Morphing air vehicles enable more efficient and capable multi-role aircraft by
adapting their shape to reach an ideal configuration in an ever-changing environment.
Morphing capability is envisioned to have a profound impact on the future of
the aerospace industry, and a reconfigurable wing is a significant element of a morphing
aircraft. This thesis develops two tools for analyzing wing configurations with
multiple geometric degrees-of-freedom: the structural tool and the aerodynamic and
structural interaction tool. Linear Space Frame Finite Element Analysis with EulerBernoulli
beam theory is used to develop the structural analysis morphing tool for
modeling a given wing structure with variable geometric parameters including wing
span, aspect ratio, sweep angle, dihedral angle, chord length, thickness, incidence
angle, and twist angle. The structural tool is validated with linear Euler-Bernoulli
beam models using a commercial finite element software program, and the tool is
shown to match within 1% compared to all test cases. The verification of the structural
tool uses linear and nonlinear Timoshenko beam models, 3D brick element
wing models at various sweep angles, and a complex wing structural model of an
existing aircraft. The beam model verification demonstrated the tool matches the
Timoshenko models within 3%, but the comparisons to complex wing models show
the limitations of modeling a wing structure using beam elements. The aerodynamic
and structural interaction tool is developed to integrate a constant strength source
doublet panel method aerodynamic tool, developed externally to this work, with the
iv
structural tool. The load results provided by the aerodynamic tool are used as inputs
to the structural tool, giving a quasi-static aeroelastically deflected wing shape. An
iterative version of the interaction tool uses the deflected wing shape results from
the structural tool as new inputs for the aerodynamic tool in order to investigate
the geometric convergence of an aeroelastically deflected wing shape. The findings
presented in this thesis show that geometric convergence of the deflected wing shape
is not attained using the chosen iterative method, but other potential methods are
proposed for future work. The tools presented in the thesis are capable of modeling
a wide range of wing configurations, and they may ultimately be utilized by Machine
Learning algorithms to learn the ideal wing configuration for given flight conditions
and develop control laws for a flyable morphing air vehiclements for the degree of
morphing ยานพาหนะทางอากาศให้มีประสิทธิภาพมากขึ้น และมีความสามารถหลายบทบาทอากาศยานโดย
ปรับรูปร่างของพวกเขาเพื่อเข้าถึงการตั้งค่าที่เหมาะ ในสภาพแวดล้อมที่เปลี่ยนแปลง
morphing ความสามารถเป็นวิสัยทัศน์ที่จะมีผลกระทบอย่างลึกซึ้งต่ออนาคตของ
อุตสาหกรรมการบิน และปีก Reconfigurable เป็นองค์ประกอบสําคัญของ morphing
อากาศยานวิทยานิพนธ์นี้ได้พัฒนาเครื่องมือสำหรับการวิเคราะห์แบบสองปีกับ
เรขาคณิตหลายองศาอิสระ : เครื่องมือและโครงสร้างพลศาสตร์และ
เครื่องมือปฏิสัมพันธ์โครงสร้าง เส้นกรอบพื้นที่ไฟไนต์เอลิเมนต์วิเคราะห์ด้วยทฤษฎี eulerbernoulli
บีมถูกใช้เพื่อพัฒนาเครื่องมือสำหรับการวิเคราะห์โครงสร้างการ morphing
การสร้างโมเดลให้กับพารามิเตอร์ทางเรขาคณิตตัวแปรรวมถึงโครงสร้างปีกปีก
ช่วง , อัตราส่วน , มุม , มุม , ความยาว , ความหนาคอร์ด dihedral กวาดด้านมุมอุบัติการณ์
, และมุมบิด เครื่องมือตรวจสอบด้วยโครงสร้างเป็นเส้นออยเลอร์ Bernoulli คานรุ่นเชิงพาณิชย์
โดยใช้ไฟไนต์เอลิเมนต์โปรแกรมซอฟต์แวร์ และเป็นเครื่องมือ
แสดงราคาภายใน 1 % เมื่อเทียบกับกรณีทดสอบทั้งหมดการตรวจสอบของเครื่องมือโครงสร้าง
ใช้ระบบสมการเชิงเส้นและไม่เชิงเส้นไว้ Timoshenko คานแบบ 3D อิฐธาตุ
ปีกแบบที่มุมกวาด ต่าง ๆ และปีกที่มีโครงสร้างที่ซับซ้อนแบบ
เครื่องบินที่มีอยู่ คานแบบการตรวจสอบแสดงให้เห็นถึงเครื่องมือที่ตรงกับ
ไว้ Timoshenko รุ่นภายใน 3 % แต่เมื่อเปรียบเทียบกับรุ่นปีกโชว์
ซับซ้อนข้อจำกัดของแบบจำลองโครงสร้างปีกที่ใช้องค์ประกอบของคาน การปฏิสัมพันธ์เชิงโครงสร้างและพลศาสตร์
เครื่องมือถูกพัฒนาขึ้นเพื่อรวมแหล่งที่มาคงที่แรง
ดับเลตวิธีพลศาสตร์แผงเครื่องมือพัฒนาภายนอกเพื่องานนี้ด้วย
โครงสร้าง 4 เครื่องมือ โหลดผลลัพธ์โดยเครื่องมือหรือใช้เป็นปัจจัยการผลิต
กับเครื่องมือโครงสร้างให้ quasi-static aeroelastically สุงสิงปีกรูปร่าง ผลของปฏิสัมพันธ์ที่
รุ่นเครื่องมือใช้ปีกรูปร่างเบี่ยงเบนผลลัพธ์จากเครื่องมือใหม่
โครงสร้างปัจจัยการผลิตเพื่อให้เครื่องมือในการตรวจสอบ
บรรจบเรขาคณิตของ aeroelastically สุงสิงปีกรูปร่าง
ข้อมูลที่นำเสนอในวิทยานิพนธ์นี้แสดงให้เห็นว่าลู่ทางเรขาคณิตของสุงสิงปีกรูปร่าง
ไม่บรรลุการเลือกซ้ำวิธี แต่วิธีที่มีศักยภาพอื่น ๆ
เสนองานในอนาคต เครื่องมือที่นำเสนอในวิทยานิพนธ์ฉบับนี้ มีความสามารถในการจำลอง
หลากหลายของการกำหนดค่า วิง และพวกเขาอาจจะถูกใช้โดยเครื่อง
ในที่สุดอัลกอริทึมการเรียนรู้ที่จะเรียนรู้การปรับแต่งให้เหมาะสำหรับสภาพปีกบิน
และพัฒนากฎหมายควบคุมสำหรับ flyable morphing อากาศ vehiclements สำหรับระดับ
การแปล กรุณารอสักครู่..