Hava araçlarında kullanılan polimer kompozitlerin onarımı için proses geliştirilmesi ve üretilen kompozitlerin mekanik özelliklerinin incelenmesi
Development of a process for the repair of polymer composites used in aircraft and investigation of the mechanical properties of the composites produced
- Tez No: 930454
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ CAN ÇİVİ
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Makine Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: Türkçe
- Üniversite: Manisa Celal Bayar Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Konstrüksiyon ve İmalat Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 169
Özet
Bu çalışmanın amacı, özellikle hava araçlarının gövde, kanat, kuyruk stabilizatörleri ve kapı gibi kompozit bileşenlerinin dış cephelerinde meydana gelen derin çizik gibi nispeten küçük hasarların onarımı için yeni bir proses geliştirmektir. Bu amaçla projenin ilk aşamasında, sürekli cam elyaf fitilleri önce epoksi reçineyle ıslatan daha sonra hasarlı bölgeye onarım dolgusu yapabilen el tipi prototip bir cihaz geliştirilmiştir. İkinci aşamada hava araçlarındaki gövdenin dış katmanına benzer şekilde 12 katmanlı ve 2–3 mm kalınlığında 6 adet kompozit plaka (Vf ≈ %55) üretilmiştir. Kompozit plaklar için Duratek® epoksi ve 300 g/m² alansal yoğunluğundaki cam-dokuma kumaşlar kullanılmıştır. Plaka üretiminde el yatırması ve sıcak presleme yöntemleri uygulanmıştır. Üçüncü aşamada, üretilen kompozit plakalardan standartlara uygun şekilde çekme ve eğme numuneleri kesilmiştir. CNC routerda numunelere kalınlıklarının %40'ı kadar derinlikte U ve V-kesitli çizikler açılmıştır. Çizikleri açmak için çapları sırasıyla Ø2 mm ve Ø1 mm olan iki farklı (3-ağızlı düz U-kesitli, 2-ağızlı üçgen V-kesitli) parmak freze kullanılmıştır. Açılan 0.8–1.2 mm derinlikteki bu çizikler sayesinde 12 katmanlı kompozit numunelerin bir kısmına ≈5. katmanına kadar yapay derin çizik hasarı oluşturulmuştur. Böylece aynı plakadan orjinal (hasarsız), U ve V-geometrili çizik hasarı olan üç farklı test numune grubu elde edilmiştir. Dördüncü aşamada, el tipi cihaz ile cam elyaf iplere (300 tex) epoksi reçine emdirilmiştir. Aynı cihazla epoksi reçineyle ıslatılmış elyaflar hasarlı bölgelere serilerek (6–9 kat) sıkıştırılmıştır. Üç farklı reçineyle aynı işlemler tekrar edilerek derin çizikler kompozit dolgu yamasıyla (Vf≈%40) kapatılmıştır. Beşinci aşamada, kompozit dolguyla onarımı yapılan numuneler laboratuvar ortamında 23 °C'de 24 saat, infrared lamba altında 40 °C'de 4 saat ve 60 °C'de ise 2 saat kürlenmişlerdir. Böylece üç reçine tipi, iki yama geometrisi ve üç kürleme şartı kullanılarak 18 farklı senaryo oluşturulmuştur. Her bir senaryo şartında hasarlı numuneler onarılmıştır. Altınca aşamada, orjinal (hasarsız) ve onarılan numunelerin çekme ve üç noktadan eğilme testleri yapılmıştır. Yedinci aşamada test sonuçlarının analizine geçilmiştir. Yama geometrisi, epoksi tipi, numune kalınlığı ve kürleme şartları gibi parametrelere bağlı olarak elde edilen tüm test verileri MS Excel'e girilerek kaydedilmiştir. Her senaryo için“orjinal mukavemeti karşılama oranı”veya“yama verimi”değerleri hesaplanmıştır. Onarılan numuneler bahsedilen parametrelere bağlı olarak orjinal numunelerle kıyaslanmıştır. Onarım ile orijinal çekme mukavemetinin %84–94, çekme modülünün %79–89, eğilme mukavemetinin %61–65 ve eğilme modülünün ise %84–99 oranında geri kazanıldığı tespit edilmiştir. Elde edilen verim değerleri ise yamanın ve sunulan prosesin başarı göstergesi olarak yorumlanmıştır. SPSS-24'te ise grafiksel ve istatiksel analizler yapılarak sonuçlar karşılıklı kıyaslanmıştır. Sayısal sonuçlar amaca yönelik olarak detaylandırılmıştır. Daha sonra Minitab-19'da hedef olarak maksimum mukavemet ve yama verimleri öncelenerek optimum parametreler elde edilmiştir. Sekizinci ve son aşamada genel değerlendirme yapılarak, hava araçlarının kompozit cephelerinde meydana gelen“derin çizik”tipi küçük hasarların pratik onarımı için;“U-yama geometrisi, ≈13 Pa.s'lık epoksi viskozitesi, 73,5 MPa'lık reçine mukavemeti, ≈46 °C kürleme sıcaklığı ve ≈18 saatlik kürleme süresi”optimum proses değişkenleri olarak önerilmiştir.
Özet (Çeviri)
Bu çalışmanın amacı, özellikle hava araçlarının gövde, kanat, kuyruk stabilizatörleri ve kapı gibi kompozit bileşenlerinin dış cephelerinde meydana gelen derin çizik gibi nispeten küçük hasarların onarımı için yeni bir proses geliştirmektir. Bu amaçla projenin ilk aşamasında, sürekli cam elyaf fitilleri önce epoksi reçineyle ıslatan daha sonra hasarlı bölgeye onarım dolgusu yapabilen el tipi prototip bir cihaz geliştirilmiştir. İkinci aşamada hava araçlarındaki gövdenin dış katmanına benzer şekilde 12 katmanlı ve 2–3 mm kalınlığında 6 adet kompozit plaka (Vf ≈ %55) üretilmiştir. Kompozit plaklar için Duratek® epoksi ve 300 g/m² alansal yoğunluğundaki cam-dokuma kumaşlar kullanılmıştır. Plaka üretiminde el yatırması ve sıcak presleme yöntemleri uygulanmıştır. Üçüncü aşamada, üretilen kompozit plakalardan standartlara uygun şekilde çekme ve eğme numuneleri kesilmiştir. CNC routerda numunelere kalınlıklarının %40'ı kadar derinlikte U ve V-kesitli çizikler açılmıştır. Çizikleri açmak için çapları sırasıyla Ø2 mm ve Ø1 mm olan iki farklı (3-ağızlı düz U-kesitli, 2-ağızlı üçgen V-kesitli) parmak freze kullanılmıştır. Açılan 0.8–1.2 mm derinlikteki bu çizikler sayesinde 12 katmanlı kompozit numunelerin bir kısmına ≈5. katmanına kadar yapay derin çizik hasarı oluşturulmuştur. Böylece aynı plakadan orjinal (hasarsız), U ve V-geometrili çizik hasarı olan üç farklı test numune grubu elde edilmiştir. Dördüncü aşamada, el tipi cihaz ile cam elyaf iplere (300 tex) epoksi reçine emdirilmiştir. Aynı cihazla epoksi reçineyle ıslatılmış elyaflar hasarlı bölgelere serilerek (6–9 kat) sıkıştırılmıştır. Üç farklı reçineyle aynı işlemler tekrar edilerek derin çizikler kompozit dolgu yamasıyla (Vf≈%40) kapatılmıştır. Beşinci aşamada, kompozit dolguyla onarımı yapılan numuneler laboratuvar ortamında 23 °C'de 24 saat, infrared lamba altında 40 °C'de 4 saat ve 60 °C'de ise 2 saat kürlenmişlerdir. Böylece üç reçine tipi, iki yama geometrisi ve üç kürleme şartı kullanılarak 18 farklı senaryo oluşturulmuştur. Her bir senaryo şartında hasarlı numuneler onarılmıştır. Altınca aşamada, orjinal (hasarsız) ve onarılan numunelerin çekme ve üç noktadan eğilme testleri yapılmıştır. Yedinci aşamada test sonuçlarının analizine geçilmiştir. Yama geometrisi, epoksi tipi, numune kalınlığı ve kürleme şartları gibi parametrelere bağlı olarak elde edilen tüm test verileri MS Excel'e girilerek kaydedilmiştir. Her senaryo için“orjinal mukavemeti karşılama oranı”veya“yama verimi”değerleri hesaplanmıştır. Onarılan numuneler bahsedilen parametrelere bağlı olarak orjinal numunelerle kıyaslanmıştır. Onarım ile orijinal çekme mukavemetinin %84–94, çekme modülünün %79–89, eğilme mukavemetinin %61–65 ve eğilme modülünün ise %84–99 oranında geri kazanıldığı tespit edilmiştir. Elde edilen verim değerleri ise yamanın ve sunulan prosesin başarı göstergesi olarak yorumlanmıştır. SPSS-24'te ise grafiksel ve istatiksel analizler yapılarak sonuçlar karşılıklı kıyaslanmıştır. Sayısal sonuçlar amaca yönelik olarak detaylandırılmıştır. Daha sonra Minitab-19'da hedef olarak maksimum mukavemet ve yama verimleri öncelenerek optimum parametreler elde edilmiştir. Sekizinci ve son aşamada genel değerlendirme yapılarak, hava araçlarının kompozit cephelerinde meydana gelen“derin çizik”tipi küçük hasarların pratik onarımı için;“U-yama geometrisi, ≈13 Pa.s'lık epoksi viskozitesi, 73,5 MPa'lık reçine mukavemeti, ≈46 °C kürleme sıcaklığı ve ≈18 saatlik kürleme süresi”optimum proses değişkenleri olarak önerilmiştir.
Benzer Tezler
- Hava araçlarında kullanılan kompozit yapısalların onarım yöntemlerinde uygulanan yapıştırma bağlantılarının optimizasyonu
Optimization of adhesive joints applied in repair methods of composite structures used in aircraft
MEHMETCAN EVREN
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Havacılık ve Uzay MühendisliğiYıldız Teknik ÜniversitesiMetalurji ve Malzeme Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AHMET ÜNAL
- Kendi kendini onarabilen termoset polimer matrisli kompozitler geliştirilmesi
Development of self-healing thermoset polymer matrix composites
NOUR JOBRAN
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Kimya MühendisliğiGazi ÜniversitesiKimya Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FATMA ÇİĞDEM GÜLDÜR
- Development of H-BN and CNT reinforced polymer composites for electronic warfare receivers and transmitters: Examination of thermal performance
Elektronik harp almaç ve göndermeç kasaları için H-BN ve CNT takviyeli polimer kompozit malzeme geliştirilmesi: Isıl performansın incelenmesi
GÜRCAN CENGİZ
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ ALAEDDİN BURAK İREZ
- Termoset matriksli uçak gövde malzemesinin sıcaklık kontrollü hızlı kürleme yöntemleri ile üretilmesi
Production of thermoset matrix aircraft airframe material with temperature controlled fast curing methods
ERDEM ALINCA
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Havacılık ve Uzay MühendisliğiSelçuk ÜniversitesiHavacılık Teknolojileri Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MUSTAFA TAŞYÜREK
- Bor fiber takviyeli polimer matrisli kompozitlerin mekanik ve termal özelliklerinin incelenmesi
Investigation of the mechanical and thermal properties of boron fiber reinforced polymer matrix composites
SEFA MERT SEMERCİÖZ
Yüksek Lisans
Türkçe
2021
Metalurji Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMalzeme Bilimi ve Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. FİLİZ ŞAHİN