Analytical investigation of quasi-aeroservoelastic behaviour of an aircraft spoiler
Bir uçak spoilerının quasi-aeroservoelastik davranışının analitik olarak incelenmesi
- Tez No: 777765
- Danışmanlar: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU, PROF. DR. ATA MUGAN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2022
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 101
Özet
Fen bilimleri ve matematiğin problem çözmek için kullanılması mühendislik olarak adlandırılır. Birçok mühendislik sürecinde doğruluk, zamanın ve paranın fonksiyonu olan maliyetle doğrudan ilişkilendirilir. Çözüm süreçlerinde maliyeti düşürmek ve kısa zamanda çözüme ulaşmak adına doğruluğa karşılık birçok varsayım ele alınır. Çözüm sürecini kısaltmak problemlerin çözüm yollarının sayısını artırmaya, problemlerin farklı kaynaklarını bulmaya veya çözümleri optimize etmeye olanak tanıdığı için problem çözme kabiliyetini artırır. Bu noktada sınırlı sürede tek bir problem için net sonuca tam olarak ulaşılamasa da yaklaşık sonuçlarla daha çok problem çözülebilir. Havacılık alanında gelişen teknolojilerle beraber yüksek doğruluklu tasarımlar, daha iyi performans talebi nedeniyle geçmişe göre daha fazla önem kazanmıştır. Bu doğruluğu artırmak adına problemleri analitik formüllere dökmek ve testler yapmak suretiyle araştırma geliştirme çalışmaları yapılmaktadır. Eğer analitik çözümler problemi destekleyebilecek nitelikteyse, yüksek maliyetli ve zaman alan testler yerine bu tarz çözümler tercih edilir. Mühendisler zaman, ağırlık ve maliyet dengesini güvenlikten herhangi bir fedakarlık yapmadan sağlamak zorundalardır. Özellikle hava aracı tasarımlarında bu denge hafiflik ve güvenlik açısından önem kazanmaktadır. Tam da bu şartlar altında analitik çözümler çözüm sürelerinin kısaltılmasına yardım ederken optimizasyon çalışmaları için ek zaman oluşturmaktadırlar. Bu çalışmada spoiler yapısallarının yük altında istenen açılma açısındaki davranışları analitik çözümlerce incelenmektedir. Spoiler, uçaklarda sürükleme ve taşıma kuvveti oluışturan kontrol yüzeyleridir. Özellikle dönme, iniş ve frenleme anlarında uçağın hakimiyetini artırmak adına spoiler yapıları hava araçlarına eklenmiştir. Spoiler yapısının en temel görevlerinden biri iniş ve frenleme uygulamalarında sürükleme kuvvetini artırmaktır. Ek olarak spoilerlar akrobatik uçaklarının ve eğitim uçaklarının uçuş ekseninde dönme kabiliyetini artırmak için de kullanılabilir. Tıpkı diğer yapılar gibi spoiler yapıları da aerodinamik yükler altında deformasyon gösterirler. Bu deformasyonların oluşması mekanizma noktalarında değişikliğe sebebiyet verdiği içn spoiler tahrik mekanizmasını da etkiler. Bu durumda spoiler, başlangıçtaki pozisyonuna doğru bir kapanma yapar. Bu geri kapanma açısı genel olarak mekanizma tasarımlarında göz önünde tutulmaz. Spoiler etkinliğinin düşmesine sebebiyet veren bu kapanma durumu uçak performansına olumsuz etki eder. Bu tez kapsamında spoiler yapısallarının geri kapanma açısını öngörmek ve yükler altındaki spoilerlar için daha tutarlı mekanizma tasarımları yapabilmek için analitik bir formülizasyon çalışması ortaya konmuştur. Hem analitik hem de sonlu elemanlar yöntemleriyle yapılan analizleri gözlemlemek ve karşılaştırmak için eğri uydurma yöntemiyle sonuç eğrileri oluşturulmuştur. Değişkenlerin farklı değerler almasıyla analitik analizlerin ve sonlu elemanlar analizlerinin davranış farklılıkları tespit edilmeye çalışılmıştır. Bu amaç uğruda hata fonksiyonları tanımlanmış ve hesaplanmışlardır. Çalışmanın hedefi, sonlu elemanlar analizleri ile kıyaslandığında gerçekçi açılma açılarındaki analitik sonuçların geri kapanma açısı için %±15'ten ve nihai açılma açısı için %±2'den daha düşük hata ile elde edilmesidir. Giriş bölümünde geliştirme çalışmaları için mühendislik yaklaşımları açıklanmıştır. Mühendislik uygulamaları için doğruluğun önemi, tutarlılık ve diğer mühendislik kaygıları arasındaki ilişkinin açıklanmasıyla ifade edilmeye çalışılmıştır. Bu endişeler sağlık, etik ve güvenlik kaygıları ile beraber zaman ve maliyet olarak açıklanabilir. Tezin amacı ve kapsamı da bu bölüm altında açıklanmıştır. Kaynak taraması bölümünde spoiler yapıları ve onların uçaktaki görevleri açıklanmıştır. Boyutlar, havacılık endüstrisinden alınan örneklerle ve görsellerle gösterilmiştir. Grid takviyeli spoiler konseptleri, genelde kullanılan parçalı kompozit ve parçalı metal yapılarla beraber artı ve eksi yönleri ile ifade edilmiştir. Seçilen tasarım konsepti ve boyutları belirlenmiş ve detaylıca açıklanmıştır. Sistem tanımı bölümünde yapısal mimari tüm önemli detayları ile incelenmiştir. Başlangıç bölümünde yapının kesit görüntüsündeki bölgeler belirlenmiştir. Global koordinat sistemi ve yüzey koordinat sistemleri formüllerin uygulamaları için ifade edilmişlerdir. Eyleyici fittingi istasyonu ve menteşe fittingi istasyonu, yapı uzunluğu boyunca ölçüleri ile belirlenmiştir. Üçgensel bir yapıya sahip olan hareket mekanizması tanımlanmış, sonrasında ise sertifikasyon standartları ve aerodinamik formüller aracılığıyla yükün dağılımı ve büyüklüğünün belirlenmiştir. Tüm harici kuvvetleri elde etmek adına statik kuvvet ve moment eşitlikleri belirlenmiştir. Eğilme ve burulma şartları için sehim değerleri, eylemsizlik momenti ve kayma merkezi hesaplarıyla beraber mukavemet kaynaklarından türetilmiştir. En son kısıma ise mekanizma üçgeni ile tezin temel hedefi olan geri kapanma açısı hesapları yapılmıştır. Sistem modelleme bölümünde, analitik hesaplamalar ve sonlu elemanlar analizleri için metodolojiler gösterilmektedir. Analitik hesaplamalar MS Excel'de yapıldığından, bu bölümün ilgisi sırasıyla HyperMesh'te yapılan sonlu elemanlar modellemeleri ve ABAQUS'te yapılan analizler üzerinedir. CATIA V5'te yüzey modellemesinden sonra HyperMesh'te sonlu elemanlar modelinin hazırlanması açıklanmıştır. Bu açıklamada, gerilme yığılması beklenen eyleyici noktasındaki güçlendirme yapısının eleman boyutları ve eleman tipleri de detaylıca açıklanmıştır. ABAQUS süreci için analizlerin sınır koşullarının ve eyleyici modelleme yönteminin gösterimi yapılmıştır. Tüm analizler doğrusal olmayan geometrik deformasyonlar ve dönmelerle yapıldığından, koşturulmak üzere çok adımlı analizler oluşturulmuştur. Her bir zaman adımı için aerodinamik kuvvet büyüklükleri hesaplanmış ve Excel dosyasından alınan tablo ile ABAQUS'a gömülmüştür. Bu analizlerde yapısal bütünlük, malzemenin stabilite probleminin görülmediği şartlarda ve elastik bölge sınırlarında sağlanmıştır. Sonuçlar bölümünde, analitik çözümler sonlu eleman analizlerinin sonuçlarıyla ile karşılaştırılmış ve incelenen yük koşulları için sonlu eleman analiz sonuçlarının doğru olduğu varsayılarak hata değerleri hesaplanmıştır. 3 farklı değişken ile 7 farklı yük koşulu incelenmiştir. Bu analizlerde her bir değişkene 3 farklı değer verilerek ikinci dereceden davranış eğrisi karşılaştırma için oluşturulmuştur; bu değişkenler ise eyleyici ve spoiler arasındaki açı, yapısal bölgelerin kalınlığı ve hava hızıdır. Tüm bu değişken değişiklikleri analitik olarak analiz edilmiş ve davranış bakımından sonlu eleman analizlerinin sonuçlarıyla bağlaştırılmıştır. Öte yandan, eyleyici bağlantı noktasının yer değiştirmesi nedeniyle, eyleyicinin moment kolu spoilerın açılmasından sonra artar. FEM analizleri bu değişikliği hesaplayabilir, ancak moment kolunun artışını dahil etmek için analitik hesaplamalar değiştirilmelidir. Bu, kuvvet ve yer değiştirme dengesine yaklaşmaya çalışan sayısal bir yöntemle yapılabilir. Bu yöntemle yeni bir yer değiştirme değeri bulunarak geri kapanma hesaplamalarına dahil edilir ve daha doğru bir geri kapanma açısı ve son açılma açısı hesaplanabilir. Ek olarak, açılma açısının değişmesiyle aerodinamik yük büyüklüğünde de değişiklik olacaktır. Bu nedenle, yük ve sehim dengesinin de dikkate alınması gerekir. Sonuçta açılma açısı ile yük dengesini bulmak için ek bir işlem uygulanmalıdır ki bunun için iki aşamalı bir yakınsama çalışması gerçekleştirilmiştir. Bu sayede geri kapanma açıları ve son açılma açıları için hata fonksiyonları hesaplanmıştır. Sonuç olarak, tez kapsamında geri kapanma açısı için en yüksek hata yüzdesi hedefi %±15 ve en yüksek nihai sapma açısı için hata yüzdesi hedefi %±2 olarak belirlenmiştir. Yapılan analizlerde geri kapanma açısı için en yüksek hata yüzdesi %12.11 olarak, en yüksek nihai açılma açısı hata yüzdesi ise %0.6 olarak hesaplanmıştır. Bu hesaplamalar esnasında istenen açılma açısı 60 derece olarak alınmıştır. Diğer yandan, en yüksek hatanın oluştuğu yük koşulu, istenen farklı açılma açıları için yeniden heasplandığında nihai açılma açısı hata yüzdeleri 30 derece ve 45 derece için sırasıyla %1.27 ve %0.82 olarak hesaplanmıştır. Bu sonuçlar tezin amacına ulaştığının kanıtıdır.
Özet (Çeviri)
The application of science and mathematics to solve problems is called as engineering. In most of engineering process, accuracy is directly dependent on cost which can be defined as function of time and money. In the problem solving processes, there are a lot of assumptions in exchange for accuracy in order to reduce cost and find more solutions in a short time. Reducing solution time provides ability to enhance problem solving capabilities by increasing number of ways to solve problems, finding different sources of problems or optimizing solution methods. At the end, exact solution may not be reached, but more related problems can be solved with approximate solutions in limited time. With advanced technology in aviation industry, accurate designs are more important than before due to desire for better performance. In order to increase accuracy, research and development studies are performed, such as analytical formulizations and tests. Owing to high cost and long durations of test operations, analytical solutions are preferred to be supported if possible. Especially for aircraft design, due to safety consideration and aim for lightweight designs, designers have to balance time, weight and cost without any penalty for safety. In this condition, analytical solutions helps to reduce solution time for lightweight designs and create extra time for optimization studies. In this study, behavior of spoiler structures are investigated for desired deflection angle under external loads by means of analytical solutions. Spoiler is a control surface which can create drag and lift for aircraft. Spoiler structures have been implemented to aircrafts in order to improve control, especially while rolling, landing and braking. One of the main objectives of a spoiler structure is to increase drag for landing and braking applications. Additionally, spoilers can be used to increase roll rate for acrobatic or trainer aircrafts. Under aerodynamic load, as all structures deform, spoiler structures show a deformation. It affects spoiler deflection mechanism because points of mechanism changes when spoiler deformation occurs. In this case, spoiler rotates back towards to its original position where back rotation angle is usually not able to be considered in mechanism design. This condition creates dwindle for effectivity of spoiler surface which means reducing performance of aircraft. In this thesis, an analytical formulation study is performed in order to foresee back rotation angles of spoiler structures and gain ability to design mechanism for more convenient deflection angles for spoilers under aerodynamic loads. Result curves are created by curve fitting method in order to monitor and compare behavior of both analytical method analyses and finite element method analyses. Error functions are defined and calculated to find out tendency difference between analytical method and finite element method analyses under changing variables. For realistic deflection angles, the aim of this study is to accomplish accurate analytical results with error percentage below ±15% for back rotation angles and ±2% for final deflection angle compared to finite element method analyses. In the introduction section, engineering approaches for development studies are explained. Importance of accuracy for engineering application is tried to be stated by support of relations between accuracy and other engineering concerns. These concerns can be expressed with time, cost and other concerns, such as health issues, ethic concerns and safety. Also, scope and purpose of thesis are determined in this section. In the literature review section, spoiler structures and their duties on aircraft are stated. Dimensions are shown with examples and figures from aircraft industry. Grid stiffened spoiler concepts are explained in addition to commonly used structural architectures, such as composite and metal builtup structures. These design concepts are covered with advantageous and disadvantageous for each of them. The selected design concept and dimensions of this study are defined and explained in detail. In the system definition section, structural architecture is investigated with all essential details. In the beginning, regions of the structure are determined from cross sectional view. Global coordinate system and surface coordinate system are identified for formulation applications. Actuation fitting station and hinge fitting stations are defined in spanwise length with their dimenisons. Mechanism with its hard points are named and located according to local coordinate system. Tringular mechanism operation is identified before determination of load distribution and magnitude from certification standarts and aerodynamic formulations. Static force and moment equilibrium definitions are applied in order to obtain all external loads. Displacements for both bending and torsion cases are derived from strength of material resources wih moment of inertia and shear center calculations. At the end, back rotation calculations are performed with mechanism triangle which are main target of this thesis. In the system modelling section, methodologies for analytical calculations and FE analyses are illustrated. As analytical calculations are performed in MS Excel, attention for this chapter is on FE modelling and analyses processed in HyperMesh and ABAQUS, respectively. After surface modelling in CATIA V5, preprocessing of FE model in HyperMesh is described with details of element type, element size and backup structure for actuation point where concentrated stresses are expected. For ABAQUS process, illustration of boundary conditions of the analyses and actuator modelling method are performed. As all analyses are carried out with nonlinear geometrical deformations and rotations, multi stepped analyses are created to run. Aerodynamic force magnitudes for each time step are calculated and embedded to ABAQUS as a tabular load amplitude from Excel file. In these analyses, structural integrity is provided with elastic region of the material where instability problems are not observed. In the results section, the analytical solutions are compared to FEM results and error values are calculated by assuming that FEM results are correct for investigated load conditions. 7 different load conditions are researched with 3 different variables. In these analyses, each variable is researched with 3 different values to create second order behavior curve for comparison. The variables are angle between actuator and spoiler, thickness of structural regions, and air speed. All these changes of variables are investigated with analytical solutions and mathced with FEM results in terms of behaviors. On the other hand, due to displacement of actuation fitting point, moment arm of actuator is increased after deflection. FEM analyses are able to compute this change, but analytical calculations should be modified in order to implement the increase of moment arm. This is done by a numerical method which tries to approach force and displacement balance. With this method, a new displacement value can be found and inserted to back rotation calculations. At the end, more accurate back rotation angle and final deflection angle can be calculated. Additionally, due to change on aerodynamic load magnitude by alteration of deflection angle, an additional process must be applied to find out load balance with deflection angle where load and displacement balance must also be considered. In order to achieve this, two staged iterations are carried out. At the end, error functions are calculated for back rotation angles and final deflection angles. As a result, for scope of thesis, the target for the maximum error percentage for back rotation and the maximum final deflection angle error percentage are set as ±15% and ±2%, respectively. In the analyses, the maximum error percentage for back rotation is calculated as 12.11% and the maximum final deflection angle error percentage is calculated as 0.6% where desired deflection angle is taken as 60 degrees. However, if the load condition where maximum error occurred is recalculated for different desired deflection angles, the final deflection angle error percentage is calculated as 1.27% and 0.82% for 30 degrees and 45 degrees, respectively. These results are prove of that target of thesis is accomplished.
Benzer Tezler
- An Analytical approach for electronic properties of semiconductor quantum well-wines
Başlık çevirisi yok
AHMAD SALİM NASSAR
- P-galyum arsenür (GaAs)/anodik izolasyon filmlerin arayüzey özelliklerinin incelenmesi
Investigation of interface properties in p-gallium arsenide (GaAs)/anodic insulator films
HAYRETTİN YÜZER
- Deforme çekirdeklerde makas mod seviyelerinin beta bozunum ve elektromanyetik geçiş özelliklerinin incelenmesi
Investigation of the beta decay and electromagnetic transition properties of scissors mode states in deformed nuclei
ZEMİNE YILDIRIM
Doktora
Türkçe
2009
Fizik ve Fizik MühendisliğiSakarya ÜniversitesiFizik Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALİ GULİYEV
- Çelik çerçeve sistemlerde doğrusal olmayan davranışın analitik ve deneysel olarak incelenmesi
Analytical and experimental investigation of non-linearity occured in steel frames
ORHAN YAPICI
Yüksek Lisans
Türkçe
2016
Deprem Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesiİnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. ABDULLAH NECMETTİN GÜNDÜZ
YRD. DOÇ. DR. CENK AKSOYLAR
- Resonance characteristics of whispering gallery modes in dielectric resonators for microwave measurement applications
Mikrodalga ölçüm uygulamaları için dielektrik rezonatörlerdeki fısıldayan galeri modlarının rezonans karakteristikleri
MEHMET FATİH AKAY
Yüksek Lisans
İngilizce
2001
Elektrik ve Elektronik MühendisliğiÇukurova ÜniversitesiElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. SERGEY KHARKOVSKY