Investigation of modal analyses and flutter speed calculations on actual model and reduced model of B52 stratofortress aircraft
B52 stratofortress uçağı tam ölçekli ve indirgenmiş modeli üzerinde analizlerin gerçekleştirilerek çırpıntı hızının hesaplanması
- Tez No: 921977
- Danışmanlar: PROF. DR. METİN ORHAN KAYA
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- 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: 73
Özet
Mevcut veya yeni tasarlanacak bir hava aracının geliştirilmesinde matematiksel hesaplamalar ve bilgisayar destekli analiz çalışmalarının yanında elde edilen sonuçları destekleyecek fiziksel testlerin de yapılması önemli ve bazı durumlarda gerekli olabilmektedir. Hem uçağın boyutları hem de uçuş koşullarını sağlayabilecek bir test ortamının oluşturulması maaliyetli bir proses olduğundan bilgisayar destekli analiz yöntemleri bu aşamada önem kazanmaktadır. Hava araçlarının tasarımında aeroelastik açıdan kararlı bir yapıya sahip olması yıkıcı kazaların önüne geçilmesi açısından son derece kritik önemdedir. Bu çalışmada temel olarak amaçlanan uçuş testleri öncesinde uçağın dinamik karakteristiğinin belirlenmesi ve çırpıntı hızı tahmininin doğru bir şekilde tespit edilmesi için takip edilebilecek adımlar ve kullanılabilecek yöntemler incelenmiştir. Uçak tasarımlarında en kritik maddelerden birisi, esnek katı model ve akışkanın birbiriyle etkileşime geçmeleri sonucu yapının kararsız duruma geçmesi ve yıkıcı sonuçlara neden olmasıdır. Bu nedenle güvenlik açısından uçak tasarımlarında mutlaka aeroelastik etkilerin de incelenmesi gerekir. Aeroelastik problemler doğası gereği çok karmaşık olduğundan anlitik yöntemler ile çözümü oldukça zordur. Bu nedenle genellikle hazır paket programlar veya basitleştirilmiş kanat veya gövde modeli üzerinde yazılan kodlar vasıtasıyla çözümü yapılabilmektedir. Tez çalışmasının ilk aşamasında B52 Stratofortress uçağı, tam ölçekli olarak tüm uçak katı geometrisi çizilmiştir. Geometri, literatürden teknik resim ölçüleri referans alınarak gerçek model ölçüleri ile piyasada yaygın olarak kullanılan tasarım programlarından biri olan Space Claim arayüzünde major detaylarıyla modellenmiştir. Gövdede bulunan bulkhead yapıları, analiz sonuçlarını etkilemeyecek doğrultuda küçük detaylara girilmeden modellenmiştir. Modeli basitleştirmek için delik, fatura, radyus, kablaj boşlukarı gibi detay özellikler modelden kaldırılarak geometri temizlenmiştir. Kanat ve kuyruklarda bulunan spar ve ribler literatürdeki modelde bulunan adet sayısı kadar modellenmiştir. Hava araçlarında çok sayıda ve farklı miktarlarda faydalı yük taşınmaktadır ve bu yüklerin yerleştirildiği bölgelerin seçimi, uçağın ağırlık merkezinin belirlenmesi açısından son derece önemlidir. Uçuş sırasında yakıt tüketildikçe veya faydalı yüklerin bırakılması sonucu, uçağın kalkış esnasındaki ağırlık merkezinden farklı olabilmektedir. Bu lokasyonun stabil kalması için bu yerleşimlerin nasıl yapıldığı kritik bir konudur. Tez kapsamında üzerinde çalışılan B52 Stratofortress uçağı yakıt tanklarının, motorların ve füze, patlayıcı, mühimmat gibi faydalı yüklerin ağırlık merkezi lokasyonlarına göre yakıt, mühimmat ve motor ağırlıkları gerçek modelden alınarak noktasal kütle olarak tanımlanmıştır. Testlerde kullanılan daha küçük ölçekli prototipler için ise bu kütle değerleri, literatürden alınan bilgiler ile tanımlanmıştır. Literatürde iki prototip model üzerinde titreşim ve çırpıntı testleri mevcuttur. Testlerden elde edilen doğal frekans ve mod şekilleri ilerleyen bölümlerde sunulmuştur. Titreşim testleri için hazırlanan prototip model, gerçek modelin 1/15 ölçeğindedir ve doğal frekans analizleri için bu değerler kullanılmıştır. Çırpıntı testlerinin yapıldığı prototip test modeli, gerçek uçak modelinin 1/30 ölçeğindedir ve değerlendirmelerde makaledeki çırpıntı hızı referans alınmıştır. Bir hava aracı belli bir hız limitine geldiğinde, akışkan kuvvetleri yapısal model üzerinde titreşim modlarını arttıracak biçimde karasızlığa neden olur. Genelde bu durum çok kısa sürede gerçekleşir ve pilot hızı düşürmek istese de yeterli zamanı olmadığından problemin önüne geçemez ve yıkıcı durumlara neden olur. Çırpıntı problemi kendi içinde alt bölümlere ayrılır. Normal çırpıntı durumunda yapı, akış yükleri altında iki serbestlik derecelerinin etkileşime girerek bu kararsız duruma yol açar. Çoğunlukla bu durum kanat alt yüzeylerinden olan taşıma yüzeylerinde olur. Tez kapsamında incelenen klasik çırpıntı yöntemidir. Diğer çırpıntı durumları ise yapı üzerinde meydana gelen akım ayrılması veya yapışması sonucunda görülen akışkan etkiler nedeniyle hareket ve kuvvet arasında faz farkının oluşmasıdır. Uçağın normal seyrindeki durumu ve manevra durumlarındaki çırpıntı cevapları farklılık gösterecektir. Manevra esnasında meydana gelen bu durum örseleme olarak da adlandırılır ve motor, kanat, tank bögelerinde oluşan girdaplık sonucu görülür. Büyük titreşimlerde yıkım görülürken küçük titreşimlerde yorulma problem açığa çıkabilir. Bu problemin önlenebilmesi için aerodinamik tasarımın değişmesi gerekebilir. Çırpıntı incelemesi yaparken yapının öncelikle doğal frekans analizlerinin yapılması ve dinamik karakteristiğinin belirlenmesi gerekir. Tez çalışmasında da örnek modellerin tümü üzerinde ilk olarak Modal analizler gerçekleştirilerek ilgili modlarda doğal frekans değerleri bulunmuştur. Flutter hesabı için kanat bellir bir hücum açısından veya profil kamburluğu nedeniyle taşıma ve moment durumu oluşabilir. Statik elastik deformasyonların meydana getirdiği yükler yapıda mevcuttur. Çırpıntı incelemelerinde basit harmonik hareket incelenmiştir. Aerodinamik yükler arasında bulunan faz farkı, kanat kesitinin öteleme ve dönme hareketine de etki etmektedir. Hava aracının çırpıntı hızı tespiti için daha önce hesaplatılan doğal frekanslardan ilk eğilme modunun ilk burulöa moduna oranı kontrol edilir. Bu oranın yüksek olması uçağın çırpıntı durumuna geçmesini de kolaylaştıracaktır. Bu nedenle yapının tasarımı veya üzerindeki yük dağılımı detaylı çalışılarak bu hız değerinin arttırılması mümkün olmaktadır. Çırpıntı tespit edildikten sonra kararsızlığı önlemek için temel olarak yapılabilecek yöntemler vardır. İlki kütle dağılımını değiştirmektir. Bu şekilde yapının dinamik karakteristiği daha iyi bir duruma getirilerek çırpıntı hız sınırı arttırılabilir. Diğer yöntemler ise uçağın katılığını arttırmak ve taşıma yüzeyinin tasarımını değiştirmektir. Tezin ikinci aşamasında tüm uçak modeli, literatürde testleri gerçekleştirilmiş test prototip modeli ile aynı sınır koşulu uygulanarak analiz edilmiş, doğal frekanslar mod şekilleri ile birlikte hesaplatılmıştır. Test ve analiz modeli sonuçları karşılaştırılmıştır. Burada belirlenen amaç; doğru kalınlıkların ve doğru kütle modellerinin tespit edilmesidir. İndirgenmiş olarak tanımlanan model, detay kanat ve bir boyutlu gövdenin oluşturulduğu modeldir. Bu modelde gövdenin detay modeli yerine aynı katılık değerlerine sahip çubuk elemanlar kullanılmıştır. Katılık değerlerinin tespit edilmesi için tam ölçekli model üzerinde Ansys arayüzünde birim kuvvetler uygulanarak statik analizler gerçekleştirilmiştir. Hazırlanan indirgenmiş model, bir sonraki aşama için kullanılmıştır. Tezin son aşaması, indirgenmiş modelin MSC Patran Nastran'da modal ve çırpıntı analizleri çözümlerinin yapılmasını içerir. Bir önceki aşamada elde edilen kalınlar, kütle detayları, gövde katılık değerleri bu aşamada indirgenmiş model için kullanılmıştır. İndirgenmiş model, detay kanat geometrisi ve gövdenin bir boyutlu olarak tanımlandığı modeldir. Bu modelde gövdenin detay modeli yerine bir boyutlu elemanlar kullanılmıştır. Önceki aşamalarda kullanılan kütle değerleri, bu aşamada da noktasal kütle olarak modele eklenmiştir. İki boyutlu tipik kanat kesit modeli üzerinde hareket denklemleri yazılarak denklem çıkarımları yapılmış ve elde edilen denklemler kullanılarak ilgili katsayı ve veriler girilmiş, çırpıntı hızı hesabı yapılmıştır. Dinamik etkiler denklemlerde ihmal edilir, atalet kuvvetleri de sıfır olarak belirlenirse problem statik bir duruma dönüşür ve hesaplamalar sonucunda sadece kontrol etkinliği ve yük dağılımı incelenebilir. Tez kapsamında hesaplamalar statik değil, dinamik yöntemler kullanılarak çözüm elde edilmiştir. Analitik ve nümerik analiz sonuçları incelendiğinde bu değerlerin birbirine çok yakın olduğu görülmüştür. Sonuçlar arasındaki fark, uçak katı geometrisinin daha detaylı ve kütle dağılımlarının daha hassas olduğu modeler için daha da azalacaktır. Günümüzde aeroelastik problemlere çeşitli yaklaşımlar geliştirilmiştir. Analitik yöntemler daha çok doğrusal varsayımları içerdiğinden sadeleştirilmiş basit modeler üzerinde sonuç alınabilmekte ve belli sayıdaki durum için çalışmaya izin vermektedir. Bu yöntemler cevap analizi veya kararlılık çözümleri için modellenebilir. Kararlılık probleminde bir kanat kesit modeli üzrinde elde edilen hareket denklemlerinin homojen kısmı alınarak özdeğer problemine dönüştürülür ve çözüm yapılır. Doğrusal aeroelastisite durumu için akışın doğrusal olduğu ve buna ek olarak yapının titreşim modlarının küçük olduğu kabulleri yapılmıştır. Denklemler zaman parametresi de eklenerek çözüldüğünde zamana bağlı yüklere olan cevap incelenir. Zorlanmış titreşim ve şok durumlarında systemin durumunu çözebilmek için doğrusal varsayımlar yapılabilir. Doğrusal kabüller ile yapılan çözümlerde doğruluk açısından sağlıklı sonuçlar elde edilemeyebilinir. Hem yapısal hem de akış etkilerinden dolayı problem nonlinear alınmalıdır. Özellikle yüksek hızdaki durumlar için kesinlikle doğrusal olmayan varsayımlar ile ilerlenmelidir. Bu kabul aslında zamana bağlı bir durumun modellenmesi ile oluşur. Kontrol tersliği, ıraksama gibi statik aeroelastik etkiler sonuçları iki şekilde değerlnedirilebilir. İlki güvenlik, ikincisi ise performans. Iraksama çoğunlukla yapının güvenliği konusunda fikir verirken kontrol tersliği ise yapının uçuş sırasındaki performansını etkilemektedir.
Özet (Çeviri)
In the development of an existing or newly designed aircraft, it is important and in some cases necessary to perform physical tests to support the results obtained, in addition to mathematical calculations and computer-aided analysis studies. Since creating a test environment that can provide both the dimensions of the aircraft and flight conditions is a costly process, computer-aided analysis methods gain importance at this stage. Having an aeroelastically stable structure in the design of aircraft is extremely critical in preventing catastrophic accidents. In this study, the steps that can be followed and the methods that can be used to determine the dynamic characteristics of the aircraft and to accurately estimate the flutter speed before the intended flight tests are examined. In the first stage of the thesis, the entire aircraft solid geometry of the B52 Stratofortress aircraft was drawn in full scale. The geometry was modeled in major detail in the Space Claim interface, one of the widely used design programs, with real model dimensions, using technical drawing dimensions from the literature as a reference. The bulkhead structures on the hull are modeled as major. In order to simplify the model, detailed features such as holes, inlets, radius, and wiring were removed from the model and the geometry was cleaned. The spars and ribs on the wings and tails were modeled as many as the number of pieces in the model in the literature. According to the center of gravity locations of fuel tanks, engines and payloads (missiles, explosives, ammunition, etc.), the weights of fuel, ammunition and engines were taken from the real model and defined as point mass. Vibration and flutter tests on two prototype models are available in the literature. The natural frequencies and mode shapes obtained from the tests are presented in the following sections. The prototype model prepared for vibration tests is at a scale of 1/15 of the real model and these values were used for natural frequency analyses. The test prototype model in which flutter tests were performed is at a scale of 1/30 of the real aircraft model, and the flutter speed in the article is taken as reference. In the second stage of the thesis, the entire aircraft model was analyzed by applying the same boundary condition as the test prototype model tested in the literature, and the natural frequencies were calculated together with the mode shapes. Test and analysis model results were compared. The purpose set here is; is to determine the correct thicknesses and correct mass models. The model defined as reduced is the model in which the detailed wing and onedimensional body are created. In this model, rod elements with the same stiffness values were used instead of the detail model of the body. To determine the stiffness values, static analyzes were carried out on the full-scale model by applying unit forces in the Ansys interface. The prepared reduced model will be used for the next stage. The final phase of the thesis involves performing modal and flutter analysis solutions of the reduced model in MSC Patran-Nastran. Thicknesses, mass details, and body stiffness values obtained in the previous stage were used for the reduced model at this stage. Reduced model; It is a model in which the detailed wing geometry and fuselage are defined in one dimension. In this model, one-dimensional elements were used instead of the detail model of the body. The mass values used in the previous stages were added by modeling them as point mass in this stage. Equations of motion were written on the two-dimensional typical wing section model and equations were deduced, and the relevant coefficients and data were entered using the obtained connections, and the flutter speed was calculated. When the results were examined, it was seen that these values were very close to each other.
Benzer Tezler
- Akışkan-katı etkileşimi ile füze kanardının aeroelastik davranışının incelenmesi
Investigation of aeroelastic behavior of a missile canard with fluid-structure interaction
MUSTAFA ÖZÇATALBAŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
Havacılık MühendisliğiTOBB Ekonomi ve Teknoloji ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ SITKI USLU
- Investigation of the effect of different modal analysis methods on flutter speed calculation
Farklı modal analiz yöntemlerinin çırpınma hızı hesabı üzerindeki etkisinin incelenmesi
BİLGEHAN ŞEREF
Yüksek Lisans
İngilizce
2020
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. VEDAT ZİYA DOĞAN
- AGARD 445.6 kanadı üzerindeki kütle dağılımının aeroelastik etkisinin araştırılması
Investigation of the aeroelastic effects of mass distribution on the AGARD 445.6 wing
MUSTAFA TUĞBERK ÇAKIR
Yüksek Lisans
Türkçe
2025
Havacılık ve Uzay MühendisliğiMilli Savunma ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. ÖZGE ÖZDEMİR
- Aeroelastic analysis of variable-span morphing wing
Kanat açıklığı değiştirilebilen bir uçak kanadının aeroelastik analizi
DAMLA DURMUŞ
Yüksek Lisans
İngilizce
2020
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. METİN ORHAN KAYA
- Eksenel akış etkisindeki plakların dinamik davranışlarının incelenmesi
Investigation of the dynamic behavior of flow induced plates
FURKAN KUZGUN
Yüksek Lisans
Türkçe
2020
Gemi Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiGemi İnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. BAHADIR UĞURLU