Havacılıkta kullanılan epoksi reçineli karbon fiber takviyeli kompozit malzemelerin kısmi kürleme prosesi ile birleştirilmesi ve prosesin mekanik özelliklere etkisinin incelenmesi
Joining of aerospace grade carbon fiber epoxy resin composite materials by partially cross-linking process and investigation effect of process on the mechanical performance
- Tez No: 917338
- Danışmanlar: PROF. DR. NURSEL DİLSİZ
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Kimya Mühendisliği, Chemical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2024
- Dil: Türkçe
- Üniversite: Gazi Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Kimya Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Hava taşıtlarında bulunan kompleks yapıların üretimi, havacılık tarihinin en önemli araştırma konularından birisi olmuştur. Kompozit malzemelerin bir araya getirilmesinde üç farklı birleştirme prosesi kullanılmaktadır. Bu birleştirme prosesleri, yapışma kuvvetine göre sıralandığında, eş zamanlı kürleme, eş zamanlı birleştirme ve ikincil birleştirme prosesleridir. Tercih edilen üretim yöntemi olan eş zamanlı kürleme prosesinin, kompleks yapılarda uygulanabilirliği oldukça düşüktür. Bu amaçla yapılan çalışmada kısmi kürleme prosesi ile kompleks parçaların eş zamanlı kürleme yöntemiyle üretilmesi hedeflenmiştir. Bu proses ile malzemelerin, yapıştırıcı ve bağlayıcı kullanılmaksızın bir araya getirilmesi sağlanmıştır. Kısmi kürleme prosesinin, mekanik performansını değerlendirebilmek amacıyla camsı geçiş sıcaklığı, katmanlar arası kesme dayanımı, tek bindirmeli kesme dayanımı ve kırılma tokluğu gibi kritik mekanik testler gerçekleştirilmiştir. Yapılan DMA testleri sonucunda, kısmi kürlenen panellerde elde edilen camsı geçiş sıcaklığı değerleri, referans panel camsı geçiş sıcaklık değerlerine yakın olduğu görülmüştür. Katmanlar arası kesme mukavemeti değerlerinde, kısmi kürleme sıcaklığının artışıyla birlikte düşüş gözlemlenmiş ve 160°C sıcaklıkta kısmi kürlenen panellerde %7,5 düşüş gerçekleşmiştir. Tek bindirmeli kesme mukavemeti değerlerinde, kısmi kürleme sıcaklığı ile paralel olarak artış gözlemlenmiştir. Kısmi kürleme prosesi, 140°C sıcaklıktan daha yüksek sıcaklıktaki uygulamalarda birleşme yüzeyinde reçine katmanı oluşumuna sebep olmuştur. Bu sebeple kırılma tokluğu test değerleri 140°C sıcaklıktan daha yüksek uygulama sıcaklıklarında önemli ölçüde düşmektedir. Kısmi kürleme prosesinin uygulanabileceği optimum sıcaklık karbon fiber takviyeli epoksi reçineli prepreg malzemelerde 140°C olarak belirlenmiştir. Kısmi kürleme prosesinin kompleks yapılarda uygulanabilirliğini değerlendirmek amacıyla çalışma sonucunda belirlenen optimum kısmi kürleme koşullarında omega güçlendirilmiş panel üretilmiş ve çekme testi gerçekleştirilmiştir. Kısmi kürleme prosesi, belirlenen optimum kür koşullarında, kompleks yapıların bağlayıcı ve yapıştırıcı malzeme olmaksızın eş zamanlı kürleme yöntemiyle üretilmesi konusunda umut vaad etmektedir.
Özet (Çeviri)
The production of complex structures in aircraft has been one of the most important research topic in the history of aviation. Three different manufacturing processes are used in the joining of composite materials. These joining processes are co-curing, co-bonding and secondary bonding, in order of adhesion strength. The applicability of the co-curing process, which is the preferred production method, is very low in complex structures. For this purpose, it is aimed to produce complex parts with partially co-curing process in this study. With this process, composite materials were brought together without the use of adhesive and fastener. In order to evaluate the mechanical performance of the process on the material, critical mechanical tests such as glass transition temperature, interlayer shear strength, single lap shear strength and fracture toughness were performed on the panels. As a result of the DMA tests, the glass transition temperatures were close to the glass transition temperature of reference panel which is 197°C. A decrease in interlayer shear strength values was observed with the increase in partial curing temperature and a 7.5% decrease was obtained on the panel cured at 160°C. Single lap shear strength values increased with the partially curing temperature The partial curing process caused the formation of a resin layer on the joint surface after 140°C partially curing temperature. For this reason, fracture toughness values decrease significantly at temperatures higher than 140°C. The optimum temperature at which the partial curing process can be applied was determined as 140°C in carbon fiber reinforced epoxy resin prepreg materials. In order to asses the partially curing process on integrated process, omega stiffened panel has been manufactured with the selected manufacturing conditions and peel out test was performed. In the perpective of conducted study, the application of partial curing process with optimum curing conditions determined by obtained data, the production of complex structures by co-curing method without fasteners and adhesives material is promising.
Benzer Tezler
- Hızlı katılaşma ile yüksek mukavemetli malzemelerin üretilmesi ve kurşun-asit akümalatörlerine uygulanması
Başlık çevirisi yok
ÜMİT AKÇAL
Yüksek Lisans
Türkçe
1986
Makine MühendisliğiUludağ ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. HALİM DEMİRCİ
- Kayseri yöresinde halıcılık ve yöre ekonomisine katkısı üzerine bir araştırma
Başlık çevirisi yok
KASIM KARAHAN
- Yatay yük etkisindeki model kazıkların davranışı
The Behaviour of laterally loaded model piles
ERKAN DİNÇER
- Havacılıkta kullanılan bazı eksenel simetrik cisimlerin aerodinamik karakteristiklerinin teorik ve deneysel olarak incelenmesi
Theoretical and experimental investigation on aerodynamic characteristics of some bodies of revolution used in aeronautics
VEYSEL ATLI