31394

بهبود عايق صوتي در ساختارهاي هواپيما با توجه به كنترل‌كننده‌اي قوي براي سيستم‌هاي پوسته دوبل منحني

1403/7/28

مهندسي مكانيك- طراحي كاربردي ـ ارتعاشات و كنترل

1399

1403/7/28

روح اله طالبي توتي

/

دانشكده مهندسي مكانيك

اين مطالعه به منظور بهبود كاهش انتقال صدا (STL) در ساختار لبه فرود جلويي هواپيما كه به عنوان يك پوسته دوگانه منحني طراحي شده است، با استفاده از يك كنترل‌كننده پايدار پي‌زو الكتريك H_∞ انجام مي‌شود. پوسته هواپيما از آلومينيوم ساخته شده و داراي دو پچ پي‌زو الكتريك (PZT-5H) به عنوان حسگر و عملگر است كه به پوسته متصل شده‌اند. نظريه تغيير شكل برشي مرتبه اول براي مدل‌سازي پوسته با در نظر گرفتن معادلات ساختاري پي‌زو الكتريك استفاده مي‌شود و چهار منبع عدم قطعيت شامل دما، عدد ماخ، زاويه ارتفاع و زاويه آذيموت كه بر ويژگي‌هاي صوتي سيستم هواپيما تأثير مي‌گذارند، تعيين مي‌شود. اصل هميلتون براي استخراج معادلات حركت كه جابه‌جايي‌هاي پوسته، فشار صوتي و جابه‌جايي الكتريكي را نمايندگي مي‌كند، استفاده مي‌شود. شبيه‌سازي‌ها نشان مي‌دهند كه عدم قطعيت‌ها بر هر دو پاسخ پوسته و پچ‌هاي پي‌زو الكتريك تأثير دارند. الگوريتم ژنتيك براي بهينه‌سازي موقعيت‌هاي عملگر و حسگر پي‌زو الكتريك به منظور افزايش قابليت كنترل و مشاهده‌پذيري كنترل‌كننده و جلوگيري از نشت كنترل استفاده مي‌شود. يك گياه عمومي براي ايجاد كنترل‌كننده H_∞ به منظور بهبود عايق صوتي فرموله مي‌شود. وزن‌هاي عملكرد شامل يك فيلتر پايين‌گذر براي پاسخ پوسته، يك فيلتر باند عبوري براي سيگنال‌هاي عملگر و يك فيلتر باند متوقف براي سيگنال‌هاي مزاحم ايجاد مي‌شود تا عملكرد را بهبود بخشد. نتايج حلقه بسته نشان‌دهنده بهبود در STL و جابه‌جايي عرضي به ترتيب است. بنابراين، سيستم كنترل پيشنهادي تا سه فركانس طبيعي خمشي داراي قدرت بالايي است. اين سيستم همچنين ثبات و ويژگي‌هاي عملكرد بالايي را نشان مي‌دهد. اين مطالعه براي اولين بار يك بررسي جامع در مورد بهبود ويژگي‌هاي صوتي ساختارهاي هواپيما تحت شرايط عدم قطعيت ارائه مي‌دهد.

1403/08/07

Acoustic Insulation Improvement of Aircraft Structures Considering a Robust Controller for Doubly Curved Shell Systems

10/19/2025 12:00:00 AM

This study aims to improve Sound Transmission Loss (STL) in aircraft structure designed as doubly curved shells, using a robust piezoelectric H_∞ controller. The aircraft shell is made of aluminum with two piezoelectric patches (PZT-5H) as a sensor and actuator that are attached to the shell. The first order shear deformation theory is used to model the shell while considering piezoelectric constitutive equations, establishing four sources of uncertainty: temperature, Mach number, elevation angle, and azimuth angle, which impact the acoustic characteristics of the aircraft system. Hamilton's principle is used to derive the equations of motion representing the shell displacements, acoustic pressure, and electric displacement. Simulations indicate the existence of the effects of the uncertainties on both the shell response and the piezoelectric patches. The Genetic Algorithm is employed to optimize the positions of the piezoelectric actuator and sensor to enhance controller controllability and observability while preventing control spillover. A generalized plant is formulated to establish the H_∞ controller for acoustic insulation improvement. Performance weights include a low-pass filter for shell response, a pass-band filter for actuator signals, and a band-stop filter for disturbance signals are established to enhance performance. The closed loop results show improvement in STL and transverse displacement respectively. Thus, the proposed control system shows a high authority up to three natural bending frequencies. The system also shows high stability and performance characteristics. This study, for the first time, provides a comprehensive investigation into enhancing the acoustic characteristics of aircraft structures under uncertainty conditions.

كاهش انتقال صدا

Sound Transmission Loss

Nader Mostafa

Dr. Talebi