Geri Dön

Sonlu elemanlar analizi ile çatlak durdurma deliklerinin çatlak ilerleme davranışına etkisi

Finite element analysis of crack growth behavior in the presence of crack-arresting holes

PDF İndir

  1. Tez No: 949631
  2. Yazar: BUSE YAŞIN AYDIN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. İBRAHİM ÖZKOL
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Mühendislik Bilimleri, Savunma ve Savunma Teknolojileri, Uçak Mühendisliği, Engineering Sciences, Defense and Defense Technologies, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2025
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 137

Özet

Malzeme biliminde, çatlak ilerlemesi bir malzemenin içinde bir boşluğun oluşması ve bu boşluğun zamanla kademeli bir şekilde genişlemesini ifade eder. Bu kavram havacılık ve uzay sanayi, savunma sanayi gibi önde gelen bir çok sektörde önem verilen bir fenomendir. Uçuş sırasında kanatlar maruz kaldığı bir çok içsel ve dış kaynaklı yükler nedeniyle malzeme yorulmasına uğramaktadır. Bu durum da mikro ölçekli çatlakların oluşumunu ve ilerlemesini hızlandırıcı bir etki sergilemektedir. Meydana gelen bu durum malzemenin performansını ve dayanımını olumsuz yönde etkileyerek yapısal bütünlüğü tehlikeye atan ciddi vakalara neden olabilmektedir. Bu durum savaş uçak kanatlarının yüksek manevra kabileyeti, ani yük değişimleri ve yüksek aerodinamik koşullar gibi etkenlerle de birleştiğinde erken müdahale gerektiren kritik bir konu haline gelmektedir. Çatlak ilerlemesi doğru bir şekilde yönetilmezse katastrofik hasarlara yol açabilecek önemli bir konudur. Tarihte hem sivil havacılık hem de askeri havacılıkta çatlak ilerlemesine bağlı birçok felaket niteliğinde vaka gerçekleşmiştir. Bu kazalarda göz önüne alındığında çatlak ilerlemesini önlemenin önemi bir kez daha görülmektedir. Çatlak ilerlemesini kontrol etmek için yapılan birçok çalışma bulunmaktadır. Bu ilerlemeyi geciktirmek veya durdurmak için yapılara eklenen çatlak durdurucu delikler bunlardan birisidir. Literatürden elde edilen çalışmalar incelendiğinde yapılara eklenen çatlak durdurma delikleri gerilme dağılımını yeniden düzenleyerek gerilme konsantrasyonlarını düşürdükleri görülmektedir. Ayrıca, çatlak yolunda sapmaya neden olarak hasarı engelledikleri ya da geciktirdikleri yapılan çıkarımlar arasındadır. Bu noktada çatlak oluşumu ve ilerlemesi ile ilgili parametreler önem kazanmaktadır. Gerilme yoğunluğu faktörü (SIF) çatlak ilerleme analizlerini önemli derecede etkileyen bir parametredir. Bu faktör, çatlak uzunluğu, çatlak geometrik faktörü ve çatlağın açılmasına neden olan gerilmeye bağlı olarak değişmektedir. Çatlaklı gövdeler üç farklı yükleme modlarında yüklenebilirler. Bu yükleme modları Mod I, Mod II ve Mod III olarak bilinir. Mod I açılma veya çekme durumu, çatlak açılma yönüne dik yönde uygulanan gerilme ile çatlak yüzeylerinin birbirinden uzaklaşması durumunu ifade eder. Mühendislik bakımından birçok önemli problem çekme gerilmesinden kaynaklanır ve Mod I'i içerir. Bu yüzden Mod I, en yaygın çatlak modu olarak karşımıza çıkmaktadır. Kayma modu olarak bilinen Mod II, çatlak boyuna paralel olan bir kayma gerilmesi altında, çatlağın ön kenarına dik yönde birbirine göre kayması ile çatlağın büyüdüğü durumu ifade eder. Mod III ise, yırtılma olarak bilinir ve çatlak yüzeylerinin birbirine göre hareketinin çatlağın ön kenarına paralel olması halidir. Bu tez kapsamında da yapılan araştırmalar Mod I tipi kabul edilerek gerçekleştirilmiştir. Bu tez çalışmasındaki amaç farklı şartlar altında çatlak ilerleme davranışını gözlemlemek ve yapıya ilave edilen durdurucu deliklerin çatlak ilerlemesini nasıl etkilediğini tespit etmektir. Bu amaç savaş uçak kanatlarının spar yapılarına entegre edilerek, bu koşullar altında spar yapılarındaki çatlak ilerleme davranışının tayini hedeflenmektektedir. Bu doğrultuda, ağırlıklı olarak F-35 ve F-16 kanatları ve spar yapıları incelenerek bir model kurulumu yapılmıştır. Akabinde optimum düzeneği elde edebilmek için farklı büyüklükte yüklemeler, farklı spar boyutları, farklı malzeme (Al 2050 ve Al 7050) atamaları, farklı kalınlıkta numuneler ve farklı cut-out ölçüleri ile NASTRAN programı aracılığıyla statik analizler gerçekleştirilmiştir. Bu analizler ile yapının dayanabileceği maksimum gerilme değerlerini tespit etmek amaçlanmıştır. Yapılan statik analizler sonucunda, her bir düzeneğin yer değiştirme değerleri ve maksimum gerilme değerleri elde edilmiştir. Ayrıca çatlak başlama riski olan bölgelerin tayini yapılmıştır. Analizler sonucunda, kanat köküne yaklaştıkça gerilmelerin yükseldiği ve kritik değerlere ulaştığı görülmüştür. Yapıya eklenen cut-outların çap ölçüleri arttıkça Von Mises gerilme değerlerinin ve yer değiştirme değerlerinin yükseldiği tespit edilmiştir. Bu analizlerden elde edilen sonuçlar ile bir sonraki aşamada ise çatlak ilerlemesini daha doğru şekilde gözlemlemek için Genişletilmiş Sonlu Elemanlar Metodu (XFEM) tabanlı analizler gerçekleştirilmiştir. ABAQUS yazılımı aracılığıyla bu analizler yapılmış olup, standart sonlu elemanlar yönteminin ötesinde çatlak ilerlemesi ve yönelimindeki değişiklikleri modelleyebilmek için XFEM yaklaşımından yararlanılmıştır. XFEM, ek zenginleştirme fonksiyonları sayesinde yeniden meshleme yapılmadan analizin gerçekleştirilmesine imkan verir. Bu özelliği sayesinde klasik Sonlu Elemanlar Metodu (FEM)'nun yeteneklerini genişleterek avantaj sağlayan bir metodtur. Kırılma mekaniği analizlerinin ilk aşamasında, çatlak riski oluşturan bölgelerde iki farklı başlagıç konumu atanarak, çatlak ilerleme yolunun gözlemi yapılmıştır. Bir diğer analiz setinde farklı başlangıç çatlak uzunlukları altında çatlak büyüme yolu tespit edilmiştir. Bir diğer düzenekte ise farklı malzemeler üzerinde çatlak ilerleme yolunu gözlemlemek için Al 2050 ve Al7050 numunelerinde analizler gerçekleştirilmiştir. Elde edilen tüm çatlak yolları incelendiğinde çatlağın ilerleyerek spar cut-outlarına doğru yöneldiği ve yüzeye ulaşarak kırılmaya sebep olduğu gözlemlenmiştir. Çatlağın bu cut-outlara ulaşmasını engellemek, hasarı geciktirmek ve yapılara eklenen durdurucu deliklerin davranışını gözlemlemek adına modele üç farklı senaryoda delik ilavesi yapılmıştır. Bu kurgular kapsamında, yapıya eklenen farklı sayıda durdurucu deliğin ve farklı konumlardaki durdurcu deliklerin etkileri analiz edilerek çalışma detaylandırılmıştır. Elde edilen her bir analiz sonucunda durdurcu deliklerin gerilme dağılımı değiştirme özellikleri sayesinde, çatlak ilerleme yollarında sapmaya neden olduğu görülmüştür. Durdurcu delikler bariyer görevi görerek çatlak ilerlemesinin cut-outlara ulaşmasının önüne geçmişlerdir. Sonuç olarak, farklı koşullar altında oluşturulan spar modelinde çatlak ilerleme davranışın detaylı gözlemi yapılmış ve eklenen çatlak durdurucu deliklerin bu ilerlemeye olan etkileri gözlemlenmiştir.

Özet (Çeviri)

In materials science, crack propagation implies the initiation of a void within a solid and its incremental enlargement over time. This phenomenon is an important concern across sectors such as the aerospace and defence industries. During flight, aircraft wings experience a variety of internal and external loadings that causes material fatigue. This fatique creates an environment for micro-scale cracks to form and advance. This process reduces the wing's strength and performance and can be threatening to wing's overall structural safety. Because fighter-aircraft wings must handle sharp manoeuvres, sudden load changes, and harsh aerodynamic conditions, crack growth becomes a critical problem that requires early attention. If crack growth is not managed properly, it can lead to catastrophic failures. History records several serious accidents in both civil and military aviation that were linked to unchecked crack growth. These incidents once again show how important it is to prevent crack growth on aircrafts. Researchers have explored many ways to control crack growth and its growth speed. One of the findings is to add crack-arrest holes to the structure to slow or stop the crack's advancement. Studies in the literature show that adding crack-arrest holes to a structure redistributes stress and lowers stress concentrations. These holes can also make the crack change direction, which prevents or delays damage. At this point, parameters related to crack formation and growth gain more importance. The stress intensity factor (SIF) is a key parameter in crack-growth analysis. The value of this factor varies with the crack length, the crack geometry factor, and the stress that causes the crack to form. A body with already formed cracks can be further examined under three different modes of loading, referred to as Mode I, Mode II, and Mode III. Mode I, the opening or tensile mode, occurs when a normal stress acts perpendicular to the crack plane and forces the crack faces apart. From an engineering perspective, many significant problems arise from tensile stress which is covered under Mode I. This is why Mode I is the most common crack-growth mode that is encountered. Mode II is known as sliding mode which occurs under stress where the crack surfaces slide over one another in a direction perpendicular to the leading edge of the crack, resulting in larger crack. Mode III, also known as tearing mode, occurs where the crack surface move relative to one another and parallel to the leading edge of the crack. In this thesis, the research was carried out under the assumption of Mode I. The aim of this thesis is to observe crack-growth behaviour under various conditions and to determine how added arrest holes might affect that growth. In order to pursue this aim, arrest holes were integrated into fighter-aircraft wings' spars, and crack propagation in those spars was examined. Accordingly, a model was developed by predominantly examining the wing and spar structures of the F-35 and F-16 aircrafts. Then, static analyses were performed in NASTRAN with different load magnitudes, spar dimensions, material assignments (Al 2050 and Al 7050), specimen thicknesses, and cut-out sizes. These change of parameters yielded an optimal configuration for the study. The purpose of these analyses was to determine the maximum stresses the structure can sustain. Static simulations provided the displacement values and peak stresses for each configuration, furthermore they also pinpointed areas where cracks are more likely to start. The analyses revealed that stresses increased and reached critical values closer to the wing root. The study found that larger cut-out diameters led to higher von Mises stresses and greater displacements. Using these results, the next stage employed Extended Finite Element Method (XFEM) analyses to observe crack growth with greater accuracy. The analyses were carried out in the ABAQUS software environment. To model crack growth and changes in crack direction beyond what the standard finite-element method can capture, the Extended Finite Element Method (XFEM) was employed. XFEM enables the analysis to be performed without re-meshing by using additional enrichment functions, thereby extending the capabilities of conventional finite-element analysis and providing a clear modelling advantage. In the initial phase of the fracture-mechanics study, two potential crack-initiation sites were identified within the high crack risk regions, and the resulting crack paths were tracked. An another analysis set examined how different initial crack lengths affect the propagation route. Also, in an another different configuration, the crack-growth path was investigated in two aluminium alloys Al 2050 and Al 7050 to evaluate the influence of material type on crack behaviour. Examination of all simulated crack paths showed that the crack tended to grow toward the spar cut-outs and, once it reached the surface, caused failure. To prevent the crack from reaching these cut-outs, delay damage, and study crack behave around added arrest holes, the model was updated with holes in three separate locations. Within these locations, the investigation was expanded to assess how varying the number and the placement of arrest holes might affect the crack propogation. In each analysis, it was observed that the arrest holes caused the crack paths to deviate by altering the stress distribution. Crack arrest holes acted as barriers and this prevented crack propagation from reaching to the cut-outs. As a result, detailed analysis of crack propagation behavior were carried out for different situations on the developed spar model. Furhermore, the effects of the added crack arrest holes on crack propagation were evaluated.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    121037

    Evaluation of stress intensity factor for an infinite hollow cylinder containing a crack and two rigid inclusions by finite element analysis

    İki rijit enklozyon ve çatlak içeren sonsuz uzunlukta tüp için gerilme şiddeti katsayılarının sonlu elemanlar analizi ile hesaplanması

    ERKAN ÖTERKUŞ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2002

    Makine Mühendisliğiİzmir Yüksek Teknoloji Enstitüsü

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. H. SEÇİL ALTUNDAĞ ARTEM

  2. Tez No

    324494

    Araldite 2015 epoksi yapıştırıcı mod I kırılma tokluk değerinin deney ve sonlu elemanlar metodu ile belirlenmesi

    Determination of mode I fracture toughness for Araldite 2015 epoxy adhesive by experiment and finite element method

    ENGİN ERBAYRAK

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2012

    Makine MühendisliğiYıldız Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. HALİL ÖZER

  3. Tez No

    734446

    Endokuronlu süt dişlerinde ferrule yüksekliğinin stres dağılımına etkisi: Sonlu elemanlar analizi.

    Effect of ferrule height on stress distribution in primary teeth with endocrown: Finite element analysis.

    HEYRAN SALIMOVA

    Diş Hekimliği Uzmanlık

    Türkçe

    Türkçe

    2022

    Diş HekimliğiAnkara Üniversitesi

    Çocuk Diş Hekimliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ŞAZİYE SARI

  4. Tez No

    948594

    Investigation of the effect of radial bolt connections on structural behavior in cylindrical CFRP bodies by finite element analysis

    Silindirik CFRP gövdelerde radyal cıvata bağlantılarının yapısal davranışa etkisinin sonlu elemanlar analizi ile incelenmesi̇

    KUBİLAY SAZAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2025

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. DEMET BALKAN

  5. Tez No

    920914

    Crack problem in laminated composite plates reinforced by carbon nanotubes (CNTs)

    Karbon nanotüpler ile güçlendirilmiş lamine kompozit plakalarda çatlama problemi

    ARDA ÇALIŞKAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiHacettepe Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MEHMET NURULLAH BALCİ

Geri Dön