Pervaneli bir eğitim uçağının motor iskeletinin yapısal tasarımı ve analizi
Structural design and analysis of engine mount structure for propeller training aircraft
- Tez No: 947996
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ KAAN YILDIZ
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 167
Özet
Tez çalışması kapsamında, pervaneli bir eğitim uçağı için, en uygun konfigürasyona ve kalınlıklara sahip motor iskelet yapısının hesaplanmasını sağlayan, bir MATLAB ara yüzü oluşturulmuştur. Ayrıca, motor ve pervane seçimi yapılarak motor yük koşulları hesaplanmıştır. Yük koşulları kullanılarak, Hypermesh modellemeleri yapılmış ve konsept iskelet yapısı seçimi gerçekleştirilmiştir. MATLAB yardımıyla yazılım geliştirilmiş ve bu yazılım sayesinde seçilmiş konsept için en uygun kalınlıklar elde edilmiştir. Motor iskelet yapısı, hava aracının motoru ile gövdesi arasındaki bağlantıyı sağlayan yapı elemanlarıdır. Bu iskelet elemanları motor itki ve manevralar sonucunda, kritik motor yükleme koşulları ile karşılaşmaktadır. İskelet elemanlarının, yükleme koşullarından dolayı meydana gelen gerilme ve burkulmalara karşı dirençli olması gerekmektedir. Tez çalışmasının amacı, pervaneli bir eğitim uçağının motor yükleme koşullarının hesaplanması ve hesaplanan yükleme koşulları altında en uygun ve güvenilir iskelet yapısının tasarlanmasını sağlamaktır. Tez çalışması kapsamında öncelikle, eğitim uçağı kapsamına giren benzer uçaklar araştırılmıştır. Araştırılan uçaklar arasında tasarımı ve görevi itibariyle en yakın uçaklar olan Beechcraft T-6 Texan II, Super-Tucano ve Hürkuş gibi uçak tipleri göz önünde bulundurulmuştur. Motor iskelet yapılarının ve ölçülendirmelerinin kıyaslandığı bu bölümde Brezilya yapımı Super-Tucano eğitim uçağının sınıfında en iyilerden biri olması sebebiyle, benzer uçak olarak seçimi yapılmıştır. Super-Tucano'da kullanılan motor ve bu motor tipine uygun olarak kullanılabilecek pervane türleri, motor yüklerinin hesaplamalarının yapılması için araştırılmıştır. Proje kapsamında tasarımı ve analizi gerçekleştirilen pervaneli eğitim uçağı için, Super-Tucano ile aynı motor serisinden daha yüksek performansa sahip, hala üretimi devam eden, itki/ağırlık oranı yüksek olan PT6A-67AF tipi motor seçimi yapılarak devam edilmiştir. PT6A-67 motor serisi için kullanılabilecek pervane tipleri de araştırıldığında Socata TBM850 pervanesinin bu motor ve çalışmaların gerçekleştirileceği uçak tipi için uygun olduğuna karar verilmiştir. Bir önceki aşamada seçilmiş olan motor ve pervane tipine göre, havacılık sertifikasyonlarının belirtildiği CS23 içerisindeki maddeler referans alınarak 4 adet yük koşulu havacılık sertifikasyonlarına uygun olacak şekilde hesaplanmıştır. İtki ve moment hesaplamaları için ihtiyaç duyulan motor ve pervane parametreleri PT6A-67AF ve TBM700 dokümanlarından elde edilmiştir. İlerleyen aşamada, seçilmiş olan motorun ölçülendirmelerine uygun, iskelet yapısının bağlantılarının yapılacağı koordinatlar belirlenmiştir. Motor ile iskelet yapısı arasında 5 adet bağlantı noktası belirlenirken, iskelet yapısı ile uçak yapısalları arasında ise 4 adet bağlantı noktası belirlenmiştir. Motor iskeleti ile ön gövde yapısalları arasında kurulan 4 bağlantıdan 2'si gövde kirişine (longeron) bağlanırken, diğer ikisi çerçeve (frame) ve kokpit gövde kirişine bağlanmaktadır. Bağlantı konsepti belirlendikten sonra Super-Tucano uçağının ölçülendirmeleri yapılarak çerçeve ve gövde kirişi istasyonlarının konumları hesaplanmış ve uçağın ön gövde bölümünün temel (master) geometri tasarımı yapılmıştır. Bu aşamadan sonra iskelet yapısı ile gövde yapısalının bağlantısının sağlanacağı koordinatlar tam anlamıyla belirlenmiştir. Belirlenen bağlantı koordinatları ile birlikte beş farklı konsept motor iskelet yapısı tasarımı yapılmıştır. CS23 yardımıyla hesaplanan dört limit yük koşulu, 1,5 emniyet katsayısı ile çarpılarak, nihai yük koşulları elde edilmiştir. Konsept tasarımlarda pervanenin konumundan, hesaplanan nihai yük koşulları Hypermesh programında yapıya uygulanmıştır. Yapı ile bağlantının sağlandığı konumlardan sınır koşulları uygulanmış ve MSC Nastran programı ile statik analiz gerçekleştirilmiştir. Her bir iskelet elemanına gelen kuvvet ve moment çiftleri Hypermesh programından gözlemlenmiştir. İskelet elemanları için öncül kesit tipi ve yarıçaplar belirlenmiş ve Von Mises gerilmeleri hesaplanmıştır. İskelet elemanları üzerinde görülen gerilmeler göz önünde bulundurularak, en uygun olması beklenen konsept tasarım seçilmiştir. Bu aşamadan sonra gerçekleştirilecek olan çalışmalar seçilen konsept ile devam ettirilmiştir. Motor iskelet yapıları, titreşim, yüksek sıcaklık ve kritik yüklemelere maruz kalan yapı elemanlardır. Bu sebeple, iskelet elemanları için malzeme seçimi oldukça kritiktir. Motor yükleme koşullarına direnç gösterebilecek malzeme seçilmesi gerekmektedir. Alüminyum, çelik ve titanyum gibi malzemeler ve alaşımları, metalik malzemelerin mekanik özelliklerinin belirtildiği MMPDS-23'ten incelenmiştir. İncelenen malzemeler arasında 4340 çeliğinin motor yük koşullarına direnç gösterebileceğine kanaat getirilmiştir. Mekanik dayanımları, sıcaklık karşısında gösterdiği direnç ve çatlak oluşumu ve ilerlemesi konusunda 4340 çeliği oldukça direngen bir malzemedir. Bunların yanında, yüksek çekme mukavemeti de motor yük koşulları karşısında direnç gösterebilmesi için yeterli seviyede olduğuna kanaat getirilmiştir. Ön gövde yapısal elemanları için de malzeme seçiminin yapılması gerekmektedir. Havacılıkta sıklıkla ana yapı malzemeleri için alüminyum kullanılmaktadır. Alüminyum çekme mukavemetine kıyasla ağırlığı oldukça düşük bir malzemedir. Talaşlı imalat yöntemi ile üretilmesi planlanan ön gövde yapısal elemanları için, havacılıkta da sıklıkla kullanılan AL7050-T7451 malzemesi seçilmiştir. Seçilen konsept iskelet yapısı ile ön gövde yapısal elemanları tasarlanmıştır. İskelet elemanları 1 boyutlu yay (CBUSH) elemanları ile modellenmiştir. İskelet elemanlarının herhangi bir kalınlığı bu model üzerinden belirlenmeyeceği için, ağ yapısı oluşturulmadan, her bir iskelet elemanı tek bir eleman olarak modellenmiştir. Civar yapısal elemanlar ise iki boyutlu elemanlar (CQUAD) ile modellenmiştir. Ön gövde yapısal elemanları için ağ yapısı oluşturulmuş ve Hypermesh programı ile iskelet yapısı civarındaki yapısal elemanlara nihai yük koşulları uygulanmıştır. Motor ucu deplasmanını en aza indirgemek için gövde omurgası (keel beam) ve zemin (floor) gibi yapısal elemanlar eklenmiştir. Çerçeve ve gövde kirişi gibi elemanlara takviyeler atılarak kalınlıklar azaltılmış ve hafifletme çalışmaları yürütülmüştür. Bağlayıcı modellemeleri yapılmış ve yapılar birbirlerine bağlayıcılar ile bağlanmıştır. Hazırlanan detay sonlu elemanlar modeli MSC Nastran çözücüsü yardımıyla çözdürülmüştür. Motor ucu deplasmanı ve civar yapı gerilmeleri kontrol edilmiştir. Gerilmelerin güvenli alanda kalmasına dikkat edilerek, çevre yapılar hafifletilmiştir. İskelet elemanları için yarıçap belirlenmesi için daha detaylı sonuç ihtiyacı mevcuttur. Bu nedenle, iskelet elemanlarının daha doğru modellenmesi için 1 boyutlu kiriş elemanları (CBEAM) kullanılarak yeni bir model hazırlanmıştır. Ön gövde yapısal eleman kalınlıklarının belirlenmesi için hazırlanan modelde, iskelet elemanları için ağ yapısı oluşturulmamıştı. Bu aşamada 10 milimetre eleman boyutu seçilerek, motor iskelet elemanlarının ağ yapısı oluşturulmuştur. Limit yük altında hesaplanmış olan dört yükleme koşulu 1,5 emniyet faktörü ile çarpılmış ve Hypermesh programı kullanılarak nihai koşullar altında motor iskelet yapısının statik analizi gerçekleştirilmiştir. Ayrıca, bir motor bağlantısının veya bir iskelet elemanının kaybedilmesi durumunda, geri kalan yapının uçağın güvenli bir şekilde inmesini sağlamaya devam edeceğinden emin olmak amacıyla statik analizler yapılmıştır. Güvenli arıza (fail-safe) analizleri, genel uçuş sınırları içinde gerçekleştirilmiştir. Bu nedenle, limit yük altında hesaplanan dört yük durumu, güvenli arıza yükleme koşullarını belirlemek için 0,7 ile çarpılmıştır. Analiz sonuçlarından her bir eleman üzerine gelen kuvvet ve moment çiftleri Excel programına aktarılmıştır. İlerleyen aşamada, iskelet yapıları için en uygun kalınlığa sahip iskelet yapısının belirlenmesi için bir MATLAB kodlaması oluşturulmuştur. İskelet elemanlarının birbirleri arasındaki bağlantının sağlanması için kaynaklanması tercih edilmiştir, bu sebeple kaynak bölgesi için kaynaklama emniyet faktörü eklenmesi gerekmektedir. Kodlama içerisine 1,2 kaynak bölgesi emniyet faktörü eklenmiştir. Farklı kalınlıklardaki iskelet elemanları için Von Mises gerilmeleri, lineer burkulma ve lokal burkulma parametreleri kodlama yardımıyla hesaplanmıştır. Her bir eleman için güvenlik katsayısı hesaplanmıştır. Dört farklı nihai yükleme koşulunu güvenle sağlayan iskelet elemanları için farklı yarıçaplara göre güvenlik katsayılarını gösteren grafikler oluşturulmuştur. Geliştirilen kod sayesinde, uygun kalınlığın belirlenmesi kullanıcıya bırakılmıştır, çünkü kalınlıkta meydana gelen ufak bir artış neticesinde güvenlik katsayısında ciddi artışlar meydana gelebilmektedir. Bu nedenle, bazı durumlarda mühendislik yaklaşımının yapılması daha uygun sonuçların alınmasına olanak tanıyabilmektedir. Ek olarak, kullanıcı tarafından belirlenen kalınlıklar için güvenlik faktörü hesaplayan bir ara yüz oluşturulmuştur. Bu ara yüz sayesinde, her bir iskelet elemanı için dayanımın en düşük olduğu bölge ve eleman numarası, kritik yük koşulu numarası ve gerilme ve burkulma kriterleri için güvenlik katsayıları kontrol edilebilmektedir. Kalınlıkları belirlenen iskelet elemanları, Hypermesh programı içerisinde daha önceden hazırlanmış olan ön gövde modeline yerleştirilerek tekrardan statik analiz yapılmıştır. İskelet elemanları CBEAM kullanılarak modellenmiştir. İskelet elemanları ile gövde yapısallarının birleşimlerinin sağlandığı bölgeler belirlenmiş ve bu bölgelerdeki iskelet elemanlarının düğüm noktalarına sınır koşulları uygulanmıştır. Nihai yüklemeler yapılarak MSC Nastran çözücüsü kullanılarak statik analizler gerçekleştirilmiştir. Elde edilen sonuçlardan anlaşılacağı üzere, sınır koşullarının değişiminin iskelet elemanları üzerindeki gerilmelerde ciddi etkilerinin olduğu gözlemlenmiştir. Bu sebeple, iskelet elemanları için kuvvet ve moment çiftleri incelenmiş ve Excel'e aktarılmıştır. MATLAB kodlaması tekrardan çalıştırılmış ve yeni kalınlıklar hesaplanmıştır. Bu sayede, özgün bir eğitim uçağının motor iskelet elemanları için en uygun kalınlığın hesaplaması gerçekleştirilmiştir. Tez çalışmasının sonucu olarak, pervaneli bir eğitim uçağının iskelet yapısalları için motor seçiminden iskelet elemanlarının kalınlıklarının belirlenmesine kadar olan süreç hazırlanmıştır. Bu süreç içerisinde en uygun kalınlıktaki iskelet eleman tasarımının yapılabilmesine olanak sağlayan yazılım ve ara yüz oluşturulmuştur.
Özet (Çeviri)
This project involves the determination and calculation of the load conditions for the engine mount structure of a propeller training aircraft. Furthermore, the identification of the engine mount members with the most appropriate thickness was achieved through both Hypermesh modeling and the MATLAB interface. The load conditions play a decisive role in the engine mount structure's concept and thickness. In order to perform the structural design and static analyses, it is essential to calculate the load conditions of the structure. The load conditions have been calculated using the aviation certifications outlined in CS-23. The engine mount structure consists of the structural elements that establish the connection between the engine and the fuselage of the aircraft. These components are subjected to significant loading conditions due to the forces exerted by the engine. Consequently, engine mount members must exhibit high resistance to both stress and buckling induced by these loading conditions. This project is to calculate the engine loading conditions of a nose-propeller training aircraft and to design the most suitable and reliable engine mount structure that can withstand the calculated loading conditions. Therefore, a toolbox has been developed to calculate the engine mount structure thicknesses. Within the toolbox, a graphical output is provided for each 1D member. The figures display the reserve factor values as a result of a small increase in thickness. The person performing the calculation is given the opportunity to select the member thicknesses, thereby allowing for the inclusion of engineering judgment in the process. With this toolbox, the sizing of one-dimensional elements can be easily performed. Additionally, an interface has been created to allow for the calculation of reserve factors. The reserve factor can be calculated for engine mount members with the desired thicknesses. As a result, the time required for the sizing of 1D structures such as the engine mount has been significantly reduced. In this study, a comprehensive set of tools and methodologies was employed to design and optimize the engine mount structure for the nose propeller training aircraft. The primary design and analysis were conducted using Hypermesh, which facilitated the finite element modeling of the engine mount and surrounding structural components, including the frame, longeron, keel beam, and floor. These components were interconnected using connector modeling to simulate their interactions accurately. To model the engine mount members, 1D-beam elements were utilized, and a mesh size of 10 millimeters was selected for precision in the analysis. Static analysis of the engine mount structure was performed using the MSC Nastran solver, providing critical data for stress distribution and load conditions across the structure. The force and moment pairs for each element from the analysis results were imported into Excel. To determine the optimal thickness for the engine mount members, a custom MATLAB code was developed, incorporating safety factors derived from Von Mises stress, linear buckling, and local buckling criteria. The engine mount members need to be welded together to ensure their connections. Due to welding, a decrease in the material's allowable properties may occur; thus, the reduction factor, which called as welding factor, was used for the calculations. Welding factor was added as 1.2 to the toolbox and MATLAB code. Additionally, a graphical interface was designed to allow users to visualize and select the most appropriate radii for the engine mount members, enhancing the usability of the tool. Initially, similar aircraft within the scope of training aircraft were examined. The Super-Tucano training aircraft was selected as a comparable model for this project due to its recognition for its design and mission capabilities. The engine used in the Super-Tucano and the compatible propeller types were researched to calculate the engine loads. For the nose propeller training aircraft, the design and analysis of which will be conducted within the scope of this project, the PT6A-67AF engine has been chosen. This engine, offering higher performance compared to others in the same series as the Super-Tucano, is still in production and features a high thrust-to-weight ratio. After investigating the propeller types compatible with the PT6A-67 engine series, it was determined that the Socata TBM700 propeller was suitable for both this engine and the type of aircraft on which the work will be carried out. Based on the selected engine and propeller types, four load conditions were calculated to satisfy aviation certification requirements, following the guidelines in CS23. The parameters of the engine and propeller required for thrust and torque calculations were obtained from the PT6A-67AF and TBM700 documents. In the following stage, the coordinates for the connections of the engine mount structure were calculated based on the dimensions of the propeller engine. Five connection points were defined for the connection between the engine and the mount structure. Furthermore, four connection points were identified between the engine mount and the aircraft's front fuselage structure. Once the connection concept was finalized, the dimensions of the Super-Tucano aircraft were validated, and the positions of the frame and longeron stations were calculated. Subsequently, the master geometry design of the front fuselage was completed. At this stage, the coordinates for the connection points between the mount structure and the fuselage structure were fully determined. The engine mount structure was designed based on five different concepts within the defined coordinates. Four previously calculated load conditions were applied to the structure at the propeller location using the Hypermesh program. The forces and moments for each beam element were obtained from the Hypermesh. The preliminary cross-sectional type and radii of the engine mount members were determined. The most suitable design concept was selected based on the Von Mises stress criterion. The selection of materials for the engine mount members is critical, as these elements are subjected to vibration, temperature variations, and high levels of stress. Therefore, selecting a material capable of effectively withstanding these conditions is essential. A variety of materials were evaluated using MMPDS-23, and, among these, 4340 steel was selected due to its mechanical strength, insensitivity to temperature variations, excellent resistance to vibration-induced crack formation and propagation, and high tensile strength. Simultaneously, to proceed with the design of the front fuselage structure, AL7050 T7451 material, widely used in aviation, was selected for the front fuselage components. Four different engine loading conditions were calculated. These four loading conditions, calculated under limit loading, were multiplied by a safety factor of 1.5, and static analyses were performed under ultimate conditions. Additionally, static analyses were conducted to ensure that, in the event of a failure of an engine connection or a truss element, the remaining structure would still allow the aircraft to land safely. Fail-safe analyses were carried out within the general flight envelope. Therefore, the four load cases calculated under limit loading were multiplied by 0.7 to determine the fail-safe loading conditions. Using the software, the user can select the most suitable radii for the engine mount structure members from the graphical interface. A software toolbox has been developed that provides all relevant information about the engine mount members. The user can check the lowest reserve factor for each member. Additionally, the beam element number with the lowest reserve factor in each member, as well as the load condition number and weight parameters, can also be checked. The engine mount members, for which the thicknesses were determined, were imported into the front fuselage finite element model previously prepared in the Hypermesh program, and another static analysis was performed. Comparisons were made between the results obtained from the engine mount members in this static analysis and the model previously created with only the engine mount members, and it was observed that differences in the boundary conditions used significantly affected the stresses on the engine mount members. Therefore, the force and moment pairs for the beam elements, exported from the Hypermesh program, were imported into Excel, and new thicknesses were calculated using MATLAB code. In this way, the most suitable thickness for the engine mount elements was determined. As a result of this study, the process, from engine selection to determining the thicknesses of the members for the engine mount structure of a nose propeller training aircraft, was developed. Throughout this process, software tools and an interface were developed to facilitate the design of engine mount members with the optimal thickness.
Benzer Tezler
- Implementation of propulsion system integration losses to a supersonic military aircraft conceptual design
İtki sistemi entegrasyonu kaynaklı kayıpların süpersonik askeri uçak kavramsal tasarımına uygulanması
EMRE KARASELVİ
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MELİKE NİKBAY
- Analysis of a bird strike on the external fuel tank of a jet trainer aircraft
Bir jet eğitim uçağının harici yakıt tankına kuş çarpması analizi
ÖZLEM IŞIKDOĞAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Makine MühendisliğiHacettepe ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. BORA YILDIRIM
- A practical implementation of navigation and obstacle avoidance for quadcopters
Dört pervaneli helikopterler için bir engelden kaçınma ve seyrüsefer uygulaması
ONUR YILDIRIM
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Mekatronik Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. OVSANNA SETA ESTRADA
- Multi-quadcopter salvo attack system with impact time and angle control guidance algorithm based on polynomial trajectory and artificial intelligence
Yapay zeka ve polinom fonksiyonlu yörünge temelli etki zamanı ve açısı kontrollü güdüm algoritmasıyla çoklu dört pervaneli helikopter salvo saldırı sistemi
FURKAN GÖKTUĞ AKBALIK
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. GÖKHAN İNALHAN
DR. ÖĞR. ÜYESİ BARIŞ BAŞPINAR
- Control algorithms applied to uav for search and rescue over water
Su üzerinde arama ve kurtarma çalışmaları için UAV'ye uygulanan kontrol algoritmaları
FADY M.A ALALAMI
Doktora
İngilizce
2020
Elektrik ve Elektronik Mühendisliğiİstanbul Üniversitesi-CerrahpaşaElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ABDULRAHMAN HUSSIAN