Design of the main landing gear for a trainer aircraft with topology optimization
Eğitim uçağı ana iniş takımının topoloji optimizasyonu ile tasarımı
- Tez No: 676408
- Danışmanlar: PROF. DR. VEDAT ZİYA DOĞAN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2021
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 143
Özet
İniş takımı sistemi gerçekleştirdiği kritik fonksiyonlar,uçuş güvenliğine etkisi ve uçak geometrisi ile oluşturduğu arayüzler nedeniyle uçak tasarım süreçlerinde çalışılan önemli bir alt sistemdir . Sistem içerisinde barındırdığı teker, jant, fren, şok sönümleyici, açma-kapama sistemi,yönlendirme sistemi ve ana dikme gibi yapısal parçalar ile uçak ağırlığının yaklaşık olarak %3-5 ağırlığını oluşturmaktadır. Günümüz havacılık endüstrisinde tasarımda hafifletmenin kazandığı önem ile birlikte iniş takımının ağırlığının azaltılması da ön plana çıkmaktadır. İniş takımı sisteminin uçak için birçok önemli fonksiyonu bulunmaktadır. Jant ve teker sistemi ile uçağı yerde desteklemek, iniş ve manevralar sırasında oluşabilecek dikey enerjiyi teker ve şok sönüm sistemi ile sönümlemek, fren sistemi ile uçak durduğunda ve/veya park edildiğinde ileriye doğru oluşan enerjiyi sönümlemek, diferansiyel fren ve/veya yönlendirme sistemi ile dönme ve manevra kabiliyetini sağlamak, jaka alma, çekme ve bağlama operasyonları için bünyesinde özel yapısal ve bağlantı arayüzleri bulundurmak, uçak gövdesinde oluşan sürüklenmeyi azalmatmak için iniş takımlarında katlama mekanizması bulundurmak, mafsallı yapısıyla kalkış ve yükleme sırasında uçak geometrisinin uyum sağlamasına olanak sağlamak ve uçak gemilerinde mancınık sistemi ile kalkışı sağlamak için gerekli arayüzleri bulundurmak gibi birçok kritik fonksiyonları sağlamaktadır. Günümüzde gelişen üç boyutlu tasarım ve sonlu elemanlar analiz programları ile tasarım ve üretim süreçlerinde gerçekleştirilen çalışmalar, belirlenen ana objektifler çerçevesinde nihai çözümlere daha kısa sürede ulaştırılmaktadır. Geçmişte sıklıkla kullanılan sezgisel ve iteratif döngüler hem zaman kaybına hemde subjektif çözümler ile ideal hedeflerden uzaklaşılmasına neden olmaktadır. Yapısal optimizasyon yöntemleri bu aşamada hedeflenen objektiflere kısa ve subjektif müdehalelerden uzak bir şekilde ulaşım sağlanmasını kolaylaştırmaktadır. Bu amaçla özellikle literatür çalışmalarında sıklıkla karşılaşılan, havacılık ve otomotiv endüstrisinde de kullanımı olan topoloji optimizasyon yöntemi bu tezde uygulanmıştır. Gelişen yazılım programlarının yanı sıra malzeme ve üretim yöntemleri de havacılık endüstrisinin ihtiyaçlarına cevap vermek için sürekli bir gelişme içerisindedir. İlk montajlarda kullanılan çelik yerini zamanla korozyona dayanıklı paslanmaz çeliklere ve devamında da daha hafif olan alüminyum ve titanyum alaşımlarına bırakmıştır. Üretim teknolojisindeki yeniliklerle birlikte katmanlı imalat yöntemi havacılıkta da kullanım alanı kazanmış ve iniş takımı ana dikmesi titanyum alaşımı kullanılarak katmanlı imalat yöntemi ile üretilmiştir. Zaman yönetiminin nihai ürüne giden süreçte kritik bir rol oynadığı havacılık ve uzay sektöründe hızlı üretim yöntemlerinin önemi de oldukça büyüktür. Aynı zamanda üretim yöntemlerinin de teknoloji ile birlikte simülasyon süreçlerini yapısına kazandırmasıyla ürünlerde oluşabilecek hatalar minimum düzeye indirilmektedir. Böylelikle üretim hatalarından kaynaklanabilecek olan kalite sorunlarının azalması sağlanmaktadır. Tez kapsamında ilk olarak iniş takımının tarihine değilmiş ve bu tarihsel süreç içerisindeki gelişimi hakkında detaylar verilmiştir. Ardından iniş takımının tür ve konfigürasyonları hakkında bilgiler verilmiştir. İniş takımı tasarım gereksinimleri bölümünde ise bir iniş takımı tasarlanırken göz önünde bulundurulması gereken zemin açıklığı, yönlendirme, kalkış rotasyonu, devrilme, kuyruğun yere değme durumu, yere inme, iniş koşulları, statik ve dinamik yükler ve uçak yapısal bütünlüğü gibi gereksinimlere ve bunlarla ilgili dikkat edilmesi gereken parametrelere değinilmiştir. İniş takımı sistemleri kısmında ise iniş takımını oluşturan alt sistemler, yapısal elemanlar, malzeme ve test süreçleri hakkında bilgilere yer verilmiştir. Tez çalışmasında yapısal optimizasyonun temeline değinilmiş ve türleri olan boyut, şekil, topografi, topoloji optimizasyonundan bahsedilmiştir. Endüstri ve akademik çalışmalarda sıklıkla kullanılan topoloji optimizasyonu, yoğunluk metodu ve homojenizasyon metodu göz önünde bulundurularak aktarılmıştır. Havacılık ve uzay çalışmalarında nihai ürünün görevini yerine getirebilmesi için ilk olarak otoritelerin belirlediği regülasyon ve setifikasyon gereksinimlerini sağlanması gerekmektedir. Uygun tasarım çözümlerine ulaşılması için çalışmaların ilk aşamalarında ilgili gereksinimler belirlenmeli ve ürünün bu gereksinimlere cevap verir mitelikte olması gerekmektedir. Bu gereksinimler kimi zaman tasarımın kendisi ile uygunluk onayı alırken kimi zaman sonlu elemanlar analizleri, simülasyonlar ya da laboratuvar ortamında geçekleştirilecek testlere ihtiyaç duyulmaktadır. Otoritelerin hazırladağı regülasyonlarda iniş takımının maruz kalacağı yükler ve koşullar verilmiştir. Buradan yola çıkılarak yapılan hesaplamalar çalışma kapsamında kullanılmıştır. Bu tez çalışmasının amacı, hafif eğitim uçağının ana iniş takımına ait ana yapısal parçaların mevcut yükleri taşıyabilecek en hafif şekilde tasarlanmasıdır.Bu amaç doğrultusunda en ağır yapısal parça olan ve ana iniş takımı geometrisinin genel yapısını oluşturan ana dikme için topoloji optimizasyonu çalışmaları yapılmıştır. Tez çalışmasında ilk olarak iniş takımı yapılacak olan uçağa ait gereksinimler belirlenmiştir ve bu gereksinimler ışığında tasarımı gerçekleştirelecek iniş takımı tipi,türü ve özellikleri seçilmiştir.. Mevcut uçak ağırlığı ve yük taşıma oranları göz önüne alınarak burun ve ana iniş takımının uçak üzerindeki yerleşimi yapılmıştır. Yerleşimden sonra tez çalışmasında genel olarak ana iniş takımı üzerine yoğunlaşılmış, ve ana iniş takımına etki eden yüklerin hesaplamaları gerçekleştirilmiştir.Ayrıca bu yükler göz önüne alınarak ana iniş takımında kullanılacak olan tekerlek seçilmiştir. Topoloji optimizasyonu uygulanacak olan ana dikme için gereksinimler ve yapısal bütünlük göz önünde bulundurularak tasarım uzayı belirlenmiş ve Altair Hypermesh programı kullanılarak sonlu elemanlar analizi ile ön doğrulama gerçekleştirilmiştir.. Altair Hypermesh'de oluşturulan ana iniş takımına ait çubuk model ve ilgili komponente ait tasarım uzayı kullanılarak topoloji optimizasyonu gerçekleştirilmiştir. Topoloji optimizasyon çalışmasınında ağırlık ve hacim objektifleri belirlenmiş ve bu değerlere ulaşmak için gereken optimizasyon kısıtları programa girilmiştir. Optimizasyon neticesinde elde edilen modelin referansı ve mühendislik yaklaşımı ile CATIA V5 programı kullanılarak üç boyutlu tasarım gerçekleştirilmiştir. Oluşturulan üç boyutlu tasarım sonlu elemanlar analizinde tekrar doğrulandıktan sonra optimizasyon, tasarım ve analiz çalışması ana dikme için tamamlanmıştır.Diğer ana yapısal parçalar için tasarım-analiz iterasyonu gerçekleştirilerek mevcut uçak için olabilecek en optimum tasarım çözümü seçilmiştir. Çalışmanın sonucunda hedeflenen ağırlık değerlerine uygun ve üretilebilir ana dikme geometrisi topoloji optimizasyon yöntemi kullanılarak tasarlanmış ve sonlu elemanlar analizi gerçekleştirilek yeterli dayanım değerinde olduğu doğrulanmıştır. Ana iniş takımına ait diğer ana yapısal parçalar belirlenen yüklere ve arayüzlere uygun şekilde tasarlanıp analiz döngüsü ile doğrulandıktan sonra nihai montaj oluşturulmuştur.
Özet (Çeviri)
Landing gear system is an important subsystem in aircraft design processes due to the critical functions it performs, its effect on flight safety and the interfaces with aircraft geometry.It constitues 3-5% of the aircraft weigth with subsystems like wheel, brake, shock absorber, extension-retraction system and structural components like main fitting. While the design of light weight structures getting important in aerospace industry, landing gear has came into prominence. Landing gear system consists of several significant functions for aircraft. Supporting aircraft on the ground by wheels and tires, absorbing vertical energy by tires and shock absorbers at the landing, minimizing shock effects at the ground maneuvering, absorbing forward energy by brakes, holding aircraft by brakes, when it is stopped and parked, permitting turning and maneuvering on the runway by differential braking and steering, permitting towing, jacking and tie down operations for aircraft by consisting specific structures and attachments, minimizing airframe drag by retracting landing gear, including doors, which are driven and independent, and ensuring aerodynamic cleanliness, consisting articulated geometry for maintaining takeoff operations or kneeling during loading cases, including driven wheels for maneuvering aircraft with no need of main engine thrust, including attachments, which permit catapult launch from ships and arresting gear mounted on airframe and including tail bumper for protecting structure of tail cone are provided fucntions by landing gear system and its subsystems. Nowadays, works in design and production processes resulted in a short time periods as a part of determined main objectives via developing three dimensional design and finite element analysis softwares. In past studies, intuitional and iterative loops cause loss of time and subjective interferences induce moving away from ideal objectives. Structural optimization methods eases to reach determined objectives in a short time without subjective interferences. For this purpose, topology optimization, which is not only used in literature studies but also in aerospace and automative industries, is applied in this thesis. By using topology optimizastion supported design, long design processes resulted from intuitional-iterative methods are also optimized. As well as developed softwares, material and production methods are in continuos development for answering the needs of aerospace industry. Steel, which was used in early assemblies, gives its place to corrosion resistant stainless steels in time and later on lighter materials like aluminum and titanium alloys are used instead of steel. Additive manufacturing gets applications areas in aeropace industry by innovations in production technologies and landing gear main fitting has been produced by additive manufacturing from titanium alloy. Importance of rapid production technolohgies is high in aerospace industries in which time has crucial role in the process leading to the final product. By developing technology, production technologies incorporates the simulation processes and production failures are minimized. Thereby quality issued resulted from production failures are decreased. As a part of thesis study, background and history of landing gear is addressed and development of landing within this historical process is issued. Aftwerwards, information about types and configurations of landing gear is given and preparations are made for the requirements part. In landing gear design requirements section, important requiremetns like ground clearance, steering, take-off rotation, tipback prevention, overturn prevention, tourch-down, landing, static and dynamic loads and aircraft structural integrity are given with related parameters. In landing gear systems section, subsystems of landing gear, structural elements, materials and test processes are issued. In this thesis, the baseline of strutcural optimization is addressed and also types of structural optimizastion, size, shape, topography and topolgy optimizations are mentioned.The topology optimizastion, which is frequently used in indutrial and academic studies, is explained with taking into consideration of density method and homogenization method. In aerospace industry, final product must answer the requirements of certifications and requlations determined by authorities, before fulfuilling the duty. To reach the appropriate design solutions, requirements should be determined at first stages of study and product should be in quality that completes these requirements. These requirements sometimes approved by just the design itself, however in other cases finite element analyses, simulations of tests conducted at laboratory environments required. The loads and conditions that landing gear exposed are determined by regulations prepared by authorities. Taken these loads and conditions into consideration, calculations are made. The aim of the thesis study is to design the main structural parts of the main landing gear for the light trainer aircraft in the lightest solution that can carry the existing loads. For this purpose, topology optimization studies were performed for the main fitting, which is the heaviest structural part and forming the general structure of the main landing gear geometry. In the thesis study, firstly, the requirements of the aircraft to which the landing gear will be design were determined and according to these requirements, the type, kind and characteristics of the landing gear were selected. Considering the current aircraft weight and load carrying ratios, the nose and main landing gears were positioned on the aircraft. After the layout, the thesis was generally focused on the main landing gear, and the calculations of the loads acting on the main landing gear were performed. Also, considering these loads, the tire which is used in the main landing gear was selected. The design space and non-design space are determined according to requirements and structural integrity and pre-validation of design space and non-design space are made by finite element analysis with Altair Hypermesh software. By using stick model of main landing gear, design and non-design space of related component, topoogy optimization study is completed in Altair Hypermesh. In the topology optimization study, the weight and volume objectives were determined and the optimization constraints required to reach these values were entered into the program. According to model obtained from toplogy optimization, three dimensional design of related part is made by using CATIA V5 software. Designed three dimensional model is again validated by finite element analysis and optimization-design-analysis study is completed. For other main structural parts, the most optimum design solution for the existing aircraft was selected by performing a design-analysis iteration. At the end of the study, main fitting of main landing gear, which is convenient for targeted weight values and producable, is designed via topology optimization method and strength values are validated by finite element analysis. Other main structural parts of the main landing gear were designed in accordance with the determined loads and interfaces. Main structural components of main landing gear are designed and final assembly is formed, after completion of structural analysis operations.
Benzer Tezler
- Eğitim uçağı iniş takımları tasarımında kritik parametrelerin belirlenmesi
Evaluation of critical parameters in the design of a trainer aircraft landing gear
BURHAN ÇETİNKAYA
Yüksek Lisans
Türkçe
2017
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. İBRAHİM ÖZKOL
- Eğitim uçağının iniş takımlarının esnek çoklu cisim dinamiği ile dayanımının incelenmesi
Evaluation of critical parameters in the design of a trainer aircraft landing gear
EVREN KÜPELİ
Yüksek Lisans
Türkçe
2017
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HALİT SÜLEYMAN TÜRKMEN
- Hafif siklet bir uçağın kanat yüklerinin analizi
The Analysis of the wing loads of a light airplane
OĞUZ TUBAY
- Hafif siklet bir uçağın kesme-eğilme ve burulmaya göre kanat hesabı
According to the shear loeds, bending and light airplane design torsional moments
ÖZDEN AKTAN