Geri Dön

Kompozit bir yatay kuyruğun statik mukavemetinin incelenmesi ve optimizasyonu

Investigation and optimization of the static strength of a composite horizontal tail

PDF İndir

  1. Tez No: 887715
  2. Yazar: DAVUT YILMAZ
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 91

Özet

Tez çalışması kompozit yatay kuyruğun; statik yükler altında, tek yönlü dizilmiş takviyelerden oluşan (unidirectional) IM7/8552 malzemesi ve örgülü kumaş takviyelerden oluşan (woven fabric) SPG 196-P malzemesi için ayrı ayrı analiz ve optimizasyonunu içermektedir. Çalışma kapsamında Hyperworks,DIGIMAT ve MSC Nastran/Patran programları kullanılmıştır. Kompozit yapıların statik analizinde çentiksiz hasar mukavemeti ile darbe sonrası mukavemet değerlerinden hangisinin kullanılacağı, analiz edilen yapıya göre değişmektedir. Genel yaklaşım olarak hasarı ölümcül olmayan ikincil yapılarda çentiksiz hasar mukavemeti ile analiz yeterli görülürken,hasarı ölümcül olan yapılarda çentikli hasar mukavemeti ile analiz yapılır. Yatay kuyruk belli hızların üzerinde hasarı ölümcül olan bir yapıdır. Bundan dolayı bu tez çalışmasında kompozit bir yatay kuyruğun analizinde darbe sonrası mukavemet değerleri kullanılmıştır. Farklı tabaka dizilimleri için darbe sonrası mukavemet değerleri, çentiksiz hasar mukavemet değerlerine belirli faktörler uygulanarak bulunmuştur. Tez kapsamında öncelikle kompozit hasar modları üzerinde durulmuştur. Yüzey kırışması (facesheet wrinkling), yüzey içi burkulma (dimpling), nüve kesilmesi (core shear), nüve kırılması (core crush), çentiksiz hasar kriterleri ve darbe sonrası mukavemet denklemi ele alınmıştır. Çentiksiz hasar kriterleri başlığı altında; Hill, Hoffman ve Tsai-Wu hasar kriterleri incelenmiştir. Darbe sonrası dayanım kriteri katmanlı kompozit yapının katman sayısı ve katman doğrultularına göre değişen değerlere sahip olduğundan, bu kriterin incelenmesinde literatürdeki analitik tahmin yaklaşımları araştırılmış ve bu araştırma sonucunda darbe sonrası dayanım değerinin elde edilmesi için kullanılacak denklem verilmiştir. Daha sonra kompozit tasarım kriterleri dikkate alınarak yatay kuyrukta kullanılabilecek 105 adet potansiyel katman dizilimi elde edilmiştir. Elde edilen bu dizilimler için darbe sonrası mukavemet değerlerinin bulunabilmesi için öncelikle çentiksiz hasar mukavemet değerleri DIGIMAT yazılımının VA modulü kullanılarak elde edilmiştir. Daha sonra belli seviyedeki bir enerji altında her dizilimde oluşan hasar alanı değerleri bulunmuştur. Bu sayede darbe sonrası mukavemet değerinin bulunmasına dair denklem tüm katman dizilimleri için uygulanabilir hale gelmiştir. Darbe sonrası mukavemet değerleri elde edildikten sonra optimizasyon aşamasına geçilmiştir. Başlangıçta 24 katmanlı tabaka ile modellenen tüm bölgelerden elde edilen kritik kuvvet ve moment değerleri klasik tabaka teorisine girdi olarak verilerek her bölge için optimize katman dizilimleri elde edilmiştir. Elde edilen bu dizilimler ile yeni sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Klasik tabaka teorisinden elde edilen emniyet payı (margin of safety) değerleri ile sonlu elemanlar modelinden elde edilen emniyet payı değerleri birbirlerine yakınsadıklarında ilgili bölge için optimizasyon işlemi neticeye ulaşmış olur. Tek yönlü dizilmiş takviyelerden oluşan (unidirectional) IM7/8552 malzemesi ve örgülü kumaş takviyelerden oluşan(woven fabric) SPG 196-P malzemesi için ayrı ayrı optimizasyon yapılmıştır. Tek yönlü dizilmiş takviyelerden oluşan (unidirectional) IM7/8552 malzemesi ile daha hafif bir yapı elde edilmiştir.

Özet (Çeviri)

Composite materials have become increasingly popular in recent years. The ability to achieve higher strength with lighter materials compared to metals increases the popularity of composite materials. Moreover, it allows for the combination of superior properties of different materials into a single material. Consequently, composite materials have also started to be frequently used in aviation. Initially used in secondary structures other than main load-bearing elements, composite materials have evolved through ongoing studies and are now used for main load-bearing elements such as spars in aircraft. In aircraft like the A350 XWB and Boeing 787, the usage rate of composites has exceeded 50%. This thesis study focuses on the composite horizontal tail; It includes separate analysis and optimization for the IM7/8552 material, which consists of unidirectional reinforcements, and the SPG 196-P material, which consists of woven reinforcements. Static analysis is carried out under the structure's weight and the aerodynamic loads on it. Hyperworks, DIGIMAT and MSC Nastran/Patran programs are used within the scope of the study. In the static analysis of composite structures, the choice between unnotched failure strength and residual strength after impact depends on the analyzed structure. As a general approach, for secondary structures where failure is not catastrophic, analysis using unnotched failure strength is considered sufficient, while for structures where failure is catastrophic,residual strength after impact is used for analysis. The horizontal tail is a structure where failure is catastrophic above certain speeds. Therefore, in this thesis study, residual strength after impact is used for the analysis of a composite horizontal tail. For different ply layups, residual strength after impact values are determined by applying reduction factors to the unnotched failure strength values.Besides that composite failure modes are focused on. The necessary equations to find the margin of safety (MS) for the failure modes are given. Facesheet wrinkling, dimpling, core shear, core crush, unnotched failure criteria and residual strength after impact are discussed. Under the heading of unnotched failure criteria; Hill, Hoffman and Tsai-Wu failure criterias are examined. The equations for all these criteria are also obtained for the plane stress case. Since the damage tolerance strength has varying values depending on the number of layers and layer directions of the laminate composite structure, analytical estimation approaches in the literature are considered in examining this criterion. Using one of these approaches, residual strength after impact values are obtained for the laminates. Considering composite design criteria, 105 potential ply layups that could be used in the horizontal tail is obtained. To determine the residual strength after impact for these layups, unnotched failure strength values are first obtained using the VA module of the DIGIMAT software. Then, the damage area values under a certain level of energy for each layup are determined. This made it possible to apply the equation for finding the residual strength after impact given in the second chapter to all ply layups. Although the unnotched failure strength values of the unidirectional IM7/8552 material are higher than those of the woven fabric SPG 196-P material, the residual strength values after impact of the fabric material are higher. After obtaining the residual strength values after impact, the optimization phase is undertaken. Firstly, classical laminate theory is explained. Classical laminate theory is a method used for the strength analysis of each layer in a composite laminate. After providing the assumptions made within the scope of classical laminate theory, information on how to calculate normal and shear stresses for each layer is given. Once the normal and shear stresses for each layer are obtained, the maximum and minimum principal stresses for each laminate are obtained using the equations of classical laminate theory and transformation equations. Then, the margin of safety for all potential laminate layups is calculated in each iteration. The optimization process is conducted in three stages. In the first stage, all regions is modelled with the maximum potential ply layup of 24 plies. In the second stage, force and moment values for the most critical loading element in each region is taken, and maximum and minimum principal stress values for all potential layups is calculated using classical laminate theory. The layups with a positive margin of safety value closest to zero is taken as the optimum layups for the respective region, and remodelling is done with the obtained layups for each region. Since all regions would have similar stiffness values when the entire structure is modelled with 24 plies, similar load-carrying behavior could be observed between adjacent regions. Therefore, the force and moment values obtained for each region from the 24-ply model change after the first optimization step. This is because each region of the structure is modelled with different layups, and thus the loads they carry differ. Therefore, in the solution obtained after the first optimization step, the most critical force and moment values for each region is taken again, and another optimization process is carried out using classical laminate theory. This cycle continue iteratively until the margin of safety values obtained from finite element model analysis converge with the margin of safety values obtained using classical laminate theory. Separate optimizations are conducted for the unidirectional IM7/8552 material and the woven fabric SPG 196-P material. In the optimization performed for the unidirectional material, only the middle panel tip region could be optimized in the first iteration. In the second iteration, all regions except the trailing edge are optimized, and in the third iteration, the trailing edge is optimized, completing the optimization process. In the optimization performed for the fabric material, the rear spar root, middle panel tip, and trailing edge could be optimized in the first iteration. In the second iteration, all regions except the middle panel root are optimized, and in the third iteration, the middle panel root is optimized, completing the optimization process. A lighter structure is obtained with the unidirectional IM7/8552 material. As a result of the thesis, it is observed that the decrease in residual strength after impact is proportionally less for the woven fabric SPG 196-P material compared to the unidirectional IM7/8552 material when obtaining residual strength after impact values from unnotched failure strength values. However, despite this, it is observed that the optimized model obtained for the unidirectional material is lighter than the optimized model obtained for the fabric material, due to the unidirectional material's greater suitability for creating layups that enhance strength in the primary load directions.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    511283

    Solar unmanned aerial vehicle design and production

    Güneş enerjili insansız hava aracı tasarım ve üretimi

    AHMET SEMİH PARLAK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2018

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. HAYRİ ACAR

  2. Tez No

    885275

    Yenilikçi helikopter yatay kuyruk hücum kenarı tasarımı ve kuş çarpması dayanıklılık analizi

    Advanced design and bird strike analysis of helicopter horizontal tail leading edge

    EYÜP PELİT

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2024

    Makine MühendisliğiBaşkent Üniversitesi

    Makine Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. EBRU SARALOĞLU GÜLER

  3. Tez No

    53445

    Erken Hristiyan ve ilk Bizans resim ve kabartma sanatında kaynak ve okullar (2 cilt)

    Sources and school of painting and sculpture during the early Christian and first Byzantine period

    AHMET MEHMET KİPMEN

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    1996

    Güzel SanatlarMimar Sinan Güzel Sanatlar Üniversitesi

    PROF.DR. SEMRA GERMANER

  4. Tez No

    755140

    Normal betonarme binalar ile profil içeren betonarme binaların maliyet karşılaştırması

    Cost comparison of normal reinforced concrete buldings and reinforced concrete buildings with profile

    SELAHATTİN BATUHAN ORHAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2022

    İnşaat MühendisliğiHarran Üniversitesi

    İnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MUHAMMET ARİF GÜREL

  5. Tez No

    547190

    Structural optimization of composite and aluminum horizontal tail plane of a helicopter

    Kompozit ve alüminyum bir helikopter yatay kuyruk kanadının yapısal optimizasyonu

    BERTAN ARPACIOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALTAN KAYRAN

Geri Dön