctorat: 23.09.2011, ora 10, sala U II 3 la Aula Universităţii Transilvania din Braşov. Eventualele aprecieri sau observaţii asupra conţinutului lucrării vă rugăm să le transmiteţi în timp util, pe adresa: camelia.niculita@unitbv.ro Totodată vă invităm să luaţi parte la şedinţa publică de susţinere a tezei de doctorat. Vă mulţumim.

CUPRINS Pg.

teză

Pg.

rezumat

LISTA DE NOTAŢII ŞI ABREVIERI XI 1 CUVINTE CHEIE XII 2 STRUCTURA TEZEI XII 2 1. STADIUL ACTUAL AL REALIZĂRILOR ÎN CONSTRUCŢIA ARIPILOR PENTRU AERONAVE 1 3

1.1. Istoric 1 3 1.2. Structura aeronavei 5 4 1.3. Stadiul actual al realizărilor în domeniul aeronavelor cu aripă clasică 10 5 1.4. Structuri adaptive, aripi morphing 16 6 1.5. Materiale utilizate la construcţia aripilor 26 9

2. OBIECTIVELE TEZEI 43 15 2.1. Necesitatea studierii aripii adaptive cu înveliş din materiale compozite 43 15 2.2. Obiectivele tezei de doctorat 46 18

3. METODE TEORETICE DE CALCUL A STRUCTURILOR 49 21 3.1. Metoda elementelor finite 49 21 3.2. Determinarea influentei parametrilor laminei asupra caracteristicilor globale ale stratificatului 63 26

3.3. Criterii, reguli şi condiţii în definirea stratificatului 73 30 3.4. Concluzii asupra metodelor de calcul a structurilor 76 -

4. DETERMINAREA EXPERIMENTALĂ A CARACTERISTICILOR MECANICE PENTRU MATERIALE COMPOZITE 78 31

4.1. Determinarea caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite solicitate la tracţiune 83 32

4.2. Determinarea experimentală a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite solicitate la încovoiere 115 46

4.3. Concluzii asupra caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite 128 51 5. ARIPA ADAPTIVĂ - CONCEPT ŞI ANALIZA CU ELEMENTE FINITE 129 52

5.1. Introducere. Scurta descriere a metodologiei 129 52 5.2. Definirea unei noi soluţii constructive de aripa adaptivă 130 52 5.3. Precalculul aripii adaptive 135 54 5.4. Calculul distribuţiei de forţe şi mase 138 54 5.5. Modelarea şi analiza cu elemente finite a aripii adaptive 146 57 5.6. Concluzii asupra analizei cu elemente finite a aripii adaptive 161 63

6. CONCLUZII FINALE. 162 64 6.1. Stadiul actual al realizărilor în construcţia aripilor pentru aeronave 162 64 6.2. Metode teoretice de calcul a structurilor 163 65 6.3. Determinarea experimentală a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite 165 67

6.4. Aripa adaptivă - analiza cu elemente finite 166 68 6.5. Concluzii generale 167 69

7. CONTRIBUŢII ORIGINALE, VALORIFICARE şi DIRECŢII VIITOARE DE CERCETARE 168 70

7.1. Contribuţii originale 168 70 7.2. Valorificarea şi diseminarea rezultatelor 170 72 7.3. Direcţii viitoare de cercetare 172 74

BIBLIOGRAFIE SELECTIVĂ 173 75 Scurt rezumat - 80 CV - 81

TABLE OF CONTENTS Pg.

thesys

Pg.

abstract

LIST OF NOTATIONS AND ABBREVIATIONS XI 1 KEY WORDS XII 2 STRUCTURE OF THESIS XII 2 1. CURRENT STATUS OF DEVELOPMENTS IN THE FIELD OF AIRCRAFT WINGS 1 3

1.1. History 1 3 1.2. Aircraft Structure 5 4 1.3. Actual Status of Developments in the Field of Classic Wing Aircrafts 10 5 1.4. Adaptive Structures, Morphing Wings 16 6 1.5. Materials Used for Wing Constructions 26 9

2. OBJECTIVES OF PhD. THESIS 43 15 2.1. Necessity of the Study for Adaptive Wings with Composite Materials Skin 43 15

2.2. Objectives of PhD. Thesis 46 18 3. THEORETICAL METHODS FOR STRUCTURE CALCULATIONS 49 21

3.1. Finite Elements Method 49 21 3.2. Ply Parameters Influence on the Global Characteristics of the Stacking 63 26 3.3. Criteria, Rules and Conditions for Stacking Definition 73 30 3.4. Conclusions Regarding the Methods for Structure Calculations 76 -

4. EXPERIMENTAL DETERMINATION OF THE MECHANICAL CHARACTERISTICS OF THE COMPOSITE MATERIALS 78 31

4.1. Determination of the Mechanical Characteristics of the Composite Materials at Tension 83 32

4.2. Determination of the Mechanical Characteristics of the Composite Materials at Bending 115 46

4.3. Conclusions Regarding the Mechanical Characteristics of the Composite Materials 128 51

5. ADAPTIVE WING - CONCEPT AND FEM ANALYSIS 129 52 5.1. Introduction. Short Description of the Methodology 129 52 5.2. Definition for a New Constructive Concept of an Adaptive Wing 130 52 5.3. First Step Calculation for the Adaptive Wing 135 54 5.4. Mass and Loads Distribution Calculations 138 54 5.5. Model and FEM Analysis of the Adaptive Wing 146 57 5.6. Conclusions Regarding the FEM Analysis of the Adaptive Wing 161 63

6. FINAL CONCLUSIONS 162 64 6.1. Current Status of Developments in the Field of Aircraft Wings 162 64 6.2. Theoretical Methods for Structure Calculations 163 65 6.3. Experimental Determination of the Mechanical Characteristics of the Composite Materials 165 67

6.4. Adaptive Wing - Concept and FEM Analysis 166 68 6.5. General Conclusions 167 69

7. ORIGINAL CONTRIBUTIONS, RESULTS REVALUATION AND FUTURE RESEARCH DIRECTIONS 168 70

7.1. Original Contributions 168 70 7.2. Results Revaluation and Dissemination 170 72 7.3. Future Research Directions 172 74

SELECTIVE BIBLIOGRAPHY 173 75 ABSTRACT - 80 CV - 81

1

LISTA DE NOTAŢII ŞI ABREVIERI mc_fs = materialul compozit armat cu fibre de sticlă; mc_fc = materialul compozit armat cu fibre de carbon; σ = tensiune;

ν = coeficientului de contracţie transversală (coeficientului lui Poisson) ;

Ε = modul de elasticitate longitudinal (modulul lui Young); G = modul de elasticitate transversal; F = forţa; A = arie; ε = deformaţie specifică; [N] = matricea funcţiilor de formă; [B] = matricea de transformare a deplasărilor în deformaţii specifice;

kS ][ = matricea conformă;

kQ][ = matricea de rigiditate; [K] = matricea de rigiditate a laminatului; [A] = matricea de rigiditate de extindere; [B] = matricea de rigiditate de cuplare; [D] = matricea de rigiditate la încovoiere;

0L = lungime de referinţă a epruvetelor; v = viteză de încercare; V = volumul; L = distanţa dintre reazeme, în [mm]; h = grosimea epruvetei, în [mm]; b = lăţimea epruvetei, în [mm]; CFRP = Carbon Fiber Reinforced Polimer; GFRP = Glass Fiber Reinforced Polimer; VBA = Visual Basic for Applications; VM = von Mises; st. = strat.

2

CUVINTE CHEIE Aripă adaptivă / Aripă morphing, Aripă cu geometrie variabilă; Aeronava, Avion, Vehicul aerian; Parametrii aerodinamici, Rezistenţă la înaintare; Materiale compozite, Stratificate, Laminate, Orientare; Modul de elasticitate longitudinal, Modul de elasticitate transversal; Model / Analiza cu elemente finite.

STRUCTURA TEZEI Teza de doctorat este structurată pe 7 capitole. Pe parcursul lucrării sunt utilizate şi prezentate (fără anexe) un număr de 207 figuri, 34 tabele şi 54 relaţii matematice. Cele 3 anexe conţin datele necesare calculelor sub formă de text, tabele şi grafice. Bibliografia conţine 117 referiri bibliografice. Structura tezei împărţită pe capitole:

Capitolul Nr. pagini Nr. figuri Nr. tabele Nr. relaţii 1 42 36 3 5 2 6 1 - - 3 30 27 1 18 4 55 96 26 - 5 33 47 4 31 6 6 - - - 7 5 - - -

Bibliografie 7 - - - Anexe 8 44 4 -

3

1. STADIUL ACTUAL AL REALIZĂRILOR ÎN CONSTRUCŢIA ARIPILOR PENTRU AERONAVE

1.1. Istoric Zborul a fost un fenomen care a trezit interesul omului încă din antichitate. Împlinirea acestei dorinţe a trebuit să aştepte mii de ani pentru a se realiza. Începând cu contemplarea zborului păsărilor, trecând apoi prin mitologie - cea care a precedat ştiinţa - care este plină de referiri la ideea de zbor şi terminând cu primele încercări, totul arată zbaterea uriaşă care a fost necesară pentru împlinirea acestui vis. Totuşi, aviaţia, în sensul modern al cuvântului, implică zborul controlat utilizând aparate mai grele decât aerul. Astfel, în 16 decembrie fraţii Wright au realizat primul zbor cu durata de 12 secunde parcurgând o distanţă de 36 metri, acesta fiind primul zbor cu pilot din lume al unui avion [90]. Acesta este momentul naşterii aviaţiei, aşa cum este recunoscut pe tot globul. Avionul lor, spre deosebire de cele precedente, putea fi controlat în zbor, realizînd mişcări în jurul celor trei axe. Pe 12 noiembrie 1906, Alberto Santos-Dumont a realizat ceea ce Brazilia susţine ca ar fi primul zbor care nu a necesitat catapultare (decolare numai cu mijloace proprii). Titlul de primul zbor autonom cu decolare prin mijloace proprii este disputat cu Traian Vuia, care a realizat la Montesson, în 18 martie 1906, un zbor de 12 metri. De aici înainte, s-a încercat descoperirea principiilor zborului şi a creşterii manevrabilităţii. Utilizând tunele aerodinamice, s-au dezvoltat aripi şi elici mai performante. Datorită dezvoltării industriei auto, noi motoare mai puternice şi mai uşoare au fost dezvoltate şi modificate special pentru utilizarea pe avioane. În anii următori, alţi constructori au realizat şi ei aparate de zbor din ce în ce mai puternice şi performante. Pornind de aici, aviaţia a cunoscut o dezvoltare uimitoare. Deşi cunoştinţele şi tehnica în domeniul aeronautic încă nu erau dezvoltate la acea dată şi la noi în ţară au existat cercetători şi inventatori care, conduşi de necesitatea acestor tehnologii, cât şi de dorinţa de cunoaştere, au adus contribuţii importante. Urmând linia trasată de precursori, epoca modernă a dat o serie de inventatori români care au ales domeniul aeronautic. În continuare sunt enumerate câteva dintre personalităţile importante ale aviaţiei romaneşti: Traian Vuia (1872 - 1950), Aurel Vlaicu (1882-1913), Henri Marie Coandă (1886 - 1972). Pe lângă cei enumeraţi mai sus, mulţi alţi români au adus contribuţii în domeniul aero-spaţial: Ion Grosu, Radu Manicatide şi Iosif Şilimon împreună cu echipele de ingineri ale IAR Braşov, Herman Oberth, Elie Carafoli, Petre Augustin, Mihai M. Niţă. Datorită acestora, s-au format centre de cercetare aeronautică în universităţi din întreaga ţară: Bucureşti, Braşov, Craiova, Bacău. Important este faptul că şi în România a existat interes încă din cele mai vechi timpuri pentru acest domeniu, interes continuat de-a lungul timpului.

4

1.2. Structura aeronavei Aerodina este un vehicul aerian construit pe principiul zborului mecanic, care desemnează toate maşinile aeriene capabile de zbor, dar care nu sunt aerostate (care nu se bazează pe principiul plutirii corpurilor) [57], [75]. Aerodinele se împart în trei categorii: ornitoptere (cu aripi batante), elicoptere (cu aripă rotativă) şi aeroplane (cu aripă fixă), categorie subîmpărţită în: avioane şi planoare. Această lucrare este axată pe studiul avioanelor, celelalte categorii de aerodine nefiind descrise în continuare. Astfel, avionul este o aerodină prevăzută cu o suprafaţă portantă ce asigură sustentaţia datorită vitezei de deplasare. Viteza de deplasare este asigurată de acţiunea unor grupuri motopropulsoare. Forma generală şi structura iniţială a avionului nu au suferit multe schimbări de-a lungul timpului, deşi au fost îmbunătăţite continuu. Diferite variaţii au fost aplicate pentru a răspunde mai bine cerinţelor tehnologice şi aerodinamice ale timpului. Forma, configuraţia şi structura avionului este influenţată şi de forţele care acţionează asupra lui în timpul zborului dar şi la sol: greutatea, tracţiunea (dată de motoare), rezistenţa la înaintare şi portanţa. Portanţa ( P ) şi rezistenţa la înaintare ( R ) se calculează funcţie de coeficienţii de portanţă ( zC ) şi de rezistenţă la înaintare ( xC ) la o anumită incidenţă (α). Aceşti coeficienţi se măsoară pe stand în tunele aerodinamice. Forma exterioară a avionului, dimensiunile, motorizarea, organizarea structurală a componentelor sale îi influenţează direct performanţele. Avionul este un aparat complex alcătuit în mod normal din următoarele subsisteme: structura de rezistenţă, sistemul de propulsie, echipamentele de bord şi aparatele de comandă a zborului, instalaţiile şi mecanizarea aeronavei. Ampenajele sunt elemente care reprezintă pentru aeronavă "organele" de echilibru, stabilitate şi comandă. Se compun de regulă din ampenajul vertical format din direcţie (partea fixă) şi derivă (partea mobilă) şi ampenajul orizontal format din stabilizator (partea fixă) şi profundor (partea mobilă). Fuselajul este partea aeronavei în care este plasată cabina piloţilor, cabina pasagerilor, încărcătura de transport şi cea mai mare parte a echipamentelor şi instalaţiilor de bord. El reprezintă corpul central de care se leagă aripa, ampenajele şi trenul de aterizare. Fuzelajul trebuie să aibă o rezistentă la înaintare minimă. De aceea forma sa trebuie să fie aerodinamică, să aibă cât mai puţine proeminenţe [75]. Aripa este una dintre cele mai importante componente ale avionului. Ea produce forţa necesară sustentaţiei (portanţa). Pe aripă sunt montate şi suprafeţele de comandă numite eleroane cu ajutorul cărora aparatul se poate roti în jurul axei longitudinale. De asemenea pe aripă sunt montate dispozitivele de hipersustentaţie cum ar fi voleţii de bord de atac şi flapsurile, care cresc portanţa în fază de decolare şi aterizare, La unele avioane motoarele sunt montate sub aripă sau chiar în aripă. Structura clasică a unei aripi este realizată din lonjeroane dispuse longitudinal de-a lungul aripii, rigidizate din loc în loc cu nervuri. Învelişul aripii este şi el rigidizat cu lise.

5

1.3. Stadiul actual al realizărilor în domeniul aeronavelor cu aripă clasică

În zborul aerodinamic, bazat pe forţa portantă, cea mai importantă parte a avionului este aripa. Împreună un ampenajele, aripa asigură sustentaţia, stabilitatea şi manevrabilitatea avionului. Condiţiile ce se impun aripii decurg din rolul ei pe avion şi pot fi sintetizate în: - condiţii aerodinamice (performanţe aerodinamice cât mai bune); - condiţii de rezistenţă (rezistenţă şi rigiditate la o greutate minimă a structurii); - condiţii tehnologice (de fabricaţie şi exploatare) şi constructive. Acestea trebuie astfel adoptate încât să permită o fabricaţie, exploatare şi reparaţie uşoară. Elementele constructive ale unei aripi de avion sunt: lonjeroanele, lisele, nervurile, panourile de înveliş şi alte piese componente, de rigidizare (de exemplu montanţi).

Figura 1.1 Structura internă a aripii [75] Lonjeronul este principalul element de rezistenţă într-o aripă, preia cea mai mare parte din forţele şi momentele ce acţionează asupra acesteia. Are aspectul unei grinzi consolidate alcătuite din tălpi şi inimă [75], [92]. Nervurile reprezintă al doilea element de rezistenţă al aripii, fiind elemente de rigidizare transversală a aripii. Au forma profilului şi se fixează pe lonjeron. Au de obicei găuri de uşurare şi găuri tehnologice pentru a permite trecerea comenzilor, cablurilor etc. Lisele sunt elemente de rezistenţă care transmit eforturile aerodinamice de la înveliş spre nervuri, sunt montate în lungul aripii cu rolul de a prelua solicitările axiale datorate încovoierii aripii. Ele trebuie să fie rezistente la întindere, compresiune şi măresc rezistenţa învelişului la deformaţie [75] , [92]. Învelişul are rolul de a menţine forma aripii şi de a prelua eforturile datorate distribuţiei de presiune pe care le transmite către lise, nervuri şi lonjeroane. Este realizat din tablă de duraluminiu sau aliaje pe bază de titan, magneziu, materiale compozite etc.

6

1.4. Structuri adaptive, aripi morphing Termenul de «Morphing» reprezintă capacitatea de morfozare, de modificare a formei, de a suferi o transformare (conform dicţionarului Webster) [72] [63]. Aripile convenţionale sunt proiectate pentru un anumit tip de misiune. O aeronavă clasică va zbura apropiat de optim doar la condiţiile de zbor pentru care a fost proiectată. Aripile morphing oferă posibilitatea de a creşte performanţele aerodinamice pentru condiţii de zbor diferite folosind schimbări mari în geometria aripii. Performanţele unei aeronave cu aripă morphing pot fi apropiate de performanţa ideală pentru diferite tipuri de misiuni, pe când un avion convenţional prezintă performanţe mai slabe [14]. Multe structuri adaptive au luat naştere în urma observării formelor de viaţă din natură: anumite animale sunt în măsură să îşi schimbe drastic dimensiunea, forma şi alte caracteristici. De exemplu: peştele balon poate să-si schimbe dimensiunea când se află în pericol. Acest concept de mofozare se regăseşte şi la aripile păsărilor ce îşi reconfigurează forma în zbor. În domeniul aviatic reconfigurarea majoră a aripii în zbor a apărut necesară odată cu creşterea vitezelor de exploatare. Aceasta s-a întâmplat când a fost introdusă aripa cu săgeată variabilă care se întâlneşte în special în aviaţia militară, pentru a spori eficacitatea misiunilor (exemplu: F14 Tomcat). Deşi tehnologiile morphing sunt relativ noi, ca domenii de cercetare în industria aerospaţială, conceptul aripii morphing, care îşi schimbă forma este la fel de vechi ca zborul motorizat în sine [48]. Fraţii Wright au folosit aripile flexibile cu scripeţi şi cabluri pentru a roti vârful aripii (la bordul de fugă) şi a schimba astfel direcţia de deplasare a avionului. Pe atunci o astfel de abordare a fost cunoscută sub numele de aripă tractată, dar în prezent este menţionată ca aripă morphing [98]. Conceptul de aripă flexibilă, a fost părăsit odată cu creşterea performanţelor şi greutăţii avioanelor şi trecerea la aripa rigidă, cu eleroane şi flapsuri. Reconfigurarea majoră a aripii în zbor a apărut necesară odată cu creşterea vitezelor de exploatare. În 1948 a fost construit primul avion cu săgeată variabilă Bell X-5, capabil să-şi modifice săgeata aripii în zbor pe trei poziţii 20°, 40° şi 60°. Aripa cu geometrie variabilă ar fi urmat să crească performanţele la decolare şi aterizare, precum şi viteza de croazieră subsonică, să îmbunătăţească comportarea în regim transonic şi să reducă rezistenţa la înaintare în regim supersonic. Obiectivele propuse au putut fi atinse, dar numai prin creşterea deosebit de mare a complexităţii dispozitivelor de acţionare a suprafeţelor mobile, cu consecinţe privind creşterea masei şi puterii motorului dar şi cu scăderea fiabilităţii şi creşterea dificultăţii operaţiilor de întreţinere. Astăzi există mii de aeronave, fiecare performând în misiunea pentru care a fost proiectată [64][88].

7

1.4.1. Tipuri şi soluţii constructive de aeronave cu structuri adaptive În aviaţie, tendinţa este de a se creea aeronave adaptive pentru un număr nelimitat de misiuni. Unele modele moderne de aeronave morphing pot fi văzute în uz astăzi:

Figura 1.2 B-1B Lancer

Avioanele cu aripa cu geometrie variabilă utilizează principiul pivotării aripii in jurul unui ax montat la îmbinarea cu fuselajul, pentru a putea modifica unghiul de săgeata al aripii. La viteze mici sunt necesare anverguri mari (săgeată mică) pentru o portanţă crescută, iar la viteze mari sunt necesare săgeţi mari pentru rezistenţă redusă.

Figura 1.3 Aripa avionului de încercare a conceptului MAW

Mission Adaptive Wing (MAW) a fost prima încercare a unei aripi cu cabrare variabilă continuă. Proiectul a demarat în 1960, iar avionul rezultat a fost utilizat în cadrul USAF din 1967 până în 1998. Proiectul a avut drept obiectiv îmbunătăţirea performanţelor avionului prin adaptarea formei profilului aripii pentru fiecare fază a misiunilor realizate.

Figura 1.4 Abordarea AAW / abordarea convenţională

Active Aeroelastic Wing (AAW) este un concept care integrează aerodinamica, comenzile active şi structura vehiculelor aeriene, pentru cre;terea performanţelor. A fost introdus în folosinţă în 1983 pe avionul F18/A. Are că obiectiv utilizarea unei aripi mai uşoare şi mai flexibile pentru îmbunătăţirea manevrabilităţii avioanelor viitorului.

Aripa oblică este un concept de aripă cu săgeată variabilă. Ea este instalată astfel încât să se rotească pe un singur pivot central, un vârf de aripă se orientează spre faţă, iar celălalt spre spate. Rezistenţa la înaintare este redusă astfel la viteze mari. Aripa telescopică este un concept care permite creşterea vitezei de croazieră, o decolare şi o aterizare scurtă prin mărirea anvergurii, deci a suprafeţei portante. Un alt tip de morphing care preocupă tot mai mult cercetătorii din domeniul aeronauticii sunt jeturile longitudinale fluide. Aceasta reprezintă un concept de creştere a sustentaţiei, prin mărirea virtuală a anvergurii şi este aplicabil aripilor de alungire mică.

8

1.4.2. Aeronave morphing în prezent şi tendinţe Revenirea la aripa flexibilă, adaptivă, este un concept studiat în prezent de armata americană, NASA, organizaţii de cercetare, universităţi americane şi europene:

Figura 1.5 MFX-1 Morphing Flight Model

(NextGen Aeronautics)

Avionul Morphing Flight Model îşi schimbă săgeata şi lungimea corzii, folosind pentru înveliş un material flexibil care se deformează după cum se modifică scheletul aripii şi asigură astfel protecţia acestuia chiar la viteze mari. Încercările făcute au arătat că avionul poate să-şi modifice suprafaţa aripii cu 40%, anvergura cu 30% şi unghiul de săgeată, de la 15° la 35°.

Figura 1.6 Lockheed Martin Morphing

UAV (aripă pliantă)

Concernul Lockheed Martin, se orientează în domeniul aripii morphing spre o aripă pliabilă care-şi schimbă forma din poziţie complet extinsă în poziţie de atac în 10-39 secunde. Avionul foloseşte învelişuri de silicon ranforsate cu metal care permit elongaţia de 150% în zona şarnierei.

Figura 1.7 Avion cu winglet-uri adaptive -

Bristol University

Universitatea din Bristol a ales să se concentreze asupra avioanelor cu winglet-uri adaptive. Acestea, mişcate în tandem permit botului avionului să se pivoteze în sus sau în jos faţă de profilul aripii şi îl ajustează pentru un nou echilibru longitudinal. Când sunt mişcate diferenţiat, winglet-urile adaptive fac posibilă înclinarea avionului deoarece o jumătate de aripă produce mai multă portanţă decât cealaltă.

În lumea ştiinţifică, există în prezent certitudinea că obiective precum îmbunătăţirea performanţelor nu pot fi realizate utilizând materiale şi sisteme de acţionare clasice. De aceea, efortul de concepţie şi de realizare a avioanelor adaptive / morphing, are ca fundament materialele inteligente, cu efect de memorie a formei, precum şi a sistemelor de acţionare distribuită, a sistemelor adaptive. Pe alte direcţii, oamenii de ştiinţă încearcă dezvoltarea de noi tehnologii şi mecanisme adaptive / morphing, care să îşi poată modifica forma funcţie de necesităţile si parametrii locali, astfel încât să răspundă solicitărilor impuse într-un mod optim.

9

1.5. Materiale utilizate la construcţia aripilor Pentru a putea îndeplini toate condiţiile cerute, în construcţiile aeronautice se folosesc mai multe categorii de materiale. Dintre materialele folosite în construcţia aeronautică se pot enumera: lemnul, placajul, pânza, oţelurile, duraluminiul , materialele plastice, fibre de sticlă şi fibre de carbon. În continuare sunt prezentate comparativ materialele tip duraluminiu şi materialele compozite armate cu fibre de sticlă şi fibre de carbon, deoarece acestea vor fi utilizate şi comparate în calculele efectuate pentru învelişul aripii adaptive. Duraluminiul a fost ales pentru comparaţia cu materialele compozite pentru că acesta reprezintă soluţiile actuale având proprietăţi mecanice relativ bune la o greutate specifică relativ mică.

1.5.1. Aluminiul şi aliajele sale Aluminiul este al treilea element ca răspândire în natură, după oxigen şi siliciu. Este elementul cu numărul de ordine 13 şi greutatea atomică 26,974 în sistemul periodic al elementelor. Este un metal alb cu punctul de topire 660°C şi densitatea ρ = 2,70 g/ cm3. Rezistenţa la solicitări mecanice este relativ redusă, însă aliat cu diferite alte elemente poate prezenta proprietăţi mecanice superioare. Modulul de elasticitate se alege pentru aluminiu şi aliajele sale în jurul valorii de E = 70000 MPa. În scopul îmbunătăţirii proprietăţilor mecanice, aliajelor de aluminiu li se aplică tratamente termice. Pentru învelişul aripii adaptive se alege un aliaj de aluminiu din clasa 2000. Aceste aliaje necesită tratament termic pentru a obţine proprietăţi mecanice similare oţelurilor uşoare. Aliajul 2024 T42 face parte din aliajele cunoscute pentru aeronave şi este utilizat pe scară largă. În calculul prezentat în capitolul de modelare cu elemente finite a aripii se vor folosi următoarele proprietăţi mecanice pentru aliajul de aluminiu 2024T42 [42] (valorile - A, minimum pe direcţia L/LT): - grosimea plăcii din aliaj: 1.6 mm < s ≤ 6.0 mm, - rezistenţa la rupere: Rm = Ftu = 415 MPa - rezistenţa la curgere: Rp 0.2 = Fty = 250 MPa - rezistenţa la forfecare: Rsu = Fsu = 250 MPa - rezistenţa la rupere (strivire): Rbru = Fbru = 820 MPa (e/d=2.0) - rezistenţa la curgere (strivire): Rbry = Fbry = 525 MPa (e/d=2.0) - modul de elasticitate longitudinală: E = 70000 MPa - modul de elasticitate la compresiune: Ec = 73000 MPa - coeficientul lui Poisson: ν = 0.33 - densitatea: ρ= 28000 kg/m3 În notaţiile folosite mai sus pentru rezistenţa la strivire, e/d (edge distance) reprezintă distanţa de la gaură până la marginea cea mai apropiată a piesei.

10

1.5.2. Materialele compozite COMPOZIT - alcătuit din elemente disparate, diferite. În tehnică, materiale compozite reunesc într-un singur produs elemente care de obicei nu se asociază în mod natural.

Figura 1.8 Material compozit stratificat

Un compozit se compune dintr-un material de bază numit matrice, în general cu proprietăţi slabe, dar cu preţ de cost scăzut, ranforsat (întărit) cu alte materiale, sub formă de fibre continue, fibre scurte sau particule, care au proprietăţi mecanice, fizice sau chimice deosebite, dar au un preţ de fabricaţie mai ridicat. Matricea într-un compozit încapsulează ranforsantul şi asigură un mediu relativ rigid care este capabil de a transfera efortul la componenţii fibroşi. Încărcarea trebuie să fie distribuită între matrice şi ranforsant, matricea ţinând fibrele la un loc şi transferând efortul din fibră în fibră. Fibrele pot fi orientate pe direcţii specifice.

În funcţie de forma şi dimensiunile relative atât a componentei de armare cât şi a structurii, se pot delimita următoarele clase de materiale compozite: materiale compozite armate cu particule, materiale compozite filamentare, materiale compozite stratificate. În prezent, cele mai utilizate materiale compozite pot fi împărţite în trei grupe: materiale compozite cu matrice polimerică (PMC), materiale compozite cu matrice metalică (MMC), materiale compozite cu matrice ceramică (CMC). Compozitele stratificate şi armate cu fibre reprezintă categoria de compozite cea mai folosită la nivel mondial. Datorită configuraţiei lor şi a numărului redus de constante elastice prin care sunt caracterizate, analiza structurilor realizate din materiale compozite armate cu fibre poate fi efectuată cu multa precizie. Un material compozit stratificat şi armat cu fibre se obţine prin lipirea mai multor lamine cu orientări diferite ale fibrelor. Aşezarea fibrelor în lamine sau grupuri de lamine se face în funcţie de performanţele mecanice urmărite (rigiditate, rezistenţa la anumite solicitări). Stratificatul este caracterizat prin numărul de lamine ce intră în alcătuirea sa, precum şi prin unghiul θ , care indică orientarea fibrelor în lamină. Un stratificat are simetrie de tip oglindă, dacă lamine identice ca tip şi orientare a fibrelor se regăsesc simetric de o parte şi de alta a planului xOy. De exemplu: [90/02/-45/45]S, realizat din 10 lamine dispuse simetric (indicele S) faţă de planul median, fibrele fiind orientate faţă de Ox sub unghiurile: 90° (două lamine), 0° (patru lamine), -45° (două lamine) şi 45° (două lamine).

11

1.5.2.1. Caracteristici elastice ale unei lamine Studiul unei structuri având o forma oarecare, realizată din materiale compozite stratificate şi armate cu fibre continue, necesită următoarele cinci caracteristici elastice ale unei lamine: El – modulul de elasticitate longitudinal al laminei pe direcţia fibrei (direcţia Ol); Et – modulul de elasticitate transversal al laminei (direcţia axei Ot); Glt – modulul de forfecare al laminei (în planul Olt); νlt –coeficientul lui Poisson în planul Olt; νlz – coeficientul lui Poisson în planul Otz. Dacă structura este realizată dintr-un stratificat plan, în calcule sunt necesare numai patru constante elastice ale laminei: El, Et, Glt şi νlt. Aceste caracteristici elastice sunt calculate cu ajutorul unor relaţii sau sunt determinate experimental [37]. Ipoteze pentru analiza corectă a unui laminat:

a) laminele sunt perfect lipite împreună (filmul de răşină dintre lamine este foarte subţire şi nu duce la forfecare)

b) normala la mijlocul suprafeţei rămâne dreaptă şi normală la suprafaţă de mijloc

Figura 1.9 Variaţia alungirii cu grosimea pentru laminat

Fibrele aflate în componenţa compozitelor sunt de mai multe tipuri: continue (unidirecţionale, bidirecţionale şi multidirecţionale), fibre tocate (Mat), discontinue: unidirecţionale şi orientate întâmplător. Fibrele continue se clasifică la rândul lor în subcategoriile următoare: fibre unidirecţionale (UD) şi ţesătură din fibre (Woven).

UD

Plain Woven

Twill Woven

Satin Woven

12

1.5.2.2. Materiale compozite armate cu fibră de sticlă (GFRP) GFRP = Material compozit armat cu fibre de sticlă (Glass Fiber Reinforced Polimer).

Figura 1.10 Fibre de sticlă cu grosimea de cca 50 μm [24]

Fibrele de sticlă utilizate la armarea răşinilor termoplaste şi termorigide se obţin din aşa numita sticlă textilă formată din fire de urzeală şi fire răsucite. Există mai multe tipuri de fibre de sticlă care pot fi folosite în ranforsarea matricelor polimerice şi care sunt desemnate în mod normal prin coduri: E, S/R şi ECR/AR. Cea mai utilizată sticlă textilă folosită la armarea materialelor compozite polimerice este sticla de tip E nealcalină (borosilicat de calciu şi aluminiu) datorită proprietăţilor lor mecanice, electrice şi chimice foarte bune, precum şi datorită preţurilor foarte scăzute. Forma finală a fibrelor poate varia de la fibre discontinue (striate, scurte sau lungi) la fibre continue în benzi răsucite, ţesături, ţesături neîncreţite şi pliuri unidirecţionale. Cele mai folosite sunt ţesăturile. Tabelul 1.1 Proprietăţi ale principalelor tipuri de fibre de sticlă [24]

Diametru Greutate specifică

Coeficient de

dilataţie termică

Modulul lui

Young

Rezistenţala

rupere

Deformaţia specifică la rupere

Coeficientullui

Poisson Tipul fibrei

(μm) (kg/m3) (x10-6 / oC) (GPa) (GPa) (%) E 12 2.54 5,0 72,4÷76,0 3,6 2÷4 0,21

AR 12 2.68 7,5 70,0÷80,0 3,6 2÷4,8 0,22 M 12 2.89 5,7 110,0 3,5 - - S 12 2.48 2,9÷5,0 86,0 4,6 - -

Fibre de sticlă este măsurata cu ajutorul unei unităţi internaţionale numită TEX, fiind un raport între greutate (în grame) şi lungime (kilometru). Avantajele şi dezavantajele utilizării GFRP: cost redus; densitate redusă = 2.6g/cm3, rigiditate moderată, rezistenţă bună, rezistenţă la coroziunea în general bună, electric: proprietăţi foarte bune de izolare, în lipsa vidului, libertatea procesului pentru a îndeplini cerinţe referitoare la volumul producţiei, mărimea produsului, performanţele şi cerinţele de calitate, libertatea formei: capacitatea de a fabrica o gamă largă de tipuri, [19].

13

1.5.2.3. Materiale compozite armate cu fibre de carbon (CFRP) CFRP = Material compozit armat cu fibre de carbon (Carbon Fiber Reinforced Polimer).

Figura 1.11 Fibre de carbon

Fibre de carbon are un diametru de 5 -10 μm. Mai multe mii de fibre de carbon sunt răsucite împreună pentru a forma un fir care poate fi utilizat singur sau într-o ţesătură . Ca şi raport rezistenţă/greutate, fibre de carbon reprezintă cel mai bun material ce poate fi produs la scară industrială în acest moment. Materiale de armare foarte flexibile, ţesăturile din carbon şi grafit au rezistenţe mecanice foarte ridicate, densitate relativ scăzută şi unele dintre ele au o deosebită rezistenţă la temperaturi înalte(2300˚C) [53]. În funcţie de proprietăţile mecanice ale fibrelor de carbon, acestea pot fi clasificate în: - fibre de Carbon High Modulus (HM sau Tipul I) – modul de elasticitate mare, - fibre de Carbon High Strength (HS sau Tipul II) – rezistenţă la tracţiune ridicată, - fibre de Carbon Intermediate Modulus (IM sau tipul III) [5]. Avantajele şi dezavantajele utilizării CFRP: costul este de aproximativ 10 - 15 ori mai mare decât la fibrele de sticlă; prezintă un foarte bun raport performanţă / preţ; rigiditate mare (în comparaţie cu fibrele de sticlă); tensiune admisibilă mare (în comparaţie cu fibrele de sticlă); densitate foarte scăzută: ρ = 1.6 g/cm3. Tabelul 1.2 Proprietăţi ale principalelor tipuri de fibre de carbon

Fibre de carbon

Unitate de măsură HT HST IM HM

Diametru filament [µm] 7-8 5-7 5-7 6.5-8.0 Coeficient de dilatare termică [10-6/oC] -0.1-0.7 ----- -0.5 -1.3 Densitate [g/cm³] 1.75-1.8 1.78-1.83 1.73-1.8 1.79-1.91 Rezistenţă la tracţiune [GPa] 2.7-3.5 3.9-7.0 3.4-5.9 2.0-3.2 Modul de elasticitate [GPa] 228-238 230-270 280-400 350-490 Limita de rupere [%] 1.2-1.4 1.7-2.7 1.1-1.9 0.4-0.8 Rezistenţă specifică la tracţiune [GPa*cm³/g] 1.5-2.0 2.2-3.0 2.0-3.1 1.1-1.7 Modul de elasticitate specific [GPa*cm³/g] 127-134 127-150 160-200 190-260

14

1.5.2.4. Domenii de utilizare a materialelor compozite Datorită proprietăţilor pe care le prezintă, materialele compozite au o largă utilizare în aproape toate domeniile: în industria aerospaţială, transportul naval, construcţia de autovehicule, în domeniul electronicii şi electrotehnicii, telecomunicaţii, medicină, industria chimică, în domeniul instalaţiilor sanitare, la aplicaţii militare, în domeniul agriculturii, echipamente sportive şi multe altele. Domeniul aerospaţial reprezintă în prezent unul dintre principalii beneficiari ai acestor materiale datorită cerinţelor extreme pe care trebuie să le îndeplinească materialele utilizate, în special pentru structuri de aeronave şi nave spaţiale [7]. Prin utilizarea acestor materiale, siguranţa se măreşte, iar masa lor se micşorează, sunt mai fiabile, consumul de combustibil este redus, creşte viteza de deplasare a aeronavei.

Figura 1.12 Materiale compozite în construcţia structurilor de aeronave [5]

În prezent, marea majoritate a industriei aeronautice foloseşte compozitele armate cu fibre de carbon. Acestea se prezintă sub forma de benzi preimpregnate - denumite „pre-preg". Cele mai multe aplicaţii ale acestor materiale sunt destinate programelor militare, ce reprezintă mai mult de 40% din industria totală de aviaţie. Aceste materiale sunt îndeosebi folosite pentru învelişul aripilor, pentru suprafeţele de comandă de pe aripă şi ampenaje. Componentele compozite includ stratificatele, structuri tip fagure şi structuri sandwich.

Elicopterele constituie o categorie mai puţin abordata faţă de avioane, dar ţinând cont de specificul acestor aparate, folosirea materialelor compozite se impune în majoritatea cazurilor. Elicopterul V-22 are fuselajul realizat din compozite, aceste materiale contribuind la o reducere a greutăţii cu aproximativ 50%. Competiţia permanenta între marile companii precum Boeing (SUA) şi Airbus (UE), a dus la dezvoltarea studiului materialelor, implicit studiul materialelor compozite în ingineria aerospaţială. Astfel Boeing 787 este construit în principal din materiale compozite - 80% după volum şi 50% după masă, iar avionul Airbus A350XWB este construit cu 52% materiale compozite după masă. Acestea sunt cele mai avansate la momentul actual în privinţa utilizării materialelor compozite, şi în special al CFRP-urilor.

15

2. OBIECTIVELE TEZEI

2.1. Necesitatea studierii aripii adaptive cu înveliş din materiale compozite

În viitorul apropiat este preconizată o creştere substanţială a numărului de persoane care folosesc transportul pe cale aeronautică. Astfel, la nivel mondial, marile companii constructoare de avioane, alături de institutele de cercetare, încearcă să găsească mijloace de scădere a costurilor finale ale transportului. Printre aceste mijloace, se pot include următoarele: - creşterea şi optimizarea randamentului motoarelor, în acest mod reducându-se

consumul de combustibil şi în acelaşi timp poluarea; - îmbunătăţirea aerodinamicii în timpul zborului, în acest mod reducându-se

rezistenţa la înaintare, rezultând un consum mai mic de combustibil; - dezvoltarea de noi materiale mai uşoare şi mai rezistente, reducându-se greutatea

aeronavei, rezultând un consum mai mic sau o sarcină utilă mai mare; - dezvoltarea de noi concepte tehnice şi tehnologice pentru construcţia avioanelor,

astfel reducându-se costul de construcţie al aeronavei şi îmbunătăţindu-se performanţele;

- dezvoltarea de noi tipuri de aripă cu geometrie variabilă, care să-şi poată modifica forma în timpul evoluţiei, în vederea optimizării parametrilor zborului pentru fiecare etapă.

Cel mai mare dezavantaj al aripii clasice (fixe) este acela că acest tip de aripa este optimizat doar pentru un singur fel de zbor, sau pentru o singură etapă a zborului, de exemplu croaziera. Chiar şi pentru această etapă, aripa este optimizată doar pentru o anumită incidenţă şi o anumită viteză. Pentru a creşte eficienţa în alte etape, de exemplu la decolare / aterizare, pe aripă sunt montate dispozitive de hipersustentaţie (flapsuri, dispozitive de bord de atac etc.). Acestea modifică mecanic profilul aripii, crescând astfel calităţile aerodinamice ale profilului. Totuşi, aceste dispozitive nu se pot folosi decât în anumite condiţii şi în anumite perioade ale unor etape ale zborului. De-a lungul timpului, aceste mijloace de îmbunătăţire parţială şi temporară a parametrilor aerodinamici au ajuns la o limită tehnologică, nemaiputând fi îmbunătăţite în continuare. A apărut astfel ideea unei aripi, care îşi poate modifica forma în timpul zborului, adaptându-se condiţiilor locale de zbor şi optimizând în acelaşi timp parametrii aerodinamici. Acest tip de aripi au fost denumite la început aripi cu geometrie variabilă. Acestea pot să îşi modifice unghiul de săgeată al aripii (unghiul format de axa aripii cu axa de tangaj a aeronevei), prin pivotarea acesteia în jurul unui ax situat în apropierea fuselajului.

16

Prin această soluţie constructivă s-a reuşit creşterea performanţelor aeronavelor atât la viteze mici, unde este necesar un unghi de săgeată cât mai mic şi o suprafaţă portantă cât mai mare, cât şi la viteze mari, unde prin pivotarea aripii către înapoi se obţine un unghi de săgeată mare combinat cu scăderea rezistenţei la înaintare. Alte soluţii tehnologice, cum ar fi avionul cu aripi telescopice, au fost aplicate în acelaşi scop, de a optimiza parametrii aerodinamici în timpul zborului. Totuşi, acest tip de aeronave prezintă creşteri ale complexităţii tehnologice, creşteri ce nu sunt compensate de îmbunătăţirea parametrilor zborului. Pentru a îmbunătăţi în continuare parametrii aerodinamici în timpul zborului, a apărut ideea de aripă adaptivă / morphing. Acest tip de aripă permite modificarea formei aripii în acelaşi timp cu posibilitatea modificării formei profilului acesteia, în acest fel, aripa putând să dispună de forma optimă pentru fiecare etapă a zborului şi pentru fiecare pereche de incidenţă / viteză. Acest tip de aripă ar permite scăderea rezistenţei la înaintare a avionului, rezultând o cantitate mai mică de combustibil necesară zborului, deci reduceri de costuri. Dezavantajele create de complexitatea tehnologică crescută sunt contracarate de avantajele obţinute, calcule preliminare estimând reduceri cu până la 25-30% ale cantităţii de combustibil utilizat. La nivel mondial, îmbunătăţirea parametrilor zborului aeronavelor este o necesitate stringentă, pe fondul creşterii numărului de calători, al scăderii resurselor naturale şi al creşterii poluării. Lucrarea de faţă îşi propune să contribuie pe această direcţie şi anume a îmbunătăţirii parametrilor zborului utilizând aripi adaptive. În acest sens, se propune un nou tip de aripă adaptivă. Aceasta va fi prezentată în capitolele următoare, împreună cu calculul, avantajele şi dezavantajele prezente. O alta direcţie de cercetare pentru reducerea costurilor se regăseşte în reducerea greutăţii aeronavei. Acest lucru se poate realiza prin scăderea greutăţii materialelor utilizate în construcţie. Una din metode este folosirea unor materiale cu proprietăţi de rezistenţă mai bune şi greutate specifică mai mică. Materialele clasice utilizate cu precădere în construcţia de avioane sunt aliajele de aluminiu, iar în zonele cu forţe mari, titanul şi oţelul. După cum se observă, aceste materiale au greutăţi relativ mari. În prezent, în aviaţie se încearcă trecerea la materiale mai uşoare şi mai versatile, cum ar fi materiale compozite armate cu fibre de sticlă sau cu fibre de carbon. Acest tip de materiale oferă proprietăţi comparative sau chiar mai bune decât aliajele de aluminiu, având în acelaşi timp o greutate specifică mai mică. Deşi până în prezent au fost utilizate pe scară redusă în aviaţie, s-a observat o reducere cu până la 25% a greutăţii pieselor realizate din materiale compozite. În acelaşi timp materialele compozite sunt

17

foarte deformabile acest lucru ducând la ideea că se poate modifica forma aripii numai din deformabilitatea materialului. Acest fapt aduce avantaje reale în transportul aerian, reducând consumul de combustibil necesar zborului, sau permiţând creşterea sarcinii utile, ambele conducând la scăderea costului final. Din cele prezentate mai sus, se poate trage concluzia că dezvoltarea şi cercetarea materialelor compozite pentru aplicaţii aeronautice este o necesitate prioritară. În acest sens, lucrarea de faţă îşi propune să aducă contribuţii şi în domeniul utilizării materialelor compozite, în această direcţie. Învelişul aripii adaptive trebuie să îndeplinească mai multe condiţii printre care: - o bună rezistenţă la întindere / compresiune, dar şi la încovoiere; - să permită deformaţii mari pentru a nu introduce eforturi suplimentare datorită

modificării profilului; - greutate redusă; - cost de fabricaţie şi de întreţinere cât mai redus. Aceste cerinţe caracterizează cel mai bine necesităţile pe care trebuie să le îndeplinească materialele din care va fi construită aripa adaptivă. Apare astfel necesitatea de a găsi un material compozit laminat stratificat care să îndeplinească aceste condiţii. La nivel mondial, se conduc cercetări în aceeaşi direcţie şi anume de a concepe materiale compozite cu aplicaţie directă în industria aero-spaţială. Din cele prezentate mai sus, se poate observa necesitatea de a studia domeniul aripilor adaptive în combinaţie cu necesitatea de a utiliza materiale noi, cu proprietăţi deosebite cum ar fi materialele compozite pentru construcţia învelişului acestor aripi. Utilizarea materialelor compozite pentru învelişul aripii adaptive ar aduce avantaje majore atât în ceea ce priveşte reducerea greutăţii, cât şi în înbunătăţirea proprietăţilor structurii proiectate. Aripa adaptivă aduce avantaje legate de eficacitatea zborului şi a proprietăţilor aerodinamice.

18

2.2. Obiectivele tezei de doctorat Teza de doctorat studiază un domeniu de importanţă deosebită şi anume cel al construcţiei unei aripi adaptive din materiale compozite. În acest sens, obiectivele urmăresc două direcţii principale: - definirea unei noi soluţii tehnice şi funcţionale pentru o aripă adaptivă (morphing)

pentru aeronave; - găsirea şi optimizarea unor materiale compozite laminate stratificate care să fie

utilizate pentru învelişul aripii adaptive. Pentru a atinge aceste obiective principale, este necesară, în prealabil, atingerea unor obiective secundare iniţiale. Acestea sunt enumerate în continuare: a) realizarea unui studiu teoretic asupra stadiului actual al realizărilor în construcţiile

aeronautice, care să cuprindă: - sistematizarea literaturii de specialitate în domeniul aeronautic şi al

aeronavelor cu aripă morphing / adaptivă; - analiza stadiului actual al realizărilor şi tendinţe în domeniul aeronavelor cu

aripă clasică (fixă); - analiza stadiului actual al realizărilor şi tendinţe în domeniul aeronavelor cu

aripă cu geometrie variabilă; - analiza stadiului actual al realizărilor şi tendinţe în domeniul aeronavelor cu

aripă adaptivă / morphing; - analiza stadiului actual al utilizării materialelor clasice (aliaje de aluminiu, de

titan, de oţel) şi tendinţe în industria aeronautică; - analiza stadiului actual al utilizării materialelor compozite (armate cu fibre de

sticlă şi de carbon) şi tendinţe în industria aeronautică;

b) realizarea unui studiu teoretic asupra necesităţii aripii adaptive şi a posibilelor materiale utilizate în construcţia acesteia;

c) analiza criteriilor de utilizare a materialelor compozite armate cu fibre, cu referire

directă la aripa adaptivă; d) studierea şi alegerea unor metode, materiale, structuri şi mecanisme care conduc

la optimizarea comportării în zbor a aripii; e) studierea metodelor analitice de calcul şi a metodelor cu elemente finite pentru

materiale izotrope şi materiale compozite. Aceste obiective iniţiale permit o vedere de ansamblu asupra domeniului studiat. Pe baza acestor studii şi analize se pot trage concluzii cu privire la tendinţele curente în domeniul aeronautic, la temele de actualitate din acest domeniu, la direcţiile principale de cercetare şi dezvoltare la nivel internaţional etc.

19

După îndeplinirea acestor obiective primare, se poate trece la urmărirea obiectivelor principale. Aceste obiective sunt sistematizate logic şi organizate pe etape. Pentru îndeplinirea fiecărui obiectiv / etapă este necesară finalizarea obiectivelor / etapelor precedente. În continuare sunt prezentate obiectivele principale: f) Studierea şi proiectarea funcţională şi structurală a unui nou tip de aripă adaptivă.

Pentru această etapă trebuie efectuaţi următorii paşi: - predimensionarea aeronavei şi a aripilor, utilizând metode clasice de

mecanica aeronavelor, funcţie de masa maximă la decolare aleasă; - studierea şi alegerea unor metode moderne de calcul a distribuţiei de forţe

aerodinamice şi forţe masice pe profil şi pe aripă; - proiectarea structurii interne de rezistenţă a unui nou concept de aripă

adaptivă. g) Alegerea, calculul, testarea şi optimizarea materialelor utilizate pentru învelişul

aripii adaptive. Pentru acest obiectiv sunt definite etapele următoare: - alegerea materialelor pentru aripa adaptivă pe baza analizelor şi studiilor

făcute în capitolele precedente. Cerinţele pentru materialul compozit sunt: deformaţii admisibile cât mai mari fără pierderea integrităţii structurale şi în acelaşi timp caracteristici mecanice cât mai bune;

- cercetarea, fundamentarea şi elaborarea unor metode noi şi performante de determinare a proprietăţilor mecanice la tracţiune şi încovoiere ale materialelor compozite alese, utilizând metoda experimentală (teste pe epruvete) şi o analiză cu metoda elementelor finite;

- elaborarea unei metode analitice îmbunătăţite de determinare a valorilor admisibile teoretice pe baza extrapolării rezultatelor obţinute în teste pentru materiale compozite laminate multistrat;

- cercetarea analitică şi cu elemente finite a influenţei parametrilor de material asupra comportării stratificatului. Tragerea concluziilor asupra realizării optime a stratificatului.

h) Analiza modelului cu elemente finite al aripii adaptive. Pentru realizarea acestui

obiectiv a fost necesară îndeplinirea următoarelor obiective subsidiare: - modelarea cu elemente finite a aripii adaptive; - definirea proprietăţilor şi a materialelor, pe baza testelor făcute în paşii

precedenţi; - definirea condiţiilor la limită şi a încărcărilor calculate în paşii precedenţi; - analiza modelului, vizualizarea şi interpretarea rezultatelor şi tragerea

concluziilor; - optimizarea stratificatului.

i) efectuarea unei comparaţii pentru învelişul aripii adaptive realizată din aliaj de

aluminiu, compozite armate cu fibre de sticlă şi fibre de carbon pentru greutate. Această comparaţie va permite validarea ideii folosirii materialelor compozite pentru învelişul aripii adaptive în particular şi a oricărei aripi clasice în general.

20

Pentru a genera o viziune de ansamblu asupra obiectivelor urmărite în cadrul acestei lucrări s-a realizat schema generală prezentată în figura următoare.

STUDIUEXPERIMENTAL

STADIUL ACTUAL ŞI TENDINŢE PENTRU:

- aeronave cu aripă clasică;- aeronave cu aripă cu geometrie variabilă;- aeronave cu aripă adaptivă / morphing.

STADIUL ACTUAL ŞI TENDINŢE PENTRU:

- materiale clasice (aliaje de aluminiu, titan, oţel);- materiale compozite armate cu fibre de sticlă si de carbon.

STADIUL ACTUAL ŞI TENDINŢE PENTRU:

- metode de calcul clasice;- metoda analizei cu elemente finite (FEM).

STUDIUTEORETIC

PROIECTAREA UNEI NOI ARIPI ADAPTIVE

- predimensionarea aeronavei si a aripilor;- proiectarea structurii interne de rezistenţă;- calculul distributiei de forţe aerodinamice si masice.

ALEGEREA MAT. COMPOZITE

- definirea cerinţelor;- alegerea materialelor:a) fibre sticlă, b) fibre carbon.

TESTE PE EPRUVETE

- efectuare teste pe epruvete: a) fibre sticlă,b) fibre carbon;- măsurarea forţelor şi a alungirilor;- determinarea valorilor admisibile de rezistenţă şi a parametrilor.

DETERMINAREA CARACTERISTICILOR

- calcularea valorilor admisibile pe baza testelor: a) fibre sticlă, b) fibre carbon.

DEFINIREA STRATIFICATULUI

- analiza FEM a variaţiei proprietăţilor stratificatului funcţie de numărul si orientarea straturilor: a) fibre sticlă, b) fibre carbon.

MODELAREA FEM ŞI CALCULUL ARIPII ADAPTIVE

- modelarea (FEM) a aripii adaptive;- modelarea condiţiilor limită şi a distribuţiei de forţe aerodinamice si mase;- definirea materialelor compozite pentru învelisul aripii: a) fibre sticlă, b) fibre carbon;- analiza, rezultate, interpretare.

OPTIMIZARELAMINAT

Figura 2.1 Schema generală a obiectivelor şi etapelor tezei de doctorat

21

3. METODE TEORETICE DE CALCUL A STRUCTURILOR

3.1. Metoda elementelor finite

3.1.1. Introducere Metoda elementului finit a apărut ca o consecinţă a necesităţii de a calcula structuri de rezistenţă complexe pentru care metodele analitice de calcul nu sunt operabile [28]. Împărţirea unui întreg în părţi de dimensiuni mai mici se numeşte ”discretizare” şi are drept efect obţinerea de forme simple pentru elementele finite componente ale structurii. Dacă structura se împarte în mai multe părţi, acestea sunt numite “elemente finite”. Modelul de calcul utilizat în analiza cu elemente finite este un model aproximativ, obţinut prin asamblarea elementelor finite componente, ţinând cont de geometria structurii. Conectarea elementelor finite se realizează numai în anumite puncte numite puncte nodale sau “noduri”. Nodurile reprezintă punctele de intersecţie ale linilor de contur rectilinii sau curbe ale elementelor finite. Metoda elementelor finite este o metodă cu un vast domeniu de aplicabilitate întrucât majoritatea proceselor evolutive din natură pot fi descrise prin ecuaţii diferenţiale cu derivate partiale.

3.1.2. Scurt Istoric Dezvoltarea şi implementarea metodei cu elemente finite a apărut ca o necesitate de a îmbunătăţi metodele clasice de calcul a rezistenţei structurilor. Dacă la începuturi, aplicarea metodei cu elemente finite era anevoioasă, odată cu îmbunătăţirea tehnicii de calcul a devenit o metodă de bază în inginerie şi cercetare. Aplicarea metodei elementelor finite s-a impus prin faptul că poate rezolva cu uşurinţă probleme a căror complexitate este dată de configuraţii geometrice complicate, neomogenităţi de material, anizotropiei materialelor, materiale compozite etc. În inginerie mecanică, problemele studiate sunt următoarele: - probleme de echilibru; - probleme de valori proprii; - probleme de propagare.

22

3.1.3. Analiza cu elemente finite în MSC Nastran / Patran O structură poate fi analizat cu ajutorul metodei cu elemente finite. Această analiză generează rezultate satisfăcătoare în paralel cu scăderea efortului depus. MSC Patran reprezintă partea de pre-procesor (modelare geometrică şi cu elemente finite) şi post-procesor (vizualizarea rezultatelor). Nastran este procesorul. Modelarea, analiza, rezolvarea şi prelucrarea datelor pentru aplicaţia practică presupune parcurgerea etapelor sintetizate în algoritmul prezentat în continuare:

Figura 3.1 Algoritm - analiza cu elemente finite a unei structuri Prima etapă este întocmirea modelului de analiză. Modelarea cu elemente finite presupune modelarea comportării materialului, alegerea şi personalizarea elemetelor finite, generarea structurii de elemente finite (mesh), introducerea condiţiilor limită şi a încărcărilor. Urmează analiza şi rezolvarea modelului cu elemente finite. Postprocesarea rezultatelor obţinute în urma rezolvării modelului cu elemente finite presupune vizualizarea stărilor deformată şi animată a structurii cu elemente finite şi vizualizarea sub diferite forme (liste, câmpuri, diagrame, grafice) a parametrilor obţinuţi.

Etapa 1 Definirea problemei

Modelare geometrică

Modelare cu elemente finite

Etapa 3 Procesare

Etapa 4 Vizualizarea rezultatelor

Etapa 5 Interpretarea rezultatelor Extragerea concluziilor

Optimizare

MSC Patran

MSC Patran

MSC Nastran

ε =0.0106 mm

23

3.1.4. Elemente finite pentru probleme de mecanică a materialelor compozite În mecanică, legea lui Hooke se referă la deformarea materialelor elastice supuse acţiunii forţelor. Această lege, presupune o variaţie liniara între efort şi deplasare pentru solicitarea unidirecţională [40], [49], [91].

εσ ⋅= E sau γτ ⋅= G . (3.1) Se consideră componentele tensiune - deformaţie specifică pe feţele unui cub de material cu sistem de coordonate definite ca în figura de mai jos: Sunt făcute următoarele ipoteze: - lamina este macroscopic omogenă; - relaţia efort-deformaţie este liniară; - lamina este izotropă sau ortotropă. Materialele izotrope sunt definite cu două constante:

211221 ννν ==== ,EEE . Materialele ortotrope sunt definite cu cinci constante:

21121221 υυ ,,,, GEE . În formă generalizată, matricea care defineşte sistemul de efort - deplasare se notează astfel:

⎪⎪⎪⎪

⎭

⎪⎪⎪⎪

⎬

⎫

⎪⎪⎪⎪

⎩

⎪⎪⎪⎪

⎨

⎧

×

⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

−−

−−

−−

=

⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

13

13

23

3

2

1

12

13

23

33

23

3

21

2

32

22

21

1

12

1

12

1

12

13

23

3

2

1

100000

010000

001000

0001

0001

0001

τττσσσ

νν

νν

νν

εεε

G

G

G

EEE

EEE

EEE

yyy

Figura 3.2 Solicitări într-o lamină cu fibre unidirecţionale

(3.2)

unde 12υ reprezintă coeficientul lui Poisson maxim. Ecuaţiile prezentate anterior prezintă relaţia efort – deformaţie, pentru o lamină 3D. În practică sunt însă necesare şi relaţiile pentru structuri 2D:

T

T

][}{][}{

1221

1221

γεεεσσσσ

=

= (3.3)

24

Relaţia efort - deformare în plan pentru lamina cu numărul k, este redusă la ecuaţia:

⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

−

−

=

=

12

22

21

1

12

1

100

01

01

G

EE

EE

S

S

k

kkk

ν

ν

σε

][

;}.{][}{

;

⎥⎥⎥⎥⎥⎥⎥

⎦

⎤

⎢⎢⎢⎢⎢⎢⎢

⎣

⎡

−−⋅

−⋅

−

=

=

12

1221

2

1221

211

1221

122

1221

1

00

011

011

G

EE

EE

Q

Q

k

kkk

ννννν

ννν

νν

εσ

][

;}.{][}{

; (3.4)

unde: kS ][ este matricea de flexibilitate; kQ][ - matricea de rigiditate. Relaţia efort-deplasare este dată de ecuaţiile:

}']{'[}]{[}'{ σεε ε ST == ; (3.5)}']{'[}]{[}'{ εσσ σ QT == ; (3.6)

Transformatele matricei de flexibilitate şi matriciei de rigiditate se obţin cu:

TTSTS ][][][]'[ εε ××= ; TTSTQ ][][][]'[ σσ ××= .

(3.7)

Conform teoriei de placă subţire, trebuie respectate următoarelor condiţii: - t, grosimea plăcii este mică în raport cu alte dimensiuni al laminatului. - alungirea transversală a planului de mijloc este mică în raport cu t, grosimea plăcii; - secţiunea rămâne constantă (placa se presupune a fi rigidă la forfecare) - deplasări perpendiculare pe planul de mijloc nu depind de z.

3.1.5. Recomandări pentru utilizarea elementelor finite Pe măsură ce creşte densitatea discretizării, ne putem aştepta ca rezultatele să fie mai precise. Discretizarea necesară poate fi o funcţie de mai mulţi factori printre care: gradienţii de tensiune, tipul încărcării, condiţiile la limită, tipurile de elemente utilizate, formele elementelor şi gradul de precizie dorit [62]. Trecerea de la zonele cu elementele finite de dimensiuni mici la elementele finite de dimensiuni mari trebuie să se facă prin intermediul elementelor finite de trecere progresive (Figura 3.3). La alegerea modului de discretizare trebuie avut în vedere ca elementele finite să nu fie distorsionate. Raportul dintre lungimile laturilor trebuie sa fie apropiat de 1. Distorsiunile care intervin în geometria elementelor finite pot conduce la alterări severe ale rezultatelor obţinute.

Figura 3.3 Zona de tranziţie în fineţea discretizării

25

3.1.6. Definirea şi analiza materialelor compozite în MSC Nastran / Patran Definirea stratificatului Pentru definirea compozitului laminat se utilizează meniul Tools al preprocesorului MSC Patran. De aici se utilizează MSC Laminate Modeler, modul al MSC Patran folosit pentru definirea şi analiza structurilor compozite laminate. Se creează stratificatul utlizându-se meniul LM_Ply: - se denumeşte stratul; - se alege tipul stratului: Drape; - se alege materialul compozit din lista de materiale compozite definite anterior; - se selectează elementele finite de pe suprafaţa plăcii care fac parte din acest strat; - se alege pe suprafaţă un punct de referinţă pentru normală şi direcţia 0; - la eticheta Reference Direction se alege direcţia de referinţa faţă de care se alege înclinarea fibrelor; - la eticheta Reference Angle se va pune unghiul faţă de direcţia de referinţă cu care este aplicat stratul în laminat.

Se utilizează meniul LM_Layup pentru definirea ordinii straturilor definite anterior în stratificatul compozit. În urma acestei etape se creează automat grupuri, materiale şi proprietăţi: - se denumeşte stratificatul; - se defineşte stratificatul (Layup Definition): straturile sunt introduse în ordinea hotărâtă anterior.

Figura 3.4 Definirea stratificatului

(LM_LAYUP)

Definiţia PCOMP în fişierul de analiză Nastran MSC. Nastran oferă o definiţie de proprietate specifică pentru efectuarea analizei materialelor compozite. Utilizatorul specifică proprietăţile de material orientarea pentru fiecare dintre straturi şi MSC. Nastran le echivalează cu PSHELL şi MAT2. Pentru fiecare strat rezultă tensiuni şi deformaţii suplimentare [62]. Tabelul 3.1 Proprietatea PCOMP Bulk Data se prezintă după cum urmează:

26

3.2. Determinarea influenţei parametrilor laminei asupra caracteristicilor globale ale stratificatului

După cum s-a putut observa din ecuaţiile prezentate în capitolele anterioare, comportarea unui material compozit se poate descrie printr-o serie de ecuaţii. În aceste ecuaţii, coeficienţii cunoscuţi reprezintă datele caracteristice ale materialului:

- Modulul de elasticitate longitudinal după cele două direcţii în plan (E1 şi E2); - Modulul de elasticitate transversal (G); - Coeficient de contracţie transversală (coeficientul lui Poisson) (ν); - Numărul, orientarea şi ordinea straturilor în stratificat; - Grosimea stratului (t).

S-a realizat o serie de analize cu elemente finite pe o placă.

3.2.1. Modelarea unei placi din materiale compozite cu MEF Placa din materiale compozite este modelată în preprocesorul MSC Patran. Se defineşte geometria (suprafaţa 100 x 200 mm) în meniul "Geometry". Suprafaţa se discretizează în elemente finite cu 4 noduri (QUAD) prin intermediul meniului "Elements". Se aplică condiţiile limită, din meniul "Loads/BC", apoi se crează cazul din meniul "Load Cases": - nodurile de pe o parte a plăcii sunt încastrate; - în nodurile din partea opusă se aplică o forţă distribuită vertical.

Figura 3.5 Geometria plăcii de test, discretizarea şi condiţiile limită Se definesc materialele şi proprietăţile atribuite elementelor în meniul "Materials" şi "Properties". Se defineste compozitul laminat în meniul Tools al preprocesorului MSC Patran. De aici se utilizează MSC Laminate Modeler, modul al MSC Patran folosit pentru definirea şi analiza structurilor compozite laminate. Se creează stratificatul pe baza materialelor ortotrope definite anterior. Caracteristicile materialelor au fost introduse în meniul Materials iar în meniul LM_Materials se vor introduce proprietăţi adiţionale. Se creează stratificatul utilizându-se meniul LM_Ply. Se trece la analiza modelului în meniul "Analyze".

100 mm

200 mm

27

Modelul este apoi analizat (rezolvat) cu ajutorul procesorului MSC Nastran. Rezultatele sunt apoi ataşate modelului şi afişate sub diferite forme în postprocesorul MSC Patran, meniul "Results". Rezultatele sunt extrase de pe acelaşi rând de elemente pentru a putea fi direct comparate.

3.2.2. Variaţia ordinii şi orientării laminelor în laminat Unul dintre cei mai importanţi factori care influenţează calităţile finale ale stratificatului este legat de stratificare în sine. Ordinea şi orientarea laminelor definesc în mod activ valorile globale ale stratificatului. Definirea ordinii şi orientării laminelor, se face în aşa mod încât să rezulte un stratificat simetric şi echilibrat. În subcapitolul 3.3 se vor prezenta criterii, reguli şi condiţii care trebuie respectate în definirea stratificatului.

3.2.3. Variaţia coeficientului de contracţie transversală (ν) În acest subcapitol se doreşte observarea comportării unui material compozit stratificat cu variaţia coeficientului lui Poisson (ν).

1150

1160

1170

1180

1190

1200

1210

1220

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45Coeficientul de contracţie transversală (ν)

Tens

iune

von

Mis

es ( σ

VM) [

MPa

]

E=60000E=80000E=110000E=150000

Figura 3.6 Tensiunea maxima - coeficientul de contracţie transversală (ν)

Se observă că la aceeaşi încărcare, tensiunile din laminat sunt mai mari pentru un coeficient mic al lui Poisson, iar odată cu creşterea coeficientului tensiunile von Mises scad. Astfel, se recomandă alegerea pe cât posibil ale unor materiale cu un coeficient al lui Poisson cât mai mare. Totuşi, influenţa acestui parametru este redusă, de numai câteva procente relativ la tensiunea maximă din piesă. Rezultă că acest parametru are numai o influentă minoră şi poate fi ignorat într-o primă etapă. Din cea de-a doua figură se poate observa de asemenea că influenţa coeficientului lui Poisson asupra deformaţie este neglijabilă. Acest lucru se poate deduce şi din legea lui Hooke.

0

0.5

1

1.5

2

2.5

3

0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4 0.45Coeficientul de contracţie transversală (ν)

Lung

ire ( Δ

) [m

m]

E=60000E=80000E=110000E=150000

Figura 3.7 Lungirea maximă - coeficientul de contracţie transversală (ν)

28

3.2.4. Variaţia modulului de elasticitate longitudinal (E) În acest subcapitol se doreşte observarea comportării unui material compozit stratificat cu variaţia modulului de elasticitate longitudinal (E). Graficele următoare prezintă rezumativ rezultatele obţinute:

1100

1120

1140

1160

1180

1200

1220

1240

0 50000 100000 150000 200000 250000Modul de elasticitate longitudinală (E) [MPa]

Tens

iune

von

Mis

es ( σ

VM) [

MPa

]

n=0.05n=0.10n=0.20n=0.30

Figura 3.8 Tensiunea maximă funcţie de modulul de elasticitate longitudinal (E)

Modulul de elasticitate longitudinal are o influenţă majoră asupra rezultatelor. La valori mici se observă tensiuni mai mici, pe când la valori mari se observă creşterea tensiunilor von Mises (cu cca. 10%). Materialele cu modulul de elasticitate longitudinal mare sunt foarte rigide, nelăsând piesa să se deformeze şi introducând eforturi suplimentare. La materiale elastice (cu un modul mic de elasticitate) se observă deformaţii mari, pe când la materiale rigide se observă deformaţii mai mici (cu cca. 60%). Astfel, pentru aplicaţia la o aripa adaptivă, se recomandă utilizarea unui material care să permită deformaţii cât mai mari, în acelaşi timp cu păstrarea unor bune proprietăţi de rezistenţă.

0

0.5

1

1.5

2

2.5

3

3.5

4

0 50000 100000 150000 200000 250000Modul de elasticitate longitudinală (E) [MPa]

Lung

ire ( Δ

) [m

m]

n=0.05n=0.10n=0.20n=0.30

Figura 3.9 Lungirea maximă funcţie de modulul de elasticitate longitudinal (E)

3.2.5. Variaţia modulului de elasticitate transversal (G) În acest subcapitol se doreşte observarea comportării unui material compozit stratificat cu variaţia modulului de elasticitate transversal (G). La aceeaşi încărcăre, compozitul cu modulul de elasticitate transversal mai mare prezintă caracteristici mai bune de rezistenţă, tensiunile care apar în material fiind mai scăzute şi în acelaşi timp deformaţia fiind mai mică. În schimb, la module de elasticitate transversal mai mici tensiunile şi deformaţiile care apar în material sunt mai mari.

1060

1080

1100

1120

1140

1160

1180

1200

0 2000 4000 6000 8000 10000 12000

Modul de elasticitate transversală (G) [MPa]

Tens

iune

von

Mis

es ( σ

VM) [

MPa

]

n=0.05n=0.10n=0.15n=0.25

Figura 3.10 Tensiunea maximă funcţie de modulul de elasticitate transversal (G)

29

Tensiunile şi deformaţiile, în analizele MEF făcute, variază cu până la 10%. Acest fapt include modulul de elasticitate transversal printre factorii cu influenţă medie. Pentru aplicaţia din aceasta teza se recomanda alegerea unui material cu modulul de elasticitate transversal mai mic.

2.25

2.3

2.35

2.4

2.45

2.5

2.55

2.6

0 2000 4000 6000 8000 10000 12000Modul de elasticitate transversală (G) [MPa]

Lung

ire ( Δ

) [m

m]

n=0.05n=0.10n=0.15n=0.25

Figura 3.11 Lungirea maximă funcţie de modulul de elasticitate transversal (G)

3.2.6. Variaţia grosimii laminei (t) În acest subcapitol se doreşte observarea comportării unui material compozit stratificat cu variaţia grosimii laminei (t).

0

500

1000

1500

2000

2500

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Grosimea laminei (t) [mm]

Tens

iune

von

Mis

es ( σ

VM) [

MPa

]

E=20000E=80000E=50000E=100000

Figura 3.12 Tensiunea maxima funcţie de grosimea laminei (t)

La aceeaşi încărcare, materialul compozit compus din lamine mai subţiri este mai încărcat şi prezintă deformaţii mai mari. Variaţia tensiunilor şi deformaţilor funcţie de grosimea laminei se regăseşte într-un interval mare. Se poate observa, că variaţia este asimptotică către zero. De la o anumită grosime, influenţa acestui parametru este destul de redusă. Totuşi, trebuie ţinut cont şi de faptul că o grosime mai mare a laminei conduce la creşterea greutăţii materialului compozit, ceea ce este un lucru nedorit în aviaţie. Dezideratul principal este de a crea o structură cât mai uşoară, cu grosime mică, dar în acelaşi timp suficient de rezistentă.

0

2

4

6

8

10

12

14

0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6Grosimea laminei (t) [mm]

Lung

ire ( Δ

) [m

m]

E=20000E=80000E=50000E=100000

Figura 3.13 Lungirea maximă funcţie de grosimea laminei (t)

30

3.3. Criterii, reguli şi condiţii în definirea stratificatului Pentru definirea stratificatului din materiale compozite trebuie avute în vedere ca stratificatul să fie simetric şi echilibrat, aşa cum este prezentat în figura următoare. Celelalte variante posibile nu se pretează pentru structuri aeronautice.

axaneutra

Figura 3.14 Posibile variante de stratificare

Alte reguli pentru definirea corectă a stratificatului sunt prezentate în continuare: - pentru reducerea efectului Poisson trebuie ca stratificatul să conţină un număr

minim de 8% (din numărul total de straturi din stratificat) cu aceeaşi orientare şi un maxim de 67%;

- evitarea grupării straturilor consecutive cu orientare similară (numărul maxim de straturi depinde de grosimea unui strat) pentru a se evita apariţia microfisurilor;

- straturile în laminat ar trebui sa fie simetrice faţă de axa neutră pentru a prevenii deformaţiile apărute în timpul procesului de fabricaţie;

- în cazul în care stratificarea nu se face simetric, asimetria trebuie să se găsească în apropierea axei neutre;

- straturile diferit orientate în stratificat trebuie distribuite uniform în succesiunea laminatului.

În funcţie de constrângerile aplicate stratificatului, trebuie aplicate următoarele două

reguli de bază: - pentru reducerea forfecării interlaminare se recomandă micşorarea unghiului între

două lamine adiacente (pot exista şi excepţii în funcţie de complexitatea modelului din materiale compozite);

- pentru reducerea efectului de cuplare se recomandă ca straturi orientate la 45° sa fie grupate cu straturi orientate la 135° (pot exista şi excepţii în funcţie de complexitatea modelului din materiale compozite).

Prezentarea a urmărit evidenţierea principalelor caracteristici şi problematica acestor tipuri de construcţii cu scopul de a utiliza rezultatele obţinute în dezvoltarea modelului de aripă adaptivă propus în lucrare. Scopul capitolului a fost de a identifica cele mai bune metode pentru calculul aripii adaptive propuse în lucrare. Utilizarea softurilor moderne de proiectare şi analiza cu elemente finite(programele CAD/CAE ) este esenţială în evoluţia ingineriei având drept obiectiv reducerea costurilor în proiectare, realizare, exploatare.

450

1350

00

900

900

00

1350

450

simetric si echilibrat

31

4. DETERMINAREA EXPERIMENTALĂ A CARACTERISTICILOR MECANICE PENTRU MATERIALE COMPOZITE În cadrul capitolului 4 este prezentată analiza proprietăţilor mecanice de material, rezultate în urma solicitării la tracţiune şi încovoiere a două tipuri de materiale compozite armate cu fibre de sticlă şi fibre de carbon. Materiale au fost realizate în cadrul firmei Belco Avia SRL din Bistriţa Năsăud, care începând cu anul 2005, este un furnizor important în domeniul materialelor compozite avansate din România. Încercările experimentale asupra epruvetelor realizate în cadrul firmei Belco Avia au fost realizate în cadrul Laboratorului de Încercare a Materialelor al Catedrei de Mecanică a Universităţii Transilvania Braşov.

STUDIU EXPERIMENTAL

CFRP PrepregMaterial compozit

preimpregnat armat cu fibre de de carbon sub formă de

ţasătură

Teste la TRACŢIUNE

1Strat

Epr

uvet

a 1

…..

Epr

uvet

a 8

2Straturi

Epr

uvet

a 1

…..

Epr

uvet

a 8

3Straturi

Epr

uvet

a 1

…..

Epr

uvet

a 8

Teste la ÎNCOVOIERE

5Straturi

Epr

uvet

a 1

…..

Epr

uvet

a 8

6Straturi

Epr

uvet

a 1

…..

Epr

uvet

a 8

7Straturi

Epr

uvet

a 1

…..

Epr

uvet

a 8

GFRPMaterial compozit

armat cu fibre de de sticlă sub forma de ţasătură în matrice de

răşină epoxidică

Forţe (F) si deformaţii specifice (ε) Forte (F) si deformaţii specifice (ε)

Analiza, prelucrarea şi interpretarea rezultatelor

Obţinerea parametrilorcaracteristici şi de rezistenţă

ai materialului

Figura 4.1 Etape parcurse în cadrul studiului experimental

32

Materialul compozit armat cu fibre de sticlă (mc_fs) Pentru determinarea caracteristicilor mecanice ale materialului compozit armat cu fibre de sticlă am realizat plăci din acest material: cu 1 strat, 2 straturi, 3 straturi, utilizând: fibre de sticlă: GBX 300 L– 1250 (Bx 300 – 1250), răşină: Resin 1050 şi întăritor: Hardeners 1059; Materialul compozit armat cu fibre de carbon (mc_fc) Pentru determinarea caracteristicilor mecanice ale materialului compozit armat cu fibre de carbon am realizat plăci din acest material: cu 1 strat, 2 straturi, 3 straturi, utilizând material compozit armat cu fibre de carbon pre-impregnat: PLAIN 200.

4.1. Determinarea caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite solicitate la tracţiune

Încercarea la tracţiune monoaxială este apreciată a fi cea mai importantă, dar şi cea mai utilizată dintre încercările statice datorită simplităţii procedurii de obţinere a unor caracteristici de rezistenţă şi rigiditate. Caracteristicilor mecanice ale materialului compozit duc la determinarea gradului de durificare al compozitului, acesta depinzând de: fibre, matrice, proporţia fibrelor încorporate în compozit, cantitatea de fibre încorporate în compozit. Cu cât fracţia de volum a fibrelor din compozit este mai mare, curba caracteristică a compozitului va fi mai apropiată de rezistenţă fibrelor [2].

4.1.1. Definiţii Pentru cerinţele ISO 527 se aplică definiţii le din ISO 527-1, (2000), Determinarea proprietăţilor de tracţiune, fiind impuse anumite condiţii şi determinarea anumitor parametrii [82].

4.1.2. Aparatură utilizată pentru solicitările mecanice de tracţiune Maşina de încercare este de tipul LS100, preyentata in Figura 4.2 şi este produsă de Lloyd’s Instruments, Marea Britanie. Extensometrul determină variaţia relativă a lungimii de referinţă a epruvetei în fiecare moment al încercării. Instrumentul trebuie să fie, lipsit de oricare influenţă datorată inerţiei la viteza de încercare prescrisă şi trebuie să fie capabil de a măsura lungimea de referinţă cu exactitatea de 1 %, sau mai mare pentru valoarea măsurată. Lungime de referinţă este de 50 mm.

33

Atunci când pe epruveta este fixat un extensometru, trebuie evitate la maximum orice alterare sau deteriorare cauzate epruvetei [16].

Figura 4.2 Maşina de testare LS100

Figura 4.3 Extensometrul axial 3542

(Epsilon Technology Corp) (Laboratorului de Încercare a Materialelor al Catedrei de Mecanică a Univ. Transilvania Braşov)

4.1.3. Epruvete Forma şi dimensiunile epruvetelor Sunt utilizate epruvete dreptunghiulare cu taloane conform (ISO 527):

Figura 4.4 Epruvete dreptunghiulare cu taloane

L2

L

LT

b1

h1

h

L3

L0

Orificii pentru centrare (facultative) φ D

Cleme Taloane

34

Tip 3 [mm] L3 Lungime totală >250 L2 Distanţă între taloane 150±1 b1 Lăţime 25 ±0,5 sau 50 ±0,5 h Grosime 2 până la 10 L0 Lungime de referinţă (recomandată pentru extensometre) 50+1 L Distanţă iniţială între cleme 136 (nominală) LT Lungime a taloanelor >50 hT Grosime a taloanelor 1 până la 3 D Diametrul găurilor de centrare 3 ± 0,25 Numărul de epruvete Au fost supuse încercărilor un număr de opt epruvete pentru fiecare material compozit (Figura 4.5), astfel: - material compozit armat cu fibre de sticlă (GBX 300 L– 1250 (Bx 300 – 1250)), impregnat cu răşina epoxidică (Resin 1050) şi întăritor (Hardeners 1059): 1 strat (8 epruvete), 2 straturi (8 epruvete); 3 straturi (8 epruvete); - material compozit armat cu fibre de carbon pre-impregnate cu răşina epoxidică (PLAIN 200): 1 strat (8 epruvete), 2 straturi (8 epruvete); 3 straturi (8 epruvete).

a. mc_fs;

b. mc_fc;

Figura 4.5 Epruvete din materiale compozite

Măsurarea dimensiunilor epruvetelor În Tabelul 4.1 sunt prezentate valorile parametrilor geometrici ai epruvetelor ce au fost supuse încercării la tracţiune:

35

Tabelul 4.1 Parametri geometrici pentru epruvetele solicitate la tracţiune

Epruvete din material compozit armat cu fibre de sticlă

Epruvete din material compozit armat cu fibre de carbon

Distanta

intre taloane

Lăţimea epruvetei

Grosimea epruvetei Arie

Distantaintre

taloane

Lăţimea epruvetei

Grosimea epruvetei Arie

L2 b1 h A L2 b1 h A Nr. straturi [mm] [mm] [mm] [mm2] [mm] [mm] [mm] [mm2]

1 strat 150 25 0.8 20 150 25 0.2 52 straturi 150 25 1.2 30 150 25 0.4 53 straturi 150 25 1.6 30 150 25 0.6 15

Fixarea epruvetelor pentru testare

Epruveta se aşează în cleme astfel încât axa ei longitudinală să fie aliniată cu axa maşinii de încercare. Se strâng clemele în mod regulat şi ferm, pentru a evita orice alunecare. Pentru încercări de calitate s-a ales viteza de încercare v = 1 mm/min pentru a se măsura cu exactitate deformaţia specifică maximă ( maxε ) şi pentru determinarea cât mai corectă a modulului de elasticitate la tracţiune (E).

Figura 4.6 Pretensionare epruvete

Reglarea extensometrului După echilibrarea pretensiunilor, se montează şi se reglează pe lungimea de referinţă a epruvetei un extensometru etalonat. Distanţa iniţială, lungimea de referinţă este de L0 = 50 mm. Măsurarea alungirii lungimii libere a epruvetei, pornind de la deplasarea clemei se utilizează pentru determinarea valorii deformării nominale la tracţiune tε . Lungimea de referinţă se măsoară cu exactitatea de cel puţin 1%. Înregistrarea rezultatelor Se înregistrează forţa (F) şi valorile corespondente ale creşterii lungimii de referinţă şi ale distanţei dintre cleme în cursul încercării. Se utilizează un sistem automat de înregistrare care furnizează, pentru această operaţie, curbe complete forţă/deformare. Se determină toate tensiunile şi deformaţiile necesare şi definite în capitolul 4.1.1 pornind de la curba forţă / deformare.

36

4.1.4. Rezultatele solicitării la tracţiune a epruvetelor din materiale compozite În cadrul testelor, epruveta este alungită în lungul axei sale principale cu o viteză constantă, până la rupere sau până când tensiunea (sarcina) sau deformarea (alungirea) a atins o valoare prestabilită. S-au măsurat cu precizie dimensiunile fiecărei epruvete: secţiunea transversală şi lăţimea epruvetei. Aceste dimensiuni s-au introdus ca date de intrare în calculatorul conectat la maşina de testat, având softul NEXYGEN, care preia datele experimentale de la maşina de încercat şi le prelucrează statistic.

Figura 4.7 Solicitarea la tracţiune a epruvetelor (mc_fs)

4.1.4.1. Material compozit armat cu fibre de sticlă solicitat la tracţiune Pentru determinarea caracteristicilor mecanice ale materialului compozit armat cu fibre de sticlă am realizat plăci din acest material: cu 1 strat, 2 straturi, 3 straturi. În urma solicitării la tracţiune s-au obţinut următoarele rezultate: Material compozit armat cu fibre de sticlă (1 strat) Rezultatele testelor de tracţiune pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu un strat sunt în Figura 4.8 şi datele relative sunt rezumate în Tabelul 4.2. Tabelul 4.2 Proprietăţile materialelor solicitate la tracţiune (mc_fs (1 strat))

Forţa la rupere Lungire Deformaţie

specifică Tensiune admisibilă

Modul de elasticitate longitudinal

Rigiditate

F ΔL ε σ E k Nr. Epruvetă

(1 st.)

[N] [mm] [-] [MPa] [MPa] [N/mm] Epruveta 1 2296 0.5073 0.0101 115 11316 4526 Epruveta 2 2251 0.4456 0.0089 113 12628 5051 Epruveta 3 2398 0.5749 0.0115 120 10426 4171 Epruveta 4 2390 0.5186 0.0104 119 11519 4608 Epruveta 5 2633 0.6244 0.0125 132 10542 4217 Epruveta 6 2163 0.4832 0.0097 108 11188 4475 Epruveta 7 2500 0.4861 0.0097 125 12856 5142 Epruveta 8 2218 0.4520 0.0090 111 12265 4906

37

0

30

60

90

120

0.000 0.002 0.004 0.006 0.008

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MP

a]

Epruveta 1 (1 strat)

Epruveta 2 (1 strat)

Epruveta 3 (1 strat)

Epruveta 4 (1 strat)

Epruveta 5 (1 strat)

Epruveta 6 (1 strat)

Epruveta 7 (1 strat)

Epruveta 8 (1 strat)

Figura 4.8 Curbe de σ – ε mc_fs (1 st.)

0

30

60

90

120

0.000 0.002 0.004 0.006 0.008

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.9 Curba medie σ – ε mc_fs (1 st.)

Material compozit armat cu fibre de sticlă (2 st.) Rezultatele testelor de tracţiune pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu două straturi sunt în Figura 4.10 şi datele relative sunt rezumate în Tabelul 4.3. Tabelul 4.3 Proprietăţile materialelor solicitate la tracţiune (mc_fs (2 st.))

Forţa la rupere Lungire Deformaţie

specifică Tensiune admisibilă

Modul de elasticitate longitudinal

Rigiditate

F ΔL ε σ E k Nr. Epruvetă (2 straturi)

[N] [mm] [-] [MPa] [MPa] [N/mm] Epruveta 1 4984 0.6111 0.0122 166 13593 8156 Epruveta 2 4618 0.5351 0.0107 154 14384 8631 Epruveta 3 5069 0.6364 0.0127 169 13274 7964 Epruveta 4 4610 0.5106 0.0102 154 15047 9028 Epruveta 5 5088 0.6289 0.0126 170 13485 8091 Epruveta 6 5027 0.6155 0.0123 168 13612 8167 Epruveta 7 5014 0.6248 0.0125 167 13375 8025 Epruveta 8 5068 0.6141 0.0123 169 13756 8253

0

50

100

150

200

0.000 0.002 0.004 0.006 0.008

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MP

a]

Epruveta 1 (1 strat)

Epruveta 2 (1 strat)

Epruveta 3 (1 strat)

Epruveta 4 (1 strat)

Epruveta 5 (1 strat)

Epruveta 6 (1 strat)

Epruveta 7 (1 strat)

Epruveta 8 (1 strat)

Figura 4.10 Curbe de σ – ε mc_fs (2 st.)

0

50

100

150

200

0.000 0.002 0.004 0.006 0.008

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.11 Curba medie σ – ε mc_fs (2 st.)

38

Material compozit armat cu fibre de sticlă (3 st.) Rezultatele testelor de tracţiune pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă (armat cu fibre de sticlă) cu un strat sunt în Figura 4.12 şi datele relative sunt rezumate în Tabelul 4.4. Tabelul 4.4 Proprietăţile materialelor solicitate la tracţiune (mc_fs (3 st.))

Forţa la rupere Lungire Deformaţie

specifică Tensiune admisibilă

Modul de elasticitate longitudinal

Rigiditate

F ΔL ε σ E k Nr. Epruvetă

(3 strat)

[N] [mm] [-] [MPa] [MPa] [N/mm] Epruveta 1 7504 0.5528 0.0111 188 16967 13573 Epruveta 2 8074 0.6598 0.0132 202 15296 12236 Epruveta 3 8041 0.5937 0.0119 201 16930 13544 Epruveta 4 7817 0.6706 0.0134 195 14571 11657 Epruveta 5 7933 0.6417 0.0128 198 15453 12363 Epruveta 6 8045 0.7120 0.0142 201 14124 11299 Epruveta 7 7900 0.6734 0.0135 197 14664 11731 Epruveta 8 7767 0.5369 0.0107 194 18082 14466

0

30

60

90

120

150

180

210

0.000 0.002 0.004 0.006 0.008

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MP

a]

Epruveta 1 (1 strat)

Epruveta 2 (1 strat)

Epruveta 3 (1 strat)

Epruveta 4 (1 strat)

Epruveta 5 (1 strat)

Epruveta 6 (1 strat)

Epruveta 7 (1 strat)

Epruveta 8 (1 strat)

Figura 4.12 Curbe de σ – ε mc_fs (3 st.)

0

30

60

90

120

150

180

210

0.000 0.002 0.004 0.006 0.008

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MP

a]

Figura 4.13 Curba medie σ – ε mc_fs (3 st.)

4.1.4.2. Sintetiza rezultatelor (mc_fs solicitat la tracţiune) În continuare este prezentată o sinteză a datelor experimentale obţinute în urma încercării la tracţiune a epruvetelor cu fibre de sticlă (cu 1, 2 şi 3 straturi).

39

1 2 3 4 5 6 7 8

1 strat2 straturi

3 straturi0

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

8000

9000

For ţă

[N]

Nr. epruvetă

Figura 4.14 Variaţia forţei cu nr. de straturi la epruvetele studiate

1 2 3 4 5 6 7 8

1 strat2 straturi

3 straturi0

50

100

150

200

250

Tens

iune

max

imă

[MPa

]

Nr. epruvetă

Figura 4.15 Variaţia tensiunii maxime cu nr. de straturi

1 2 3 4 5 6 7 8

1 strat2 straturi

3 straturi0

2000

4000

6000

8000

10000

12000

14000

16000

18000

20000

Mod

ul e

last

icita

te lo

ngitu

dina

lă [M

Pa]

Nr. epruvetă Figura 4.16 Variaţia modulului de elasticitate longitudinal cu nr. de straturi

40

În Tabelul 4.5 este prezentată o sinteză a datelor experimentale obţinute în urma încercării la tracţiune a epruvetelor cu fibre de sticlă (cu 1, 2 şi 3 straturi). Tabelul 4.5 Sinteza rezultatelor obţinute (mc_fs)

Epruvete din material compozit armat cu fibre de sticlă

Tensiune admisibilă Modul de elasticitate longitudinal

σ E [MPa] [MPa]

1 strat 115 11500 2 straturi 160 13800 3 straturi 195 15700

Fibre sticlă

>5 straturi 225 18000

4.1.4.3. Densitatea, coeficientul lui Poisson, modulul de elasticitate transversal (mc_fs)

Pentru a calcula densitatea materialului compozit studiat vor fi utilizate valorile parametrilor geometrici pentru epruvetele solicitate la tracţiune (Tabelul 4.6): Tabelul 4.6 Parametri geometrici ai epruvetelor studiate (mc_fs)

Lăţime epruvetă Lungime talon Lungime epruvetă Grosime epruvetă l Lt Le h

Material (ţesătură)

Nr. straturi

[mm] [mm] [mm] [mm] 1 25 40 230 0.8 2 25 40 230 1.2 Fibre

sticlă 3 25 40 230 1.6

1−×== VmVmϕ (3.1)

Cu valorile pentru masă şi volum obţinute, au rezultat următoarele densităţi de material pentru compozitul armat cu fibră de sticlă: Tabelul 4.7 Densitatea materialului compozit armat cu fibre de sticlă

Nr straturi Densitate material compozit [t/mm3] 1 1.8e-9 2 1.9e-9 3 2.0e-9

În cadrul modelarii cu elemente finite din capitolul următor, calculul se va efectua utilizând densitatea maximă obţinută:2.0e-9 [t/mm3] (Tabelul 4.7). Valorile pentru coeficientul lui Poisson (ν) şi modulul de elasticitate transversal (G) pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă se aleg asemănător unor materiale similare din literatura de specialitate, astfel: νs=0.05 iar Gs =4800 [MPa].

41

4.1.4.4. Material compozit armat cu fibre de carbon solicitat la tracţiune Pentru determinarea caracteristicilor mecanice ale materialului compozit armat cu fibre de carbon am realizat plăci din acest material: cu 1 strat, 2 straturi, 3 straturi. În urma solicitării la tracţiune s-au obţinut următoarele rezultate: Material compozit armat cu fibre de carbon (1 strat) Rezultatele testelor de tracţiune pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu un strat sunt în Figura 4.17 şi datele relative sunt rezumate în Tabelul 4.8. Se observă că rigiditatea depinde de structura materialului. Tabelul 4.8 Proprietăţile materialelor solicitate la tracţiune (mc_fc (1 strat))

Forta la rupere Lungire Deformaţie

specifică Tensiune admisibila

Modul de elasticitate longitudinal

Rigiditate

F ΔL ε σ E k Nr. Epruvetă

(1 strat)

[N] [mm] [-] [MPa] [MPa] [N/mm] Epruveta 1 2042 0.4403 0.0088 408 46385 4639 Epruveta 2 1899 0.3929 0.0079 380 48334 4833 Epruveta 3 2123 0.4050 0.0081 425 52425 5242 Epruveta 4 2126 0.4578 0.0092 425 46427 4643 Epruveta 5 2099 0.4417 0.0088 420 47518 4752 Epruveta 6 1995 0.4343 0.0087 399 45935 4594 Epruveta 7 2091 0.4900 0.0098 418 42682 4268 Epruveta 8 2035 0.4182 0.0084 407 48648 4865

0

60

120

180

240

300

360

420

480

0.000 0.001 0.002 0.003 0.004

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Epruveta 1 (1 strat)

Epruveta 2 (1 strat)

Epruveta 3 (1 strat)

Epruveta 4 (1 strat)

Epruveta 7 (1 strat)

Epruveta 8 (1 strat)

Epruveta 5 (1 strat)

Figura 4.17 Curbe de σ – ε mc_fc (1 st.)

0

100

200

300

400

0.000 0.001 0.002 0.003

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.18 Curba medie σ – ε mc_fc (1 st.)

Material compozit armat cu fibre de carbon (2 st.) Rezultatele testelor de tracţiune pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu două straturi sunt în Figura 4.19 şi datele relative sunt rezumate în Tabelul 4.9. Se observa că rezistenţa depinde de structura materialului.

42

Tabelul 4.9 Proprietăţile materialelor solicitate la tracţiune (mc_fc (2 st.))

Forţa la rupere Lungire Deformaţie

specifică Tensiune admisibilă

Modul de elasticitate longitudinal

Rigiditate

F ΔL ε σ E k Nr. Epruvetă

(2 st.)

[N] [mm] [-] [MPa] [MPa] [N/mm] Epruveta 1 4638 0.3800 0.0076 464 61025 12205 Epruveta 2 4459 0.3651 0.0073 446 61065 12213 Epruveta 3 4592 0.4080 0.0082 459 56272 11254 Epruveta 4 4762 0.4535 0.0091 476 52505 10501 Epruveta 5 4156 0.4188 0.0084 416 49619 9924 Epruveta 6 5142 0.4092 0.0082 514 62823 12565 Epruveta 7 4425 0.4000 0.0080 442 55302 11060 Epruveta 8 4766 0.4218 0.0084 477 56505 11301

0

200

400

600

0.000 0.001 0.002 0.003 0.004

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Epruveta 1 (1 strat)

Epruveta 2 (1 strat)

Epruveta 3 (1 strat)

Epruveta 4 (1 strat)

Epruveta 5 (1 strat)

Epruveta 6 (1 strat)

Epruveta 7 (1 strat)

Epruveta 8 (1 strat)

Figura 4.19 Curbe de σ – ε mc_fc (2 st.))

0

100

200

300

400

500

0.000 0.001 0.002 0.003

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MP

a]

Figura 4.20 Curba σ – ε mc_fc (2 st.)

43

Material compozit armat cu fibre de carbon (3 st.) Rezultatele testelor de tracţiune pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu trei straturi sunt prezentate în Figura 4.21 şi datele relative sunt rezumate în Tabelul 4.10. Se observă că rezistenţa depinde de structura materialului. Tabelul 4.10 Proprietăţile materialelor solicitate la tracţiune (mc_fc (3 st.))

Forţa la rupere Lungire Deformaţie

specifică Tensiune admisibilă

Modul de elasticitate longitudinal

Rigiditate

F ΔL ε σ E k Nr. Epruveta (3 st.)

[N] [mm] [-] [MPa] [MPa] [N/mm] Epruveta 1 6983 0.3890 0.0078 466 59837 17951 Epruveta 2 6656 0.3431 0.0069 444 64666 19400 Epruveta 3 6505 0.3294 0.0066 434 65828 19748 Epruveta 4 7496 0.3918 0.0078 500 63777 19133 Epruveta 5 8257 0.4213 0.0084 550 65333 19600 Epruveta 6 7542 0.4143 0.0083 503 60678 18203 Epruveta 7 8405 0.4364 0.0087 560 64191 19257 Epruveta 8 7791 0.3610 0.0072 519 71951 21585

0

200

400

600

0.000 0.001 0.002 0.003 0.004

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Epruveta 1 (1 strat)

Epruveta 2 (1 strat)

Epruveta 3 (1 strat)

Epruveta 4 (1 strat)

Epruveta 5 (1 strat)

Epruveta 6 (1 strat)

Epruveta 7 (1 strat)

Epruveta 8 (1 strat)

Figura 4.21 Curbe de σ – ε mc_fc (3 st.)

0

200

400

600

0.000 0.001 0.002 0.003

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.22 Curba medie σ – ε mc_fc (3 st.)

4.1.4.5. Sintetiza rezultatelor (mc_fc solicitat la tracţiune) În continuare este prezentată o sinteză a datelor experimentale obţinute în urma încercării la tracţiune a epruvetelor cu fibre de carbon (cu 1, 2 şi 3 straturi):

44

1 2 3 4 5 6 7 8

1 strat2 straturi

3 straturi0

1000

2000

3000

4000

5000

6000

7000

8000

9000

For ţă

[N]

Nr. epruvetă

Figura 4.23 Variaţia forţei cu nr. de straturi

1 2 3 4 5 6 7 8

1 strat2 straturi

3 straturi0

100

200

300

400

500

600

Tens

iune

max

imă

[MPa

]

Nr. epruvetă

Figura 4.24 Variaţia tensiunii maxime cu nr. de straturi

1 2 3 4 5 6 7 8

1 strat2 straturi

3 straturi0

10000

20000

30000

40000

50000

60000

70000

80000

Mod

ul e

last

icita

te lo

ngitu

dina

lă [M

Pa]

Nr. epruvetă Figura 4.25 Variaţia modulului de elasticitate longitudinal cu nr. de straturi

45

În Tabelul 4.11 este prezentată o sinteză a datelor experimentale obţinute în urma încercării la tracţiune a epruvetelor cu fibre de carbon (cu 1, 2 şi 3 straturi). Tabelul 4.11 Sinteza rezultatelor obţinute (mc_fc)

Epruvete din material compozit armat cu fibre de carbon

Tensiune admisibilă Modul de elasticitate longitudinal

σ E [MPa] [MPa]

1 strat 410 47200 2 straturi 460 56800 3 straturi 495 64500

Fibre carbon

>5 straturi 510 72000 Cu creşterea numărului de straturi la materialul compozit creste forţa admisibilă, modulul de elasticitate longitudinal, tensiunea specifică.

4.1.4.6. Densitatea, coeficientul lui Poisson, modulul de elasticitate transversal (mc_fc)

Pentru a calcula densitatea materialului compozit studiat vor fi utilizate valorile parametrilor geometrici pentru epruvetele solicitate la tracţiune (Tabelul 4.12): Tabelul 4.12 Parametri geometrici ai epruvetelor studiate (mc_fc)

Latine epruvetă Lungime talon Lungime epruvetă Grosime epruvetă

l Lt Le h Material

(ţesătură) Nr.

straturi [mm] [mm] [mm] [mm]

1 25 40 230 0.2 2 25 40 230 0.4 Fibre

carbon 3 25 40 230 0.6

Tabelul 4.13 Densitatea materialului compozit armat cu fibre de carbon

Nr straturi Densitate material compozit [t/mm3] 1 1.3e-09 2 1.3e-09 3 1.4e-09

În cadrul modelarii cu elemente finite din capitolul următor, calculul se va efectua utilizând densitatea minima obţinută: 1.4e-09 [t/mm3]. Valorile pentru coeficientul lui Poisson (ν) şi modulul de elasticitate transversal (G) pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă se aleg asemănător unor materiale similare din literatura de specialitate, astfel: νc=0.05 iar Gc =4200 [MPa].

46

4.2. Determinarea experimentală a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite solicitate la încovoiere

Încercarea de încovoiere caracterizează comportamentul unui element structural subţire supus unei sarcini externe aplicată perpendicular pe axa longitudinală a elementului. Element structural (în cazul de faţă, epruveta) se presupune a fi astfel încât cel puţin una din dimensiunile sale să reprezinte un procent aproximativ de 1 / 10 sau mai puţin [15]. Pentru realizarea epruvetelor din materiale compozite s-a utilizat standardul român SR EN ISO 14125 din 1998, Compozite de materiale-plastice armate cu fibre, Determinarea proprietăţilor de încovoiere [84]. Prezenta parte a ISO 14125 are la bază ISO 178, ocupându-se de materiale plastice armate cu fibre. Se păstrează condiţiile de încercare relevante pentru sisteme armate cu fibre de carbon şi se extind condiţiile de încercare din ISO 178 pentru a include atât modalitatea de încercare în trei puncte (metoda A), cât şi încercarea în patru puncte (metoda B), dar şi condiţiile pentru compozitele pe bază de fibre de carbon. Metoda se utilizează pentru determinarea comportării la încovoiere a epruvetelor şi pentru determinarea rezistenţei la încovoiere, a modulului de elasticitate longitudinal la încovoiere şi a altor aspecte legate de relaţia efort/deformaţie în condiţiile date. Se aplică în cazul unei pârghii simplu rezemate, încărcată în trei sau patru puncte de încovoiere. Modul de aşezare şi de încercare a epruvetei se alege astfel încât să se limiteze deformaţia la forfecare şi să se evite ruperea prin forfecare interlaminară [45].

4.2.1. Definiţii Pentru cerinţele ISO 14125 se aplică definiţiile din ISO 14125, (1998), Compozite de materiale-plastice armate cu fibre, Determinarea proprietăţilor de încovoiere; [84].

4.2.2. Aparatură utilizată Maşină de încercare Maşina de testare pentru încercarea de încovoiere în trei puncte este produsă de aceeaşi firmă ca şi maşina cu care s-au făcut testele de tracţiune şi anume Lloyd’s Instruments, Marea Britanie, o maşină de tipul LR5K Plus (Figura 4.26) (Fmax= 5 kN). Doi suporţi şi un poanson semisferic al sarcinii sunt dispuşi conform figurii de mai jos, Maşina de încercat la încovoiere permite preluarea rezultatelor experimentale în format electronic, prin intermediul softului NEXYGEN Plus.

47

Figura 4.26 Maşina de testare LR5K Plus (Laboratorului de Încercare a Materialelor al Catedrei de Mecanică a Univ. Transilvania Braşov)

Figura 4.27 Încercarea la încovoiere în 3

puncte

4.2.3. Epruvete În cazul materialelor studiate au fost supuse încercărilor un număr de opt epruvete pentru material compozit armat cu fibre de sticlă şi şase epruvete pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon, astfel: - material compozit armat cu fibre de sticlă (GBX 300 L– 1250 (Bx 300 – 1250)), impregnat cu răşina epoxidică (Resin 1050) şi întăritor (Hardeners 1059): 5 straturi (8 epruvete), 6 straturi (8 epruvete); 7 straturi (8 epruvete); - material compozit armat cu fibre de carbon pre-impregnate cu răşina epoxidică (PLAIN 200): 5 straturi (6 epruvete), 6 straturi (6 epruvete); 7 straturi (6 epruvete). În tabelul Tabelul 4.14 sunt prezentate valorile parametrilor geometrici ai epruvetelor ce au fost supuse testelor la încovoiere: Tabelul 4.14 Valorile parametrilor geometrici pentru solicitarea de încovoiere

Epruvete din material compozit armat cu fibre de sticlă

Epruvete din material compozit armat cu fibre de carbon

Distanta intre

reazeme

Lăţimea epruvetei

Grosimeepruveta Arie

Distanta intre

reazeme

Lăţimea epruvetei

Grosimeepruveta Arie

L b h A L b h A

Nr. straturi

[mm] [mm] [mm] [mm2] [mm] [mm] [mm] [mm2] 5 straturi 40 10.8 2.8 30.2 80 10.8 1 10.8 6 straturi 40 10.8 3.0 32.4 80 10.8 1.2 12.96 7 straturi 40 10.8 3.4 36.7 80 10.8 1.4 15.12

F

L

l

h

R2 R2

48

Se înregistrează forţa (F) şi săgeata corespunzătoare epruvetei, în timpul încercării, folosind un sistem automat de înregistrare care dă curba completă forţă / deplasare sau efort / deformaţie specifică.

4.2.4. Rezultatele încercărilor la încovoiere a epruvetelor din materiale compozite În cadrul testelor, epruveta este supusă solicitării de încovoiere la o viteză constantă, până la rupere sau până când tensiunea (sarcina) sau deformarea (lungirea) a atins o valoare prestabilită.

4.2.4.1. Material compozit armat cu fibre de sticlă (încovoiere) Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă cu cinci straturi sunt prezentate în Figura 4.28, cu şase straturi sunt prezentate în Figura 4.29, cu şapte straturi în Figura 4.30. În Figura 4.31, se pot vizualiza în paralel rezultatele obţinute la solicitarea de încovoiere pentru epruvetele din mc_fs cu cinci, şase şi şapte straturi

0

20

40

60

80

100

120

140

0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.28 Curba medie σ – ε mc_fs (5 st.)

0

20

40

60

80

100

120

140

160

0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.29 Curba medie σ – ε mc_fs (6st.)

0

50

100

150

200

0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.30 Curba medie σ – ε mc_fs (7st.)

0

50

100

150

200

250

0 0.02 0.04 0.06 0.08 0.1 0.12

Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

5 straturi6 straturi7 straturi

Figura 4.31 Curbe medii σ – ε la încovoiere mc_fc (5, 6, 7 st.)

49

4.2.4.2. Sintetizarea rezultatelor (mc_fs solicitat la încovoiere) În Tabelul 4.15 este prezentată sinteza datelor experimentale obţinute în urma încercării la încovoiere a epruvetelor cu fibre de sticlă (cu 5, 6 şi 7 straturi). Tabelul 4.15 Sinteza rezultatelor obţinute (mc_fs)

Epruvete din material compozit armat cu fibre de sticlă

Modul de elasticitate longitudinal Tensiune Lungire Forţa maximă

[MPa] [MPa] [mm] [N] 5 straturi 5160 171 4.9 241 6 straturi 6866 265 4.3 429 7 straturi 6708 261 4.1 544

5000

5500

6000

6500

7000

200 250 300 350 400 450 500 550 600Forţa (F) [ N ]

Mod

ul d

e el

astic

itate

long

itudi

nal (

E) [M

Pa]

Figura 4.32 Graficul de variaţie modul de

elasticitate longitudinal / forţă

160

180

200

220

240

260

4.0 4.2 4.4 4.6 4.8 5.0Lungire [ mm ]

Tens

iune

max

imă

[MPa

]

Figura 4.33 Graficul de variaţie lungire /

tensiune maximă

În Figura 4.32 este reprezentată variaţia forţei cu modulul de elasticitate longitudinal, cu cât creste forţa cu atât se măreşte şi modulul de elasticitate longitudinal.

50

4.2.4.3. Material compozit armat cu fibre de carbon (încovoiere) Rezultatele testelor de încovoiere pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon cu cinci (Figura 4.34), şase straturi (Figura 4.35) şi şapte straturi (Figura 4.36). Se observă că rezistenţa este condiţionată de structura materialului, dar totodată apar delaminări.

0

100

200

300

400

500

0.000 0.004 0.008 0.012 0.016Deformaţie specifică

Tens

iune

(s) [

MPa

]

Figura 4.34 Curba medie σ – ε la încovoiere

mc_fc (5 st.)

0

200

400

600

800

0.000 0.004 0.008 0.012 0.016Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

] Figura 4.35 Curba medie σ – ε la încovoiere

mc_fc (6st.)

0

100

200

300

400

500

0.000 0.007 0.014 0.021Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

Figura 4.36 Curba medie σ – ε la încovoiere

mc_fc (7st.)

0

200

400

600

800

0.000 0.004 0.008 0.012 0.016Deformaţie specifică

Tens

iune

[MPa

]

6 straturi5 straturi7 straturi

Figura 4.37 Curbe medii σ – ε la încovoiere

mc_fc (5, 6, 7st.)

În Figura 4.37, se pot vizualiza în paralel a rezultatelor obţinute la solicitarea de încovoiere pentru epruvetele din mc_fs cu cinci, şase şi şapte straturi, se observă că rezistenţa cea mai ridicata o regăsim la mc_fs cu numarul de 7 straturi.

51

4.2.4.4. Sintetizarea rezultatelor (mc_fc solicitat la încovoiere) În Tabelul 4.16 se prezintă o sinteză a datelor experimentale obţinute în urma încercării la încovoiere a epruvetelor cu fibre de carbon (cu 5, 6 şi 7 straturi). Tabelul 4.16 Sinteza rezultatelor obţinute (mc_fc)

Epruvete din material compozit armat cu fibre de carbon

Modul de elasticitate longitudinal Tensiune Lungire Forţa maximă

[MPa] [MPa] [mm] [N] 5 straturi 63328 334 24 18 6 straturi 78064 482 15 43 7 straturi 105659 764 13 99

În Figura 4.38 este reprezentată variaţia forţei cu modulul de elasticitate longitudinal:

40000

60000

80000

100000

120000

0 20 40 60 80 100 120Forţă [ N ]

Mod

ul d

e el

astic

itate

lo

ngitu

dina

l (E)

[MPa

]

Figura 4.38 Graficul de variaţie modul de

elasticitate longitudinal / forţa la rupere

0

200

400

600

800

10 15 20 25Lungire [ mm ]

Tens

iune

max

imă[

MPa

]

Figura 4.39 Graficul de variaţie lungire /

tensiune la rupere

În Figura 4.39 este reprezentată variaţia tensiunii cu lungirea epruvetei din material compozit armat cu fibre de carbon:

4.3. Concluzii asupra caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite

În capitolul intitulat "Determinarea experimentala a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite" sunt prezentate testele efectuate la tracţiune şi încovoiere. Aceste teste au fost efectuate pe epruvete din materiale compozite laminate stratificate armate cu fibre de sticlă şi fibre de carbon. Fiecare material a fost executat în 3 variante de stratificare (cu 1,2 şi 3 straturi pentru testele la tracţiune şi cu 5, 6 şi 7 straturi pentru testele la încovoiere). Testele au fost realizate conform normelor şi standardelor în vigoare. Rezultatele obţinute sunt prelucrate şi interpolate în vederea obţinerii valorilor caracteristicilor de material (valori admisibile, modulul de elasticitate longitudinal etc.).

52

5. ARIPA ADAPTIVĂ - CONCEPT ŞI ANALIZA CU ELEMENTE FINITE

5.1. Introducere. Scurta descriere a metodologiei În acest capitol este propus un nou concept de aripă adaptivă. După cum a rezultat în urma studiilor efectuate în prima parte a lucrării, necesitatea îmbunătăţirii performantelor avioanelor este evidentă. Aripa adaptivă propusă, reprezintă o soluţie tehnologică care permite un pas înainte în acest domeniu. Noul concept propus al aripii adaptive, aşa cum este prezentat în paragrafele următoare, poate realiza modificarea profilului aripii şi a aripii în ansamblul ei, prin mijloace mecanice, controlabile. Aceste deformaţii permit obţinerea unui profil optim în orice moment al zborului, profil care să aibă performanţe maxime la condiţiile locale ale atmosferei, la viteza şi incidenţa instantanee a aeronavei.

5.2. Definirea unei noi soluţii constructive de aripa adaptivă Ca forma în plan pentru aripa morphing se alege o aripă de formă dreptunghiulară. Aceasta alegere se bazează mai mult pe considerente economice decât pe considerente aerodinamice: toate nervurile din aripă sunt la fel, fapt care implică simplificare tehnologică şi uşurinţă în montaj, lonjeroanele sunt la fel, bordul de atac şi de fugă sunt constante în secţiune pe toată lungimea aripii [65], [66].

Figura 5.1 Secţiune tipică prin aripă (2D) Această aripă îşi poate modifica dimensiunile numai în lungul corzii, parţial sau total, funcţie de ceea ce se doreşte, putându-se obţine aripi trapezoidale, aripi parţial eliptice, aripi dreptunghiulare cu coardă mică.

Bord de atac Lise

Pistoane

Lonjeron 1

Inimă nervură

Lonjeron 2

Pistoane Lonjeron 3 Bord de

fugă

53

Figura 5.2 Sectiune prin aripă (3D) Figura 5.3 Structura de rezistenţă (3D)

Figura 5.4 Aripa adaptivă (deformată la maxim) – dreptunghiulară

Figura 5.5 Aripa adaptivă (deformată parţial) – trapezoidală

Figura 5.6 Aripa adaptivă (deformată la minim) – dreptunghiulară

Asemănător cu deformaţia trapezoidală se poate realiza şi o deformaţie eliptică la bordul de atac şi cel de fugă, cât şi orice formă intermediară. Suprafaţa maximă pe care o poate dezvolta avionul de faţă este de 7.8 m2. Suprafaţa minimă fiind de 6 m2, rezultă că aripa îşi poate mari suprafaţa cu peste 30%. Ca şi formă a profilului sunt posibile o multitudine de forme şi profile intermediare şi deformate între profilul minim şi cel maxim. Aceastea se realizează prin acţionarea împreună sau separată a pistoanelor şi este funcţie de cursa acestora.

Figura 5.7 Profilul de bază NACA 2412

54

5.3. Precalculul aripii adaptive În acest paragraf este prezentată metodologia clasică de calcul a unei aripi de avion, aplicată pentru aripa adaptivă. Prima etapă o constituie evaluarea maselor aeronavei şi a aripii, a elementelor ce alcătuiesc aripa. Acestea se calculează cu relaţiile de mai jos [27]: Principalele componente ale aripii sunt: lonjeroanele, nervurile, lisele, învelişul aripii şi altele. Greutatea totală a aripii este distribuită pe fiecare componenta astfel (valorile sunt calculate pe semianvergura aripii): Caracteristicile aerului la nivelul marii (condiţii standard): Presiune atmosferică: 0p 0.10133 [N/mm2] Densitatea aerului : 0ϕ 1.266 [kg/m3] Temperatura aerului: 0T 288 [k]

Parametrii dependenţi de altitudinea de zbor: Înălţimea de zbor: H 3000 [m] Densitatea aerului la înălţimea H: Hϕ 0.939 [kg/m3] Temperatura aerului la înălţimea H: HT 269 [k] Presiune atmosferica la înălţimea H: Hp 0.07006 [N/mm2]

Se aleg caracteristicile avionului cu aripi adaptive: Masă avionului la decolare: m0 1500 [kg] Masă aripii: maripa 188 [kg] Masă lonjeron: mlonjeron 56 [kg] Masă nervuri: mnervuri 56 [kg] Masă înveliş: minvelis 28 [kg] Masă lise: mlise 28 [kg] Masă alte componente ale aripii: maripa_altele 19 [kg]

5.4. Calculul distribuţiei de forţe şi mase Pentru a calcula distribuţia de presiune pe profil s-a folosit programul JavaFoil.

5.4.1. Alegerea profilului aripii, creerea geometriei S-au ales două profile: - profilul NACA cu patru cifre 2412 (utilizat în zborul de croazieră cu viteze mari); - profilul NACA cu patru cifre 5415 (utilizat în timpul zborului de decolare / aterizare, având o curbură pronunţată).

55

Figura 5.8 Profilul NACA 2412 Figura 5.9 Profilul NACA 5415

5.4.2. Distribuţia de presiune pe aripa adaptivă Meniul “Velocity” (Viteza). În acest meniu se calculează distribuţia de viteze pe profil pentru diferite incidenţe şi folosind aceste date se calculează distribuţia coeficienţilor de presiune (aceasta este corectată pentru efectele de compresibilitate de către teoria Karman-Tsien, valabilă doar pentru numere Mach mai mici de 0.7). Pentru calculul încărcarea aripii de-a lungul profilului s-a ales cea mai critică distribuţie de presiuni dintre cele obţinute pentru profilele prezentate anterior:

-1.5

-1.0

-0.5

0.0

0.5

1.0

1.5

2.0

0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0

Coarda profilului [m]

- Cp

Figura 5.10 Distribuţia de presiune pe profilul NACA 5415 Presiunea acţionează asupra învelişului, care la rândul lui transmite încărcările către tălpile lonjeroanelor. Pentru calculul distribuţiei în lungul aripii s-a ales o distribuţie eliptică reprezentată în Figura 5.11:

Profil NACA 5415

Distributie Cp

56

0.00.20.40.60.81.01.2

0 500 1000 1500 2000 2500

Semianvergura aripii [mm]

Coe

ficie

nt (c

)

Figura 5.11 Distribuţia de presiune pe semianvergura aripii adaptive

5.4.3. Calculul forţelor masice pe aripă Deoarece aripa este constantă în secţiune, masa va fi uniform distribuită de-a lungul aripii. Masele care intra în calcul sunt reprezentate de lonjeroane, colţari, înveliş, pistoane, inimile parţiale ale nervurilor şi lonjeroanelor, nituri şi bolţuri, sistemul hidraulic. La un calcul preliminar s-au obţinut o masă a aripii (pe un semiplan) de 188 kg. Această masă este distribuită uniform, mai puţin în zona de prindere cu fuselajul, unde procentajul este puţin mai mare.

Figura 5.12 Distribuţia de masă de-a lungul aripii

Figura 5.13 Distribuţia de mase în lungul corzii

În lungul corzii masa este distribuită liniar (conform figurii următoare) pentru cazul de calcul, mai puţin bordul de fugă care este mai uşor. Această distribuţie aproximativă este suficientă pentru scopul calculului şi anume acela de a afla forţele introduse de aripă în lonjeronul central.

57

5.5. Modelarea şi analiza cu elemente finite a aripii adaptive

5.5.1. Definirea geometrică a modelului Prima etapă constă în modelarea geometrică a aripii adaptive (MSC Patran).

5.5.2. Discretizarea modelului Discretizarea modelului se face folosind elementele descrise în capitolele 3.1.3 şi 3.1.4, urmând recomandările descrise în capitolul 3.1.5.

Figura 5.14 Geometria aripii adaptive

Elementele utilizate pentru învelişul aripii adaptive, lonjeroane parţiale şi nervuri parţiale sunt de tip SHELL (QUAD), iar acolo unde acestea nu pot fi folosite se utilizează SHELL (TRIA). Pistoanele sunt modelate cu elemente 1D de tip BAR cu două noduri (BEAM). În Figura 5.15 se poate observa discretizarea aripii adaptive.

Figura 5.15 Discretizarea aripii adaptive

5.5.3. Definirea condiţiilor limită: constrângeri şi încărcări Aripa este încastrată la îmbinarea cu fuselajul avionului, în zona lonjeroanelor. În aceasta extremitate a aripii se blochează deplasarea pe X,Y şi Z. Asupra aripii în zbor acţionează forţele aerodinamice (calculate în capitolul 4.4.) şi forţele masice .

Figura 5.16 Condiţii limită: constrângeri şi încărcări Pe aripă, în timpul zborului, mai acţionează şi forţele din pistoane. Rolul acestora este de a deforma profilul aripii, astfel încât acesta să se transforme într-un nou profil optimizat pentru condiţiile locale de zbor. Influenţa pistoanelor asupra învelişului aripii adaptive şi asupra structurii în general este simulată prin definirea unor deplasări impuse.

1000 [mm]

2500 [mm]

58

5.5.4. Definirea cazurilor de încărcare Pentru analiza aripii adaptive s-a definit un singur caz critic (acoperitor) de încărcare. Astfel, s-a luat în considerare presiunea dată de forţele aerodinamice, împreuna cu distribuţia de mase şi a deplasărilor impuse în pistoane. Acest caz de calcul combină toate tipurile de încărcări, deplasări şi fixări definite anterior.

5.5.5. Definirea materialelor Materialele sunt definite în meniul "Materials" al pre-procesorului MSC Patran. Pentru pistoane s-a definit materialul izotrop denumit "oţel" cu: - modulul de elasticitate longitudinal: E = 210000 MPa; - coeficientul lui Poisson: ν = 0.3; Pentru nervurile parţiale şi pentru lonjeroanele parţiale s-a definit materialul izotrop denumit "aliaj_aluminiu", cu: - modulul de elasticitate longitudinal: E = 71000 MPa; - coeficientul lui Poisson: ν = 0.33; - densitatea: ρ = 2.71-9 t / mm3. Pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon sub forma de ţesătură preimpregnată cu răşină epoxidică, trebuie definite următoarele valori pentru "mc_fc": - modulul de elasticitate longitudinal: E11 = E22 = 72000 MPa; - modulul de elasticitate transversal: G = 4500 MPa; - coeficientul lui Poisson: ν = 0.05; - densitatea: ρ = 1.41-9 t / mm3. Pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă în matrice de răşină epoxidică, trebuie definite următoarele valori pentru materialul ortotrop denumit "mc_fs": - modulul de elasticitate longitudinal: E11 = E22 = 18000 MPa; - modulul de elasticitate transversal: G = 4800 MPa; - coeficientul lui Poisson: ν = 0.05; - densitatea: ρ = 0.96-9 t / mm3. Aceste materiale sunt în continuare utilizate pentru definirea materialului compozit stratificat, aşa cum este descris în capitolul 2.2.7.

5.5.6. Stratificatul din materiale compozite Se definesc straturile materialului compozit utlizându-se meniul "LM_Ply". La pasul următor, se utilizează meniul "LM_Layup" pentru definirea ordinii straturilor definite anterior în stratificatul compozit. În urma acestei etape se creează automat grupuri, materiale şi proprietăţi (Figura 3.4) [70], [13].

59

5.5.7. Combinarea laminelor în stratificat Pentru a putea fi găsit laminatul optim, au fost analizate toate combinaţiile posibile cu 6, 8, 10 şi 12 straturi care îndeplineau şi condiţiile definite în capitolul 3.3, atât la stratificatul cu fibre de carbon, cât şi pentru cel cu fibre de sticlă. Iniţial s-au analizat stratificatele cu 6 şi 8 straturi, atât pentru carbon, cât şi pentru sticlă, pentru a se putea găsi orientativ dacă numărul de straturi este suficient. Rezultatele la 6 straturi, aşa cum va fi arătat în capitolul de rezultate, a demonstrat că numărul este insuficient. Asemănător, rezultatele la 8 straturi nu au fost suficiente. În continuare s-au analizat laminatele cu 10 straturi. La această variantă, câteva din combinaţiile realizate pentru fibre de carbon au avut tensiuni mai mici decât valoarea admisibilă. În schimb, pentru fibrele de sticlă 10 straturi nu au fost suficiente şi s-a trecut la analiza modelului cu 12 straturi, unde a rezultat că şi fibrele de sticlă este suficient de rezistente. Deoarece numărul de combinaţii de laminatele este foarte mare, s-a conceput un program în VBA (Visual Basic for Applications) care să realizeze automat aceste combinaţii şi să pregătească fişierul de analiză pentru MSC Nastran. Acest program este integrat într-un fişier MS Office Excel (*.xls) şi este prezentat în Anexa1. Tabelul 5.1 Exemplu de combinaţii posibile pentru un stratificat cu 8 straturi

Toate combinaţiile posibile şi funcţionale pentru toate stratificatele considerate şi analizate sunt prezentate sub forma tabelară în Anexa 2 [70][13].

5.5.8. Analiza modelului cu procesorul MSC Nastran "Job"-ul de analizat se defineşte în meniul Analysis al preprocesorului MSC Patran. Tipul analizei se alege linear static (Solution 101), cu opţiunea prezentării rezultatelor pentru fiecare strat al compozitului separat. Modelul se rulează în procesorul MSC Nastran. Acesta are fişiere de intrare (input) cu extensia “.db”, fişiere de ieşire (output) cu extensia “.xdb” şi fişiere adiţionale “.f06”, “.f04”, “.dball” [9]. Se rulează toate combinaţiile definite cu programul menţionat anterior.

60

0

200

400

600

800

1000

1200

4 6 8 10 12 14 16Nr. straturi

Tens

ium

e [M

Pa]

C_admisibilS_admisibilPower (C_max)Power (C_min)Power (S_max)Power (S_min)

5.5.9. Accesarea rezultatelor şi post-procesare În acest capitol sunt prezentate şi analizate rezultatele obţinute în urma analizelor MEF. După cum s-a prezentat mai sus, au fost efectuate un număr uriaş de analize, atât pentru varianta de compozit cu fibre de carbon, cât şi pentru cea cu fibre de sticlă, la 6, 8, 10 şi 12 straturi. Acest lucru implică o cantitate foarte mare de rezultate. Acestea sunt prezentate rezumativ în acest capitol. Detaliat sunt prezentate doar rezultatele de la stratificatul optim, atât la compozitul cu fibre de sticlă, cât şi la cel cu carbon. În continuare sunt prezentate sub forma de grafice comparative, rezultatele sub formă de tensiuni combinate von Mises maxime de pe model. La acelaşi număr de straturi este prezentat compozitul cu cea mai mică tensiune maximă dintre toate compozitele (compozitul optim) şi compozitul cel mai slab. Între aceste două valori se regăsesc celelalte combinaţii posibile. Notaţie: C = material compozit armat cu fibre de carbon S = material compozit armat cu fibre de sticlă

Figura 5.17 Anvelopa tensiunilor von Mises pentru compozitele analizate Pentru a putea fi găsit laminatul optim, au fost analizate toate combinaţiile posibile cu 6, 8, 10 şi 12 straturi care îndeplineau şi condiţiile definite în capitolul 3.3. La varianta cu 10 straturi există combinaţiile realizate pentru fibre de carbon cu tensiuni mai mici decât valoarea admisibilă. Pentru fibrele de sticlă s-a trecut la analiza modelului cu 12 straturi,

5.5.9.1. Rezultate materialul compozit armat cu fibre de carbon (10 st.) Cea mai bună variantă de combinaţie pentru materialul compozit armat cu fibre de carbon are structura din tabelul următor:

C_minC_maxS_minS_maxC_admisibilS_admisibil

61

Tabelul 5.2 Structura laminat optim (CFRP)

Nr. straturi 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 Layup 10 45 45 90 90 45 45 90 90 45 45

În continuare sunt prezentate rezultatele obţinute pentru acest stratificat. Rezultate detaliate pe fiecare strat sunt prezentate în Anexa 3.

Figura 5.18 Deformaţia învelişului datorată presiunii (vedere exagerata)

Figura 5.19 Deformaţia globala a aripii (vedere exagerata)

Figura 5.20 Tensiunile von Mises pe înveliş (extrados)

Figura 5.21 Tensiunile von Mises pe

înveliş (intrados) Deformaţia maximă, este obţinută la vârful aripii şi are valoarea de 107 mm. Deformaţia este clasică pentru o aripă de avion şi se datorează portanţei.

Figura 5.22 Deformaţiile specifice von Mises pe înveliş (extrados)

Figura 5.23 Deformaţiile specifice von

Mises pe înveliş (intrados) Din figurile de mai sus se observă că tensiunea maximă este de 507 MPa, mai mică decât valoarea admisibilă, iar deformaţia specifică maximă este de 0.0066 mm. Acestea se regăsesc pe intrados, în apropierea încastrării, unde momentul dat de portanţă este maxim.

σmax=507 MPa

ε =0.0066 mm

62

5.5.9.2. Rezultate materialul compozit armat cu fibre de sticlă (12 st.) Cea mai bună variantă de combinaţie pentru materialul compozit armat cu fibre de sticlă are structura din tabelul următor: Tabelul 5.3 Structură laminat optim (GFRP)

Nr. Straturi 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 Layup 21 90 45 45 45 90 45 45 90 45 45 45 90

În continuare sunt prezentate rezultatele obţinute pentru acest stratificat. Rezultate detaliate pe fiecare strat sunt prezentate în Anexa 3.

Figura 5.24 Deformaţia învelişului datorată presiunii (vedere exagerata)

Figura 5.25 Deformaţia globala a aripii (vedere exagerata)

Deformaţia maximă este obţinută la vârful aripii şi are valoarea de 133 mm. Deformaţia este clasică pentru o aripă de avion şi se datorează portanţei.

Figura 5.26 Tensiunile von Mises pe

înveliş (extrados)

Figura 5.27 Tensiunile von Mises pe

înveliş (intrados)

Figura 5.28 Deformaţiile specifice von

Mises pe înveliş (extrados)

Figura 5.29 Deformaţiile specifice von

Mises pe înveliş (intrados)

63

Din figurile de mai sus se observă că tensiunea maximă este de 220 MPa, mai mică decât valoarea admisibilă, iar deformaţia specifică maximă este de 0.0106 mm. Acestea se regăsesc pe intrados, în apropierea încastrării, unde momentul dat de portanţă este maxim. În acea zonă, învelişul este întins datorită încovoierii aripii şi a presiunii pe panou.

5.5.10. Comparaţia de mase a învelişului aripii adaptive în variantele de materiale considerate

Utilizând meniul "Tools - Mass Properties" a preprocesorului MSC Patran., în continuare va fi prezentată o analiză comparativă a masei învelişului aripii studiate din: aliaj de aluminiu, compozite armate cu fibre de sticlă şi fibre de carbon.

Înveliş aripă (3D)

Masă [t]

Volum [mm3]

Masă [kg]

Volum [m3]

Grosime strat [mm]

Grosime înveliş [mm]

Carbon 2.05e-02 1.30e+07 20.53 0.013 0.25 2.5 Sticlă 3.87e-02 1.93e+07 38.66 0.019 0.31 3.7 Aluminiu 6.11e-02 2.26e+07 61.08 0.023 - 2.5

0 10 20 30 40 50 60 70

Aluminiu

Sticlă

Carbon

Mat

eria

l inv

elis

Greutate [kg] Figura 5.30 Variaţia greutăţii funcţie de materialul utilizat

Comparând greutatea învelişului din material compozit armat cu fibre de sticlă şi materialul compozit armat cu fibre de carbon, rezultă că ce-a de-a doua variantă are o greutate cu 46.9% mai mică decât învelişul cu fibre de sticlă. Din punct de vedere al greutăţii se poate concluziona că învelişul din compozitul cu fibre de carbon este cel mai bun pentru optimizarea zborului.

5.6. Concluzii asupra analizei cu elemente finite a aripii adaptive În capitolul intitulat "Aripa adaptivă - analiza cu elemente finite" este prezentat un nou concept de aripă adaptivă, bazat pe modificarea prin mijloace mecanice a profilului aripii. Pentru aceasta aripă sunt calculate încărcările care apar, apoi modelul aripii este analizat cu elemente finite, în vederea determinării optime a stratificării materialelor compozite din care este realizat învelişul aripii. Procedeul este realizat într-un mod iterativ, se încercă diferite variante de stratificate.

64

6. CONCLUZII FINALE

6.1. Stadiul actual al realizărilor în construcţia aripilor pentru aeronave Paragraful prezintă o analiză personală a realizarilor în construcţia aripilor pentru aeronave, cu accent asupra rezultatelor utile cercetării întreprinse în lucrare. După cum a fost arătat în capitolele introductive, dezvoltarea şi optimizarea tehnologiilor aeronautice este una din principalele direcţii de cercetare la nivel mondial. Necesitatea cercetărilor în acest domeniu de vârf al ingineriei este evidentă. Odată cu revoluţia industrială, au început sa fie dezvoltate tehnologii mai performante şi materiale mai rezistente. Astfel, acum mai bine de 100 de ani, au fost posibile primele desprinderi de la sol cu aparate mai grele decât aerul. Cercetări intense, susţinute de marile companii aeronautice, dar şi de agenţii naţionale şi de centre de cercetare, au condus la obţinerea de materiale uşoare şi moderne, tehnologii din ce în ce mai ieftine şi mai uşor de aplicat şi siguranţa din ce în ce mai mare. Metodele de calcul şi analiză au fost şi ele îmbunătăţite, în prezent rezultatele obţinute cu acestea fiind foarte aproape de realitate. Şi la noi în tară au existat cercetători şi inventatori care au adus contribuţii importante în dezvoltarea acestui domeniu. Aviaţia civila a cunoscut o creştere semnificativă, transportul aerian de persoane devenind o alternativă a transportului terestru, prezentând avantajul de a fi mult mai rapid. Structurile adaptive au luat naştere în urma observării formelor de viaţă din natură care îşi modifică forma pentru a se adapta condiţiilor locale. Aceste structuri se întâlnesc în prezent în multe domenii din inginerie. Aeronavele cu aripi adaptive oferă posibilitatea de a creste performanţele aerodinamice la condiţii de zbor diferite, putând fi utilizate în orice misiune de zbor. Domeniul aripilor adaptive prezintă un mare interes în inginerie. La nivel internaţional, în prezent există multe proiecte în cercetare şi dezvoltare pe această direcţie. În constructiile aeronautice se folosesc mai multe categorii de materiale, printre care materialele compozite sunt de cea mai mare actualitate, tinzând spre a fi utilizate într-un procent cât mai mare în construcţia componentelor aeronavelor. Materialele compozite au rezistenţă practic nelimitată la acţiunea proceselor determinate de agenţii atmosferici şi de mediu, capacitate de amortizare a vibraţiilor mai mare, durabilitate mare în funcţionare. Ele prezintă o greutate specifică mai mică, rezultând un consum de combustibil redus, deci costuri reduse.

65

6.2. Metode teoretice de calcul a structurilor În acest capitol au fost prezentate principalele tipuri de aripi adaptive cunoscute, avantajele si dezavantajele lor, soluţiile constructive utilizate şi validate de practică. Prezentarea a urmărit evidenţierea principalelor caracteristici şi problematica acestor tipuri de construcţii cu scopul de a utiliza rezultatele obţinute în dezvoltarea modelului de aripă adaptivă propus în lucrare. Scopul capitolului a fost de a identifica cele mai bune metode pentru calculul aripii adaptive propuse în lucrare. Din acest capitol se pot concluziona următoarele: - metodele clasice pot fi utile şi suficient de corecte doar pentru piese simple; - piesele sau structurile complexe nu pot fi calculate cu metodele clasice decât aproximând structura cu o piesă simplă, în acest fel introducându-se erori mari la nivel de rezultate; - metodele cu elemente finite, datorită capacităţii crescute a tehnicii de calcul, permit calcularea într-un timp relativ scurt a tuturor tipurilor de structuri, începând de la cele mai simple şi terminând cu cele de complexitate crescută, rezultatele obţinute fiind în general comparabile cu cele obţinute în urma testelor. Astfel, aceste metode pot fi utilizate cu încredere; - cu cât modelul geometric al piesei modelate în MEF este mai aproape de geometria reală a piesei, cu atât rezultatele sunt mai corecte; - elementele 2D SHELL cu 4 laturi şi patru noduri (QUAD) oferă rezultate mai bune decât elementele cu trei laturi şi trei noduri (TRIA); - în general, o discretizare mai fină oferă rezultate mai bune. Totuşi, de la un anumit punct, prin creşterea fineţii discretizării nu se obţine îmbunătăţirea rezultatelor, acest lucru neducând decât la creşterea mărimii modelului şi a timpului de calcul; - în zonele unde se aşteaptă tensiuni şi deformaţii mari, la fel ca şi în zonele unde geometria nu mai este uniformă, se recomandă o creştere a fineţii discretizării, pentru o creştere a acurateţei rezultatelor în acele zone; - elementele care conţin noduri în care au fost aplicate constrângeri sau forţe concentrate vor prezenta local, tensiuni mai mari decât normal. Aceste zone trebuie ignorate, rezultatele trebuind extrase din elementele înconjurătoare, la o distanţă suficient de mare pentru a atenua efectul local; - pentru o analiză cât mai corectă a unui material compozit laminat stratificat este necesară cunoaşterea cât mai exactă a parametrilor de material ai fiecărui tip de lamină. Aceste valori pot fi obţinute prin teste pe epruvete; - comparativ cu metodele clasice, analiza cu metoda elementelor finite a pieselor din materiale compozite permite reducerea importantă a timpului necesar găsirii unei structuri din materiale compozite stratificate. De asemenea, prin rulări succesive cu diferite variante de stratificare (cu număr, ordine şi orientarea straturilor diferită) se poate ajunge foarte repede şi cu costuri reduse la un stratificat optim. În partea a doua a capitolului concluzionat, sunt prezentate o serie de teste efectuate pe un model cu elemente finite al unei placi din materiale compozite laminate stratificate. Aceste teste sunt efectuate pentru a obţine indicaţii directe cu privire la influenţa parametrilor de material ai laminei asupra proprietăţilor globale ale stratificatului. Din

66

aceasta parte s-au tras următoarele concluzii, cu aplicabilitate directa la învelişul aripii adaptive: - coeficientul lui Poisson are o influenţă minora asupra proprietăţilor globale ale laminatului, putând fi neglijat; - modulul de elasticitate longitudinal (E) are o influenţă majora asupra laminatului. Un modul mare de elasticitate oferă o rigiditate crescută a structurii, aceasta traducându-se în deformaţii mici combinate cu tensiuni mari. În schimb, un modul de elasticitate longitudinal redus, oferă o rigiditate scăzută, permiţând distribuirea mai uniformă a tensiunilor prin deformarea mai mare. Deoarece pentru învelişul aripii adaptive cerinţele sunt de a permite deformaţii relativ mari, materialele cu modulul de elasticitate longitudinal mai redus se pretează mai bine; - modulul de elasticitate transversal are o influenţă moderată. Compozitul cu modulul de elasticitate transversal mai mare prezintă caracteristici mai bune de rezistenţă, tensiunile care apar în material fiind mai scăzute şi în acelaşi timp deformaţia fiind mai mică. În schimb, la module de elasticitate transversal mai mici comportarea este inversă; - grosimea laminei (t) are o influenţă mare asupra proprietăţilor finale ale laminatului, o grosime mai mare însemnând o arie şi o inerţie mai mari, deci tensiuni scăzute. În acelaşi timp, creşterea grosimii laminei implică şi creşterea proporţională a greutăţii, ceea ce este un factor nedorit; - ordinea şi orientarea laminelor în laminat au şi ele o influenţă majoră. Pentru acelaşi număr de lamine, se pot obţine rezultate foarte diferite doar combinând diferit ordinea şi orientarea acestora. Pentru a găsi laminatul optim pentru o anumită aplicaţie, este necesară analiza piesei cu un număr cât mai mare de combinaţii ale ordinii şi orientării straturilor. În urma studiului efectuat, au fost găsite tipurile de combinaţii mai avantajoase. Aplicând aceste reguli se poate reduce considerabil numărul de combinaţii posibile. În ultima parte a capitolului analizat, sunt prezentate o serie de criterii, reguli şi condiţii care trebuie îndeplinite de un laminat pentru a avea o comportare cât mai bună când este supus acţiunii încărcărilor combinate. Aceste reguli reduc şi mai mult numărul variantelor posibile. Concluzia acestui subcapitol este ca un laminat trebuie sa fie simetric şi echilibrat. Ca o concluzie generală a acestui capitol, se poate spune că utilizarea softurilor moderne de proiectare şi analiza cu elemente finite(programele CAD/CAE ) este esenţială în evoluţia ingineriei având drept obiectiv reducerea costurilor în proiectare, realizare, exploatare.

67

6.3. Determinarea experimentală a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite

În capitolul intitulat "Determinarea experimentală a caracteristicilor mecanice ale materialelor compozite" sunt prezentate testele efectuate la tracţiune şi încovoiere. Aceste teste au fost efectuate pe epruvete din materiale compozite laminate stratificate armate cu fibre de sticlă şi fibre de carbon. Fiecare material a fost executat în 3 variante de stratificare (cu 1,2 şi 3 straturi pentru testele la tracţiune şi cu 5,6 şi 7 straturi pentru testele la încovoiere). Pentru fiecare tip de laminat s-a realizat un număr de 8 epruvete. Testele au fost realizate conform normelor şi standardelor în vigoare. Rezultatele obţinute (forţe şi alungiri) au fost apoi prelucrate şi interpolate în vederea obţinerii valorilor parametrilor de material (valori admisibile, modulul de elasticitate longitudinal). În urma efectuării testelor se pot trage următoarele concluzii: - materialul compozit armat cu fibre de carbon are un comportament "casant" la solicitarea la tracţiune şi un comportament “foarte elastic" la solicitarea la încovoiere; - materialul compozit armat cu fibre de carbon preimpregnate cu răşină, fiind de asemenea un material special pentru aviaţie, nu prezintă variaţii de grosime şi densitate de-a lungul epruvetei sau atunci când se compară epruvetele intre ele; - materialul compozit armat cu fibre de sticlă, deoarece a fost fabricat prin metode manuale, prezintă variaţii în grosime şi în cantitatea de răşina atât în lungul epruvetei, cât şi între epruvetele de acelaşi fel. Acest fapt a condus la o dispersie mai mare a valorilor măsurate; - atât la compozitul armat cu fibre de sticlă cât şi la cel armat cu fibre de carbon, creşterea numărului de straturi duce la mărirea forţei admisibile, mărirea tensiunii admisibile şi a modulului de elasticitate longitudinal (tracţiune); - materialul compozit armat cu fibre de carbon prezintă proprietăţi de rezistenţă mai bune, dar deformaţii admisibile mai mici decât cele ale materialului compozit armat cu fibre de sticlă. După efectuarea testelor, rezultatele au fost aranjate, prelucrate, mediate şi analizate. În urma efectuării acestui pas s-au putut trage următoarele concluzii: - materialele compozite multistrat prezintă proprietăţi de rezistenţă mai bune decât dacă ar fi fost luat acelaşi număr de straturi separat. Aceasta se poate explica prin faptul că la nivel microscopic, lamina prezintă discontinuităţi de fibre şi de răşina. În cazul unui material multistrat, eforturile sunt redistribuite în laminele înconjurătoare, astfel valorile admisibile fiind mai bune; - în cazul epruvetelor din materiale compozite multistrat se observă: cedarea unei lamine, nu conduce direct la cedarea laminatului. Eforturile sunt redistribuite în straturile înconjurătoare. Rezistenţa reziduală a laminatului este însă redusă faţă de valoarea maximă obţinută chiar înainte de cedarea primei lamine; - la încovoiere cedează de obicei laminele exterioare, deoarece acestea prezintă cele mai mari alungiri specifice (tensiune şi compresiune); - se pot obţine prin extrapolare, valori admisibile pentru materiale laminate compozite multistrat (care au în componenţă mai mult de cinci straturi);

68

- materialul compozit armat cu fibre de carbon prezintă proprietăţi de rezistenţă mai bune, dar deformaţii admisibile sunt mai mici decât cele ale materialului compozit armat cu fibre de sticlă; - materialul compozit armat cu fibre de carbon se pretează mai bine aplicării ca material de bază pentru învelişul aripii adaptive şi în acelaşi timp prezintă o greutate specifică redusă; - materialul compozit armat cu fibre de sticlă poate fi considerat ca o alternativă mai ieftină şi în acelaşi timp cu greutatea totală echivalentă mai mare.

6.4. Aripa adaptivă - analiza cu elemente finite În capitolul intitulat "Aripa adaptivă - analiza cu elemente finite" este prezentat un nou concept de aripă adaptivă, bazat pe modificarea prin mijloace mecanice a profilului aripii. Pentru aceasta aripă sunt calculate încărcările care apar (forţe aerodinamice, forţe masice, forţe introduse de extensia pistoanelor), iar apoi modelul aripii este analizat cu elemente finite, în vederea determinării optime a stratificării materialelor compozite din care este realizat învelişul aripii. Procedeul este realizat într-un mod iterativ, se încercă diferite variante de stratificate. În continuare sunt prezentate câteva concluzii care au fost trasate în urma analizării capitolului respectiv: - aripa adaptivă aleasă poate fi utilizată în orice misiune de zbor, putându-se adapta dinamic la condiţiile locale de zbor şi la condiţiile atmosferice; - folosind învelişul din materiale compozite, iar lonjeroanele şi nervurile fiind numai parţiale, structura aripii are o greutate redusă. Aceasta se poate traduce printr-un consum de combustibil redus şi costuri reduse; - aripa adaptivă studiată îşi poate modifica suprafaţa portantă cu până la peste 30%, prin modificarea profilului aripii. Se pot obţine aripi drepte, trapezoidale, eliptice etc. În funcţie de necesitatea misiunii. Datorită posibilităţii de modificare a geometriei în timpul zborului, performanţele sunt ridicate şi în acelaşi timp costurile scăzute; - datorită conceptului modern al învelişului deformabil din materiale compozitele laminate stratificate cu elasticitate mare, învelişul este continuu, fără discontinuităţi, rezultând o reducere suplimentară a rezistenţei la înaintare; - metodele moderne de calcul şi analiză permit obţinerea rapidă şi suficient de sigură a distribuţiei de presiune pe profil; - metoda elementelor finite permite o analiză rapidă a unui număr mare de materiale stratificate utilizate pentru învelişul aripii adaptive; - programul creat pentru automatizarea obţinerii stratificatelor pe baza combinării numărului, ordinii şi orientării laminei, permite calculul aripii adaptive cu toate aceste materiale, iar apoi se poate alege laminatul optim; - rezultatele obţinute în urma analizei pot fi considerate suficient de corecte, deoarece modelul geometric şi discretizarea sunt realizate urmând regulile optime stabilite, iar valorile de rezistenţă ale materialelor laminei au fost obţinute în urma testelor pe epruvete.

69

6.5. Concluzii generale În urma analizării documentaţiei disponibile, a efectuării parţii experimentale, a efectuării calculelor şi analizelor teoretice şi a analizării rezultatelor prezentate în această lucrare, se pot trage câteva concluzii generale: - aeronavele viitorului trebuie să aibă performanţe mai bune, consumul redus şi în general toate costurile reduse. Pentru aceasta au fost propuse noi soluţii, cum ar fi aripile adaptive sau morphing; - noul concept de aripă propusă se încadrează în direcţiile majore de cercetare la nivel mondial în acest domeniu; - utilizarea materialelor compozite stratificate pentru învelişul aripii adaptive reduce considerabil greutatea acesteia comparativ cu varianta clasică din aluminiu. Aceasta reducere de masă se regăseşte în scăderea costului final al aeronavei şi în reducerea costului transportului aerian; - testele pe epruvete, combinate cu metode moderne de calcul şi analiză cu elemente finite, permit proiectarea şi optimizarea rapidă a structurii analizate, în cazul de faţă a aripii adaptive; - pentru găsirea stratificării optime a materialului compozit laminat trebuie încercate (analizate cu MEF) o serie de combinaţii de laminate (combinaţii de straturi, ordine şi orientare), lucru posibil numai cu ajutorul unui program specializat de analiză prin metodei elementelor finite; - laminatul optim găsit trebuie să respecte regulile şi criteriile prescrise şi anume acelea de a păstra simetria faţă de axa neutră şi echilibrul numărului de straturi în laminat; - noul concept de aripă adaptivă propus, împreuna cu testele şi analizele efectuate în aceasta lucrare, permit îmbunătăţirea transportului aerian şi reducerea costurilor acestuia.

70

7. CONTRIBUŢII ORIGINALE, VALORIFICARE ŞI DIRECŢII VIITOARE DE CERCETARE

7.1. Contribuţii originale Teza de doctorat îşi propune sa aducă contribuţii în domeniul aeronautic şi cel al materialelor moderne utilizate în aviaţie, domenii în plină dezvoltare în cadrul ingineriei, domenii vaste şi strâns legate de multe altele. Ca direcţii principale abordate în această lucrare se regăsesc aripa adaptivă şi materialele compozite utilizate pentru învelişul aripii adaptive. Aceste cercetări sunt necesare pentru optimizarea zborului aeronavelor, cu trimitere directă asupra consumului şi în final a costurilor. În prezent, companiile constructoare de aeronave, împreuna cu centrele de cercetare internaţionale, au deschise studii de amploare în aceste direcţii. Dată fiind noutatea acestui domeniu, studiile şi cercetările nu sunt definitivate, în prezent aflându-se în stadii incipiente de testare şi dezvoltare. În acest sens, se poate observa că propunerile şi cercetările principale prezentate în aceasta teză sunt originale şi se adăugă altor cercetări în aceste domenii. În continuare sunt prezentate pe scurt contribuţiile personale originale pe care le aduce teza de faţă în domeniul studiat: a) Efectuarea unor studii privind stadiul actual şi tendinţele din industria aeronautică, în domeniul aripilor adaptive şi al materialelor utilizate pentru acestea. Această analiză este utilă pentru stabilirea necesităţii şi a direcţiilor de cercetare şi dezvoltare cu potenţial în aceste domenii. b) Prezentarea unor direcţii critice de cercetare şi dezvoltare în tehnologia aeronautică, cu precădere în domeniul aripilor adaptive şi al materialelor moderne utilizate pentru acestea. Aceste direcţii sunt necesare, ţinta lor fiind îmbunătăţirea performantelor şi scăderea costurilor. c) Propunerea unei noi soluţii constructive pentru o aripa adaptivă. Această soluţie este diferita faţă de toate soluţiile constructive existente în acest moment. Principiul noului concept se bazează pe utilizarea unor pistoane ataşate de nervurile şi lonjeroanele parţiale care să modifice în mod dinamic profilul şi suprafaţa aripii, astfel încât aceasta să prezinte parametrii optimi pentru zbor în fiecare moment. De asemenea, materialul compozit al aripii adaptive este de un tip special, permiţând deformaţii mari în acelaşi timp cu păstrarea integrităţii structurale.

71

d) Calculul distribuţiei de presiuni şi mase pe aripă se face utilizând metode moderne, rapide şi exacte. Acest calcul este necesar pentru obţinerea încărcărilor ce apar pe aripa adaptivă, încărcări folosite la analiza clasică şi la analiza modelului cu elemente finite al aripii adaptive. e) Determinarea prin teste pe epruvete a proprietăţilor de rezistenţă a unei serii de materiale compozite stratificate (GFRP, CFRP). Rezultatele acestor teste sunt necesare în continuarea studiului şi anume la analiza cu elemente finite a modelului aripii adaptive. f) Îmbunătăţirea calculului determinării valorilor admisibile pentru două tipuri de materiale compozite stratificate, prin extrapolarea rezultatelor obţinute în urma încercărilor efectuate pe materiale compozite multistrat (cu validare prin teste pe modele cu elemente finite). Acest calcul reprezintă o contribuţie originală, permiţând o determinare mai exactă a admisibilelor unui material compozit laminat multistrat. Rezultatele acestor calcule sunt folosite în continuare la analiza cu elemente finite a modelului aripii adaptive. g) Realizarea calculului şi optimizarea unui material compozit stratificat utilizând metode analitice / numerice (MEF). Analizele şi testele au fost efectuate pe o serie mare de materiale compozite laminate stratificate, fiecare serie prezentând parametrii de material diferiţi. Aceste analize au permis stabilirea unor reguli pentru obţinerea unui stratificat funcţional şi optim în acelaşi timp. h) Modelarea, analiza şi optimizarea structurii învelişului aripii adaptive realizat din materiale compozite laminate (stratificate). În acest capitol se aduc contribuţii originale, atât la modelarea cu elemente finite a aripii adaptive, cât şi la metodele de optimizare a învelişului acesteia. De asemenea, tot aici se mai poate puncta ca o contribuţie originală, creerea unui program în VBA (Visual Basic for Applications), program care realizează automat toate combinaţiile posibile pentru un stratificat cu număr dat de lamine şi în acelaşi timp pregăteşte automat fişierele pentru analiza cu elemente finite. Un alt program comandă (batch) a fost realizat pentru executarea automată a analizei în procesorul MSC Nastran. Datorită numărului uriaş de laminate şi combinaţii cu care s-a lucrat, aceste programe au crescut randamentul, scăzând substanţial timpul de lucru. În urma tuturor acestor analize, s-a realizat alegerea stratificatului optim pentru fiecare secţiune a aripii.

72

7.2. Valorificarea şi diseminarea rezultatelor Cercetările şi rezultatele obţinute în urma studierii aripii adaptive şi a materialelor compozite utilizate pentru învelişul acesteia au fost valorificate prin prezentarea lor la conferinţe cât şi publicarea lor în diferite publicaţii naţionale şi internaţionale recunoscute. Pe parcursul pregatirii tezei de faţă au fost publicate 19 lucrări dintre care: - Lucrari cotate ISI (3 lucrari): 1. Niculiţă C., Cândea I., Bencze A., (2009), Aircraft Performance Improvements by Using

New Concept of Adaptive Wing, ModTech International Conference, Iasi, Romania, ISSN 2066-3919;

2. Chiru A., Pirnă I., Cândea I., Niculiţă C., Mihălcică M., Bencze A., (2009), Satellite Orbital Instability Generated by The Perturbing Factors, Annals of DAAAM for 2009 & Proceedings of 20th DAAAM International Symposium, Wien, Austria, ISBN 978-3-901509-70-4, ISSN 1726-9679;

3. Mihălcică M., D. Nicoara, Niculiţă C., Cândea I., Pirnă I., (2009), Elder Monitoring Using Modern Data Transmission Technologies, Proceedings of the 2nd International Conference on ENVIRONMENTAL and GEOLOGICAL SCIENCE and ENGINEERING;

- Lucrari cotate B/B+ (16 lucrari): 4. Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., (2008), Aircraft Wings: Present and Future, Bulletin of

Transilvania University of Braşov, Romania, pp.41-46, ISSN 2065-2119;

5. Niculiţă C., Mihălcică M., Boritu A., Bencze A., I. Cândea, (2009), Increasing Efficincy in Air Transports Using Aircrafts With Adaptive Wings, INMA Tech 2009_I, Bucuresti, Romania, ISSN 1583-1019;

6. Niculiţă C., Cândea I., Bencze A., (2009), New Proposal Of Adaptive Wing For Modern Aircrafts, Second International Conference RESEARCH PEOPLE AND ACTUAL TASKS ON MULTIDISCIPLINARY SCIENCES, Lozenec, Bulgaria, ISSN 1313-7735;

7. Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., Borîtu A., Mihălcică M., (2009), Preliminary calculation to determine loads and stresses that act on the adaptive wing longeron, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

8. Niculiţă C., Bencze A., Candea I., Mihălcică M., Borîtu A., Tanase D., (2009), New adaptive wing concept using smart materials, PPE 2009 The 2nd International conference on polymers processing în engineering, Galati, Romania, ISSN 2066-9984;

9. Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., Borîtu A., Mihălcică M., (2009), Preliminary calculation to determine loads and stresses that act on the adaptive wing longeron, COMAT 2010- The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

73

10. Niculiţă C., Vlase S., Borîtu A., Bencze A., (2010), Optimization of adaptive wing skin compozite material using FEM, COMAT 2010- The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

11. Borîtu A., Niculiţă C., Constantin N., Anghel V., Sorohan Ş., Pascu A., (2010), Study of compozite materials behavior under low velocity impact, COMAT 2010- The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

12. Bencze A., Niculiţă C., Zelenyak L., (2010), Calculations for adaptive wing skin panel failure under torsional loads, COMAT 2010 - The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

13. Bencze A., Niculiţă C., Gh. Deliu, (2008), True Orbit of Satellites, Bulletin of Transilvania University of Braşov, Romania, pp.7-10, ISSN 2065-2119;

14. Tanase D., Boritu A., Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., (2009), Eolian Power Generation For Agricultural Installations în Remote Areas, INMA Tech 2009_I, Bucuresti, Romania, ISSN 1583-1019;

15. Mihălcică M., Niculiţă C., Vlase S, (2009), Increasing Efficiency în Ground Transport by Using a Traffic Control System, INMA Tech 2009_I, Bucuresti, Romania, ISSN 1583-1019;

16. Bencze A., Niculiţă C., Constantin A. M., E. Zelenyak L., Borîtu A., Tănase D., (2009), Modifications Of Spacecraft Orbits, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

17. Borîtu A., Niculiţă C., Constantin N., Anghel V., Găvan M., Pascu A., (2009), Aplications of transient thermography using ir-ndt software, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

18. Mihălcică M., Niculiţă C., Petric L., (2009), Methods of identifying aggressors în armed robberies using their physical dimensions, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

19. Niculiţă C., (2009), Sistem retrovizor pentru automobile (Rear Side View System For Automotives), Revista Scolii Doctorale "Creativitate şi inventica", Vol.1, Editura Universitatii Transilvania, Brasov, ISSN 2067-3036.

O parte din cercetările teoretice au fost efectuate în perioada unui stagiu extern, desfăşurat pe o perioada de 3 luni în cadrul companiei de cercetare şi calcul în domeniul aero-spaţial CONSARO GmbH., Augsburg, Germania. Testele şi analizele efectuate în această perioadă au beneficiat de coordonare din partea unor specialişti în domeniu, faptul acesta crescând calitatea rezultatelor obţinute.

74

7.3. Direcţii viitoare de cercetare Lucrarea este o bază de plecare pentru cercetări ulterioare şi pentru îmbunătăţirea şi optimizare în continuare a modelului aripii adaptive şi a materialelor compozite utilizate la învelişul acesteia. O serie de alţi factori şi parametrii ce influenţează aripa adaptivă ar putea fi luaţi în calcul în studiile şi cercetările ulterioare. Printre aceştia se pot enumera: rezistenţa indusă, interferentele fuselaj, aripă, comportarea la flambaj a învelişului aripii, comportarea la oboseală (solicitări mecanice ciclice), degradarea materialelor compozite sub influenţa factorilor externi etc. De asemenea, se pot efectua în continuare o serie de cercetări legate de studiul aripii adaptive şi a învelişului din materiale compozite al acesteia. Printre acestea se pot enumera: - studierea detaliată a sistemul interior al aripii adaptive; - realizarea experimentală a sistemului interior al aripii adaptive; - realizarea unui sistem automat de control al structurii mecanice interne a aripii adaptive propuse; - realizarea experimentală a aripii adaptive propuse. - studierea comportării aripii în tunelul aerodinamic; - modelarea curgerii fluidului pe aripa adaptivă studiată; - compararea rezultatelor: tunelul aerodinamic / modelarea curgerii; - îmbunătăţirea tehnologilor utilizate la construcţia aripii adaptive din materiale compozite. După terminarea cercetărilor pentru o aeronavă de mici dimensiuni, se poate trece la studierea posibilităţii de aplicare a acestor soluţii constructive şi la aeronave de dimensiuni mari. Printr-o serie mai mare de teste pe epruvete multistrat se poate îmbunătăţi în continuare metoda propusa de obţinere a valorilor admisibile pentru materiale compozite laminate multistrat. Dezvoltarea viitoare a frecventei transportului cu avionul implică o creştere majora a siguranţei zborului dar şi o reducere a costurilor. Aceste obiective pot fi mai uşor atinse prin tratarea unor subiecte asemănătoare cu cele studiate în teza sau complementare subiectului lucrării de fata. În concluzie, o multitudine de direcţii viitoare de cercetare pot conduce la îmbunătăţiri substanţiale în domeniul transportului aeronautic.

75

BIBLIOGRAFIE SELECTIVĂ [1] Adini, A. (1961), Analysis of shell structures by finite element method, Ph.D. Dissertation, Dept. of

Civil Eng. University. of California, Berkeley;

[2] Arthur, O., Ţierean, M. H., (2002), Alegerea materialelor. Curs, Editura Universităţii Transilvania, Braşov;

[3] Arrison L. (2007), Morphing Wing Design, Virginia Tech Aerospace Engineering Senior Design;

[4] Asundi A. K., (2001), Smart Structures Research at NTU, School of Mechanical and Production Engineering, Nanyang Technological University, Singapore;

[5] Backer A., Dutton S., Kelly D. (2004), Compozite Materials for Aircraft Structures, Editura American Institute of Aeronautics and Astronautics, ISBN 978-1563475405;

[6] Bai, J.B., Seeleuthner, Ph., Bompard, Ph., (1997), Mechanical Behaviour of ±55° Filament-Wound Glass-Fibre/Epoxy-Resin Tubes: Part II Micro-Mechanical Modelling of The Damage Initiation-Competition of The Diflerent Mechanisms. Compozite Science and Technology 57, Editura Elsevier, pp. 155-164.

[7] Bencze A., Niculiţă C., Gh. Deliu, (2008), True Orbit of Satellites, Bulletin of Transilvania University of Braşov, Romania, pp.7-10, ISSN 2065-2119;

[8] Bencze A., Niculiţă C., Constantin A. M., E. Zelenyak L., Borîtu A., Tănase D., (2009), Modifications Of Spacecraft Orbits, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

[9] Bencze A., Niculiţă C., Zelenyak L., (2010), Calculations for adaptive wing skin panel failure under torsional loads, COMAT 2010 - The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

[10] Bennett S. C. and Johnson D. J.,( 1978), Structural Heterogeneity în Carbon Fiber ,Proc. 5th London Carbon and Graphite Conf., vol. I ,Soc. for Chem. Ind.:London, pp. 377-86;

[11] Blumenlfeld M., (1995), Introducere în metoda elementelor finite, Editura Tehnică, Bucureşti;

[12] Borîtu A., Niculiţă C., Constantin N., Anghel V., Găvan M., Pascu A., (2009), Aplications of transient thermography using ir-ndt software, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

[13] Borîtu A., Niculiţă C., Constantin N., Anghel V., Sorohan Ş., Pascu A., (2010), Study of compozite materials behavior under low velocity impact, COMAT 2010- The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

[14] Bowman J., Sanders B., Cannon B., Kudva J., Joshi S., Weisshaar T., (2007) Development of next generation morphing aircraft structures, în 48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference, pp 23-26;

[15] Boresi A. P., Schmidt R. J. & Sidebottom O. M., (1993), Advanced mechanics of materials, John Wiley and Sons, New York, ISBN 0-471-55157-0;

[16] BS ISO 5893, (2002) Echipamente de testare. Tracţiune, încovoiere şi tipuri de compresie (rată constantă de deplasare). Specificaţii;

[17] Carafoli E., Oroveanu T., (1955), Mecanica Fluidelor, Editura Academiei, Bucuresti, pp. 197;

[18] Cerbu, C., Curtu, I., (2009), Mecanica şi rezistenţa materialelor compozite, Editura Universităţii Transilvania, Braşov;

[19] Cerbu C., Curtu I, (2005), Aspects concerning environmental effects on the glass reinforced polymers, Proceeding of the 9th International Research/Expert Conference “Trends in the

76

Development of Machinery and Associated Technology” TMT2005, ISBN 9958-617-28-5, Antalya, Turcia, 26 – 30 septembrie, pp. 1451 – 1454;

[20] Cerbu C., Curtu I., (2009), Mecanica şi rezistenţa materialelor compozite, Editura Universităţii Transilvania, Braşov;

[21] Ciofoaia V., Curtu I., (2000), Teoria elasticităţii corpurilor izotrope şi anizotrope, Ed. Universităţii Transilvania, Braşov;

[22] Ciofoaia V., Botiş M., Dogaru F., Curtu I., (2001), Metoda elementelor finite, Editura Universităţii Transilvania, Braşov;

[23] Ciunel S., Mangra M., (2002), Tendinte actuale de utilizare a materialelor composite in constructia de automobile, Constantin Brâncusi” University – Engineering Faculty 8 Th International Conference Târgu Jiu;

[24] Chiru A., Scutaru M. L., Vlase S., Cofaru C., (2011), Materiale plastice şi compozite în ingineria autovehiculelor;

[25] Chiru A., Pirnă I., Cândea I., Niculiţă C., Mihălcică M., Bencze A., (2009), Satellite Orbital Instability Generated by The Perturbing Factors, Annals of DAAAM for 2009 & Proceedings of 20th DAAAM International Symposium, Wien, Austria, ISBN 978-3-901509-70-4, ISSN 1726-9679;

[26] Constantinescu V. N., Găletuse St., (1983), Mecanica fluidelor şi elemente de aerodinamică, Editura Didactică şi Pedagogică, Bucuresti, pp. 190-288

[27] Deladi L., Deladi S., Deliu Ghe., (2001), Îndrumar de proiect Mecanica aeronavei, Reprografia Universităţii "Transilvania" Braşov;

[28] Faur N, (2002), Elemente finite - Fundamente, Timisoara, Romania;

[29] Gallagher, H.R., (1969), Analysis of plate and shells structures, Proc. of Symp. on Appl. of Finite Element Methods în Civil Eng., ASCE-Vanderbilt University, Nashvile, Tehn.,Nov.;

[30] Gano S. E. (2002), Optimized Unmanned Aerial Vehicle With Wing Morphing, Notre Dame -Indiana, University of Notre Dame, Department of Aerospace and Mechanical Engineering;

[31] Garbea D., (1990), Analiză cu elemente finite, Editura Tehnică, Bucureşti;

[32] Gheorghiu C-tin C; Zăgănescu F., (1981), Din istoria industriei româneşti. Aviaţia, Editura Tehnică, Bucureşti, pp. 6-7;

[33] Gheorghlu. C-tin., Ziginescu F., (1981), Din Istoria industriei româneşti. Aviaţia, Editura Tehnică, Bucureşti, pp. 25-31;

[34] Girnod I., (2009), www.sibiul.ro/personalitati-sibiene/conrad-haas

[35] Graftin, P.E. & Strome, R.D., (1963), Analysis of axis-symmetric shells by the direct stiffness method, AAIA journal, vol.1, No.10;

[36] Gonzalez L. (2003), Morphing Wing Using Shape Memory Alloy: A Concept Proposal, University of Puerto Rico at Mayaguez;

[37] Hadăr, A., (2002), Structuri din compozite stratificate, Editura Academiei şi Editura AGIR, Bucureşti

[38] Haisler, W.E. and Stricklin, J.A., (1967), Rigid body displacements of curved elements în the analysis of shells by the matrix displacement method, AIAA J, 5, p.1525

[39] Handbuch Struktur Berechnung 37101-02, Issue B: Abbreviations and definitions used for compozites;

[40] Handbuch Struktur Berechnung 37103-01, Issue C: Classical Laminate Theory (CLT) for laminates composed of unidirectional (UD) laminae, and analysis flow chart;

[41] Henry Ford Museum and Greenfield Village, (1995), The Wright Brothers: www.hfmgv.org/exhibits/wright

77

[42] HSB 12512-20 Issue C, (2006), Static design values, aluminium alloys;

[43] Hull D., Clyne T. W., (1996), An Introduction to Compozite Materials, Cambrifge University Press, Melbourne, Australia, ISBN 0-521-38190-8;

[44] ISO 2818, (1994), Materiale plastice - Pregătirea epruvetelor de testare;

[45] ISO 178, (2010), Determinarea proprietăţilor de încovoiere;

[46] J. D. A. Jr., (2005), Indroduction to Flight, 5th ed. New York: McGraw-Hill;

[47] Joo J. J., Sanders B., Johnson T.& M. I. Frecker, (2006)Optimal actuator location within a morphing wing scissor mechanism configuration, Editura D. K. Lindner, vol. 6166. SPIE, March 16, pp. 616603;

[48] John D. Anderson, Jr., (2005), Indroduction to Flight, 5th Educational New York: McGraw-Hill, ISBN 0072825693, 9780072825695;

[49] Jones, R. M.,(1975): Mechanics of Compozite Materials, McGraw-Hill;

[50] Lang, T.E., (1967), Structural analysis and matrix interpretative system(SAMIS), user Report. Jet Propulsion Laboratory, California NASA Tech. Mem., pp. 33-305;

[51] Lates, M.T., (2008), Metoda elementelor finite –Aplicatii, Editura Universitatii Transilvania, Brasov;

[52] Leandru-Gheorghe Bujoreanu (2002), Materiale Inteligente, Iasi, Editura Junimea, ISBN 973-37-0735-X;

[53] Lupescu M. B., (2004), Fibre de armare pentru materialele compozite, ISBN: 973-31-2212-2;

[54] Manzo J. E. (2006), Analysis and Design a Hyper - Eliptical Cambred Span Morphing Aircraft Wing, Cornel University;

[55] Mc.Cormick, (1998) Aerodynamics of V/STOL flight, Dover Publications, ISBN: 0486404609, ISBN-13: 978-0486404608

[56] Megird, G., (1969), Planar and curved shell elements, Published în Finite element method în stress analysis. Edited by Holland I. and Bell K., Tapir, Trondheim, Norway

[57] Miclaus L., (2001) Glosar Aviatic, Editura Marineasa, Timisoara http://www.elibrarie.ro/carti/miclaus.pdf;

[58] Mihălcică M., Niculiţă C., Vlase S, (2009), Increasing Efficiency în Ground Transport by Using a Traffic Control System, INMA Tech 2009_I, Bucuresti, Romania, ISSN 1583-1019;

[59] Mihălcică M., Niculiţă C., Petric L., (2009), Methods of identifying aggressors în armed robberies using their physical dimensions, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

[60] Mihălcică M., D. Nicoara, Niculiţă C., Cândea I., Pirnă I., (2009), Elder Monitoring Using Modern Data Transmission Technologies, Proceedings of the 2nd International Conference on ENVIRONMENTAL and GEOLOGICAL SCIENCE and ENGINEERING (EG '09);

[61] Moroianu D.; Ştefan, I. M., (1963), Focul viu. Pagini din istoria invenţiilor şi descoperirilor româneşti, Editura Ştiinţifică, Bucureşti, pp. 209;

[62] MSC.Nastran, (2003), Linear Static Analysis User’s Guide;

[63] Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., (2008), Aircraft Wings: Present and Future, Bulletin of Transilvania University of Braşov, Romania, pp.41-46, ISSN 2065-2119;

[64] Niculiţă C., Mihălcică M., Boritu A., Bencze A., I. Cândea, (2009), Increasing Efficincy in Air Transports Using Aircrafts With Adaptive Wings, INMA Tech 2009_I, Bucuresti, Romania, ISSN 1583-1019;

78

[65] Niculiţă C., Cândea I., Bencze A., (2009), Aircraft Performance Improvements by Using New Concept of Adaptive Wing, ModTech International Conference, Iasi, Romania, ISSN 2066-3919;

[66] Niculiţă C., Cândea I., Bencze A., (2009), New Proposal Of Adaptive Wing For Modern Aircrafts, Second International Conference RESEARCH PEOPLE AND ACTUAL TASKS ON MULTIDISCIPLINARY SCIENCES, Lozenec, Bulgaria, ISSN 1313-7735;

[67] Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., Borîtu A., Mihălcică M., (2009), Preliminary calculation to determine loads and stresses that act on the adaptive wing longeron, COMEC 2009 The 3rd International Conference on Computational Mechanics and Virtual Engineering, Braşov, Romania, ISBN 978-973-598-572-1;

[68] Niculiţă C., Bencze A., Candea I., Mihălcică M., Borîtu A., Tanase D., (2009), New adaptive wing concept using smart materials, PPE 2009 The 2nd International conference on polymers processing în engineering, Galati, Romania, ISSN 2066-9984;

[69] Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., Borîtu A., Mihălcică M., (2009), Preliminary calculation to determine loads and stresses that act on the adaptive wing longeron, COMAT 2010- The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

[70] Niculiţă C., Vlase S., Borîtu A., Bencze A., (2010), Optimization of adaptive wing skin compozite material using FEM, COMAT 2010- The 3rd International Conference Advanced Compozite Materials Engineering, Braşov, Romania, ISSN 1844-9336;

[71] Niculiţă C., (2009), Sistem retrovizor pentru automobile (Rear Side View System For Automotives), Revista Scolii Doctorale "Creativitate şi inventica", Vol.1, Editura Universitatii Transilvania, Brasov, ISSN 2067-3036;

[72] O’Grady B., (2010), Multi-Objective Optimization of a Three Cell Morphing Wing Substructure, The School of Engineering of the University of Dayton;

[73] Pascu A., (2008), Curs metoda elementului finit, Universitatea Politehnica Bucuresti;

[74] Patel S. C., Morphing Wing: A Demonstration of Aero Servo Elastic Distributed Sensing and Control, Department of Aerospace Engineering, Texas A&M Engineering, College Station, Texas 77840;

[75] Petre A. (1999). Proiectarea structurilor de aeronave şi astronave, Editura Academiei Române, Bucureşti. pp.11–12. ISBN 973-27-0687-2;

[76] Rades M, (2010), Rezistenţa materialelor I, Editura Printech, Bucuresti;

[77] Rădulet R. s.a., (1957-1966), Lexiconul Tehnic Român (LTR), Editura Tehnică, Bucuresti;

[78] Riley B. L., (1986), AV-8B/GR Mk.5 airframe compozite applications Proc. Inst. Mech. Eng. 200(50);1-17, 1986

[79] Roskam J., (1989), Airplane Design Part I, Part II, ISBN-10: 188488542X, ISBN-13: 978-1884885426;

[80] Sims G. D., Broughton W. R., (2000), Glass Fiber Reinforced Plastics, Comprehensive compozite materials, Vol. II, Editura Elsevier, pp. 151-197;

[81] Summers A., (2001), Biomechanics;

[82] SR EN ISO 527-1, (2000), Determinarea proprietăţilor de tracţiune, fiind impuse anumite condiţii şi determinarea anumitor parametrii;

[83] SR EN ISO 527-4, (2000) Condiţii de încercare pentru compozite de materiale plastice armate cu fibre izotrope şi ortotrope;

[84] SR EN ISO 14125, (1998), Compozite de materiale-plastice armate cu fibre, Determinarea proprietăţilor de încovoiere;

79

[85] Stuparu F., (2010), Fibra de carbon – Tipuri de ţesături, www.compozite.net/materiale-compozite/fibra-de-carbon-tesaturi;

[86] Ştefan, I. M. (1984), Marele inventator Alexandru Ciurcu, o personalitate complexă a culturii româneşti, Contemporanul, 27/2;

[87] Şalcă H, (1998), Activitatea Comitetului Românilor din Transilvania, Banat şi Bucovina din Paris pentru unitate naţionala, 1 Decembrie 1918 - studii şi evocări, Editau Transilvania Expres, Braşov, pp. 130-158;

[88] Tanase D., Boritu A., Niculiţă C., Bencze A., Cândea I., (2009), Eolian Power Generation For Agricultural Installations în Remote Areas, INMA Tech 2009_I, Bucuresti, Romania, ISSN 1583-1019;

[89] Thompson, E. G., (2004), Introduction to the Finite Element Method. Theory, Programming and Applications J., New York, Wiley & Sons Publishers;

[90] Tomescu T., (2003), Univers Ingineresc, nr.8/2003, AGIR Brasov,

[91] VDI guideline 2014: Development of Fibre-Reinforced Plastic Components; Sheet 3, Analysis. Beuth-Verlag, (2006), Berlin, Germania;

[92] Victor Pimsner s.a., (1986), Procese în masini termice cu palete, Editura Tehnică, Bucuresti,. pp. 75-76;

[93] Vlase S., (2008), Mecanica statica, Editura Infomarket;

[94] Vlase,S., Teodorescu H., Purcărea R., Modrea A., (2008), Mecanica materialelor compozite armate cu fibre, Editura Infomarket, ISBN 978-973-8204-98-0;

[95] Vlase S., (1996), Elastodinamica elementelor finite, Editura Lux Libris;

[96] Vlase S., Teodorescu H., Goia I., Modrea A., Scutaru L., (2007), Materiale compozite. Metode de calcul, Editura Universităţii Transilvania,. ISBN 978-973-635-890-6;

[97] Vogelaar R., (2010), Harbin Hafei Airbus Composite Manufacturing Centre awarded A350 elevator work package, publicat pe: http://www.aviationnews.eu;

[98] Weiss, P., (2003), Wings of change, Shape-shifting aircraft may ply future skyways, Science News, pp 359-367;

[99] Zienkiewicz, O.C., Cheung, Y.K., (1964), Finite element method of analysis for arch dams and comparison with finite difference procedure, Proc., Int. Symp. on the Theory of Arch.Dams, Southampton Univ.,England, April;

80

REZUMAT În aviaţie, cel mai mare dezavantaj al aripii clasice (fixe) este acela că acest tip de aripă este optimizat doar pentru o singură etapă a zborului, definită de o anumită incidenţă şi viteză. A apărut astfel ideea unei aripi adaptive / morphing, care îşi poate modifica forma şi profilul în timpul zborului, adaptându-se condiţiilor locale de zbor. O altă direcţie de cercetare pentru reducerea costurilor se regăseşte în reducerea greutăţii aeronavei. Una din soluţii este folosirea unor materiale cu proprietăţi de rezistenţă mai bune şi greutate specifică mai mică. Lucrarea de faţă îşi propune să contribuie pe aceaste direcţii şi anume a îmbunătăţirii parametrilor zborului utilizând aripi adaptive şi a scăderii şi optimizării greutăţii utilizând materiale compozite. În acest sens, se propune un nou tip de aripă adaptivă care foloseşte pentru învelişul deformabil un material compozit laminat stratificat armat cu fibre de carbon sau de sticlă. Pe baza studiilor, calculelor şi analizelor (teste şi MEF) se poate valida ideea folosirii materialelor compozite pentru învelişul aripii adaptive în particular şi a oricărei aripi clasice în general. Utilizarea materialelor compozite pentru învelişul aripii adaptive aduce avantaje majore atât în ceea ce priveşte reducerea greutăţii, cât şi în îmbunatăţirea proprietăţilor structurii proiectate. Aripa adaptivă aduce avantaje legate de eficacitatea zborului şi a proprietăţilor aerodinamice.

ABSTRACT In aviation, the biggest disadvantage of the classical wing (fixed) is that this type of wing is optimized only for one stage of the flight, defined by a specific angle of attack and a certain speed. Therefore, the concept of an adaptive / morphing wing was conceived. This wing can modify its shape and airfoil during flight, continuously adapting to the local flight conditions. Another research direction for reducing costs is to reduce the total aircraft weight. One possible solution is the usage of materials with improved strength and smaller specific mass. This paper contributes on these two research directions: improving flight parameters by using adaptive wings and reducing / optimizing weight by using composite materials. A new concept of adaptive wing is defined for this purpose. The skin of the wing is made from composite materials with glass or carbon fibers. Based on the studies, calculations and analysis (tests and FEM), one can validate the concept of using composite materials for the adaptive wing's skin. The usage of the composite materials for the adaptive wing's skin brings major advantages regarding weight reduction along with the improvement of the designed structure. The adaptive wing brings advantages regarding the flight efficacy and aerodynamic parameters.

81

CURRICULUM VITAE

1. Numele şi prenumele: NICULIŢĂ Camelia; 2. Data şi locul naşterii: 06.03.1985, Tulcea, jud. Tulcea; 3. Domiciliul: Petuniei 11 A 6, Codlea, jud. Braşov; 4. Profesia: inginer structuri aviaţie; 5. Studii:

a. 2003-2008 Universitatea Politehnica din Bucureşti, Facultatea de Inginerie Aerospaţială, secţia Construcţii Aerospaţiale;

b. 2008-2010 Universitatea Politehnica din Bucureşti, Facultatea de Inginerie Mecanică, master - CAD/CAE;

c. 2008-prezent – Universitatea Transilvania Braşov, Facultatea de Inginerie Mecanică, doctorand;

6. Locul de muncă: Universitatea Transilvania Braşov, Facultatea de Inginerie Mecanică, Catedra de Mecanică;

7. Activitatea profesională: - din 2008 – doctorand; - 01.04. – 30.06.2010 - stagiu extern, compania de cercetare şi proiectare în

domeniul aero-spaţial CONSARO GmbH., Germania; 8. Activitatea ştiinţifică: 19 lucrări publicate; 9. Limbi străine: engleză, franceză

CURRICULUM VITAE

1. Name and first name: NICULIŢĂ Camelia; 2. Date and birth place: 06.03.1985, Tulcea, jud. Tulcea; 3. Home adress: Petuniei 11 A 6, Codlea, Braşov county; 4. Profession: aircraft engineer; 5. Education:

a. 2003-2008 Politechnica University of Bucureşti, Aerospace Engineering Faculty, Aerospace Constructions specialisation;

b. 2008-2010 Politechnica University of Bucureşti, Mechanical Engineering Faculty, Master at CAD/CAE specialisation,

c. 2008-prezent – Transilvania University of Braşov, Mechanical Engineering Faculty, PhD student;

6. Working place: Transilvania University of Braşov, Mechanical Engineering Faculty, Mechanics Department;

7. Proffesional experience: - from 2008 – PhD student; - 01.04. – 30.06.2010, external internship, at CONSARO GmbH.,

Germania; specialized in aerospace research and design; 8. Scientific activities:19 published papers; 9. Languages: english, french.