Geri Dön

Nonlınear modelıng and sensıtıvıty analysıs of}{oleo-pneumatıc strut landıng gear systems for aırcraft landıng performance

Uçak iniş performansına yönelik oleo-pnömatik iniş takımı sistemlerinin doğrusal olmayan modellenmesi ve duyarlılık analizi

PDF İndir

  1. Tez No: 955341
  2. Yazar: SADIK UTKU GÜLEK
  3. Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ KAAN YILDIZ
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2025
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
  13. Sayfa Sayısı: 175

Özet

İniş takımı sistemleri, uçağı yer operasyonları boyunca destekler ve iniş sırasında darbe kuvvetlerini emmede önemli bir rol oynar. Günümüzün modern iniş takımlarında, iniş takımı sistemindeki şok emici bileşen olarak çoğunlukla oleo-pnömatik destekler kullanılır, çünkü ağırlık oranına göre maksimum verimlilik ve maksimum şok emici verimliliğine sahiptir. Bu çalışmanın amacı, oleo-pnömatik destek iniş takımının lineer olmayan dinamikleri için bir Simulink modeli oluşturmak ve oleo-pnömatik destek iniş takımı tasarım parametrelerinin temel performans kriterleri üzerindeki etkilerini değerlendirmek için bir hassasiyet analizi yürütmektir. Bir iniş takımı sisteminin dikey hareketi, hem uçağın hem de iniş takımı sisteminin dinamiklerini ayrı kütleler olarak tanımlayan çift kütle-yay-sönümleyici sistemi olarak modellenmiştir. Üst kütleye etki eden kuvvetler; şok desteğinden iletilen kuvvetler, destek ekseni boyunca normal reaksiyon kuvveti bileşeni -iniş takımı eğim açısına sahip olduğunda uygulanabilir- uçakta yukarı doğru etki eden aerodinamik kaldırma kuvveti ve kendi ağırlığı olarak ifade edilir. Benzer şekilde, alt kütle destekten ve desteğin normal ekseninden gelen yükleme kuvvetlerini, ayrıca yukarı doğru lastik-zemin reaksiyon kuvvetini ve kendi ağırlığını deneyimler. Uçak, dinamik modelde alt kütleyi ifade eden lastikleriyle yere temas eder ve lastik-zemin etkileşimi tek bir yay olarak modellenir. Bir lastiğin direngenlik özellikleri genellikle deneysel verilerle elde edilir ve lastik direngenliği ilgili katsayılar ve lastik çapı kullanılarak üstel bir eğri ile tanımlanabilir. Üst ve alt kütleler, genellikle bir piston-silindir tertibatını ile ifade edilebilen oleo-pnömatik destek ile birbirine bağlanır. Uçak iniş işlemi sırasında, oleo destek yük altında sıkışır veya yük hafifletildiğinde uzar. Genellikle iki bölmeye ayrılır ve bu iki bölme bir açıklık ile birbirine bağlanır. Üst bölme tipik olarak nitrojen veya hava gibi gazla doldurulur ve alt bölme yağ gibi oldukça viskoz sıvılarla doldurulur. Oleo-strut sıkıştıkça veya uzadıkça, oleo struttaki sönümleme kuvveti, viskoz sıvının açıklığa doğru akışıyla üretilir ve yay kuvveti, üst bölmedeki sıkıştırılmış hava tarafından üretilir. Ayrıca, oleo-pnömatik strut tertibatındaki hareketli parçalar sürtünme kuvvetlerinin üretimine sebep olur. Oleo pnömatik şok desteğinin“strok”ve“strok hızı”nın uygun şekilde karakterizasyonu ve sürekli izlenmesi, dinamik modellemenin temel bir bileşenidir. Bunun nedeni, bu değişkenlerin desteğin darbeye verdiği tepkiyi etkilemesi ve darbenin bir sonucu olarak üretilen kuvvet iletim profilini belirlemesidir. Üst kütle ile alt kütle arasındaki dikey yer değiştirme farkı,“strok”olarak tanımlanır. Benzer şekilde,“strok hızı”, üst ve alt kütlelerin göreli dikey hızıdır. Kaldırma kuvveti, uçağın iniş operasyonu sırasında yatay hız nedeniyle uçağın kanatlarına da etki etmeyi sürdürür. Kaldırma kuvveti genellikle uçağın yere temas ettiği ilk anda toplam ağırlığına eşit alınır. Yere ilk temasın ardından, kaldırma kuvveti iniş operasyonu sırasında yatay hız azaldıkça azalır. Yatay hızın azalması, tekerlek frenlemesi, itme kuvveti (veya ilgiliyse itme kuvveti ters çeviricisi) ve aerodinamik kuvvetleri (sürükleme ve kaldırma kuvveti) içeren bir formülle gösterilir. Aerodinamik kuvvetler, hızın yavaşlama formulü ile elde edilen uçağın yatay hızı kullanılarak belirlenir. Bu, sisteme ek karmaşıklık ve doğrusal olmayanlık getirir. Sabit parametreler (örneğin boyut özellikleri, sürtünme katsayıları, lastik direngenliği) ve değişken faktörler (örneğin strok, strok hızı) tanımlanarak, oleo-pnömatik şok desteği ile lastiğin yay ve sönümleme özellikleri belirlenir. Aynı zamanda, yatay hızdaki yavaşlama ve dolayısıyla kaldırma kuvvetinin azalması da belirlenir. Yay etkileri, sönümleme özellikleri ve sürtünmeden kaynaklanan kuvvetlerdeki tüm varyantlar göz önüne alındığında, bir iniş takımı sisteminin dikey hareketi karmaşık ve doğrusal olmayan bir davranış göstermektedir. Bu tez çalışması, bir uçak iniş takımı sisteminin dikey dinamiklerini simüle etmek için doğrusal olmayan bir Simulink modeli geliştirmektedir. Model, hem üst hem de alt kütleler için hareket denklemlerini entegre eder ve NACA-TN-2755'ten alınan deneysel veriler ve referans modeli ile doğrulanır. Farklı yatay iniş hızları ile iki doğrulama durumu dikkate alınır. Daha yüksek yatay iniş hızlarında, lastiğin dikey dekleksiyonu izin verilen deformasyon sınırının ötesine geçtiğinde“lastik düzleşmesi”durumu oluşabilir ve bu da lastiğin direngenlik rejimini değiştirir. Doğrulama, model ile gerçek davranış arasında sağlam bir korelasyon olduğunu ortaya koyarak, Simulink ortamında iniş takımı dinamiklerini etkili bir şekilde simüle etme kapasitesini teyit eder. NACA-TN-2755'te sunulan referans modelle karşılaştırıldığında, geliştirilen simulink modeli, lastik düzleşmesi olmayan doğrulama durumu için maksimum \%6,76 hata farkı ve lastik düzleşmesi olan doğrulama durumu için maksimum \%8,64 hata farkı sergilemektedir. Maksimum hata farkları çoğunlukla uçağın kütlesi üzerinde etkili olan toplam kuvvetle ilgilidir. Oluşturulan Simulink modeli, uçak yer değiştirmesi, lastik yer değiştirmesi,“strok ve ”strok hızı“ gibi çıktılar için referans modele benzer veya daha üstün performans göstermektedir. İniş takımı tasarımı için birincil performans kriterleri, amortisör verimliliği, sistemin dengeye ulaşması için gereken iniş sonrası geçen toplam süre ve uçağa uygulanan en yüksek dikey kuvveti olarak tanımlanabilir. North American T-6 Texan uçağından türetilen bir temel model kullanılarak iniş takımı tasarım parametrelerinin belirlenen performans kriterleri üzerindeki etkisini değerlendirmek için ”Birer Birer (OAT) hassasiyet analizi" yürütülür. Parametreler ve performans gereksinimleri arasındaki ilişkiyi anlamak için, her parametre için başlangıçta belirleme katsayısı ($R^2$) kullanılarak doğrusallık araştırılmıştır. Duyarlılık analizi, yalnızca performans kriterleriyle önemli bir korelasyonu olan parametreler için duyarlılık indeksini kullanarak gerçekleştirilir. Belirleme katsayısının ve duyarlılık indeksinin birlikte uygulanması, hem tasarım parametresi ile performans kriterleri arasındaki ilişkinin varlığının hem de bu ilişkinin büyüklüğünün değerlendirilmesini kolaylaştırır. Duyarlılık analizi sonuçları, hidrolik ve hava bölümlerinin kesit alanlarının şok emici verimliliği üzerinde somut bir etkiye sahip olduğunu göstermektedir. Hidrolik sönümleme parametreleri, sistemin dengelenmesi için gereken toplam süreyi etkileyen birincil faktörlerdir. Uçak kütlesi üzerinde etkili olan maksimum dikey kuvvet, ağırlıklı olarak uçağın iniş anındaki dikey hızı tarafından belirlenir, ancak hidrolik sönümleme özelliklerinden de güçlü bir şekilde etkilenir. Ek olarak, hava odası basıncı ve alanı, uçak kütlesi üzerinde etkili olan maksimum dikey kuvveti orta düzeyde etkiler. Öte yandan, ilk hava hacmi, gaz politropik indeksi, eğim açısı ve sürtünme katsayıları gibi faktörler, seçilen performans kriterleri üzerinde somut bir etki göstermemektedir. Son olarak, motor itkisi iniş takımı performans kriterlerini belirgin bir şekilde etkilemese de, itme ters çeviricisinin devreye alınması iniş takımı desteğine uygulanan maksimum kuvveti etkileyebilir ve iniş sırasında üzerindeki yük döngüsünü değiştirebilir. Sonuç olarak, deneysel veriler kullanılarak modelin doğrulanması, oluşturulan Simulink modelinin simüle edilmiş tepkiler aracılığıyla gerçek dünya davranışını sadık bir şekilde tasvir ettiğini ve iniş takımı sisteminin doğrusal olmayan dinamiklerini yeterince yakaladığını göstermektedir. Belirtilen performans kriterlerine odaklanarak: şok emici verimliliği, inişten sonraki toplam stabilizasyon süresi ve uçağa uygulanan maksimum dikey kuvvet, bu makale oleo-pnömatik destek iniş takımı sistemlerinin tasarım parametrelerinin kapsamlı bir hassasiyet analizini sunmaktadır.

Özet (Çeviri)

Landing gear systems support the aircraft throughout ground operations and play a crucial role in absorbing impact forces at touchdown. In today`s modern landing gears, mostly oleo-pneumatic struts are utilized as the shock-absorber component in the landing gear system since it has the maximum efficiency to weight ratio and the maximum shock absorber efficiency. The aim of this study is to generate a Simulink-model for the oleo-pneumatic strut landing gear non-linear dynamics and conduct a sensitivity analysis to evaluate the effects of oleo-pneumatic strut landing gear design parameters on the key performance criteria. The vertical motion of a landing gear system is analytically modeled as a double mass-spring-damper system, capturing the dynamics of both the aircraft and the landing gear system as separate masses: upper or sprung mass and lower or unsprung mass, respectively. The forces acting on the upper mass are accounts for the forces transmitted through the shock strut, the normal reaction force component along the strut axis -applicable when the landing gear has an inclination angle (rake angle) - the aerodynamic lift acting upward on the aircraft, and its weight. Similarly, the lower mass experiences the downward restoring forces from the strut and the strut's normal axis, as well as the upward tire-ground reaction force and its own weight. The aircraft touches the ground with its tires that refers the lower mass in the dynamic model and the tire-ground interaction is modeled as one spring. The stiffness characteristics of a tire is usually obtained by experimental data and it can be defined with an exponential curve using tire stiffness related coefficients and the tire diameter. The upper and lower masses are connected to each other with the oleo-pneumatic strut, generally referring to a piston-cylinder assembly and the cylinder. During aircraft landing operation, the oleo strut compresses under load or extends as the load is relieved. It is usually divided into two chambers and these two chambers are connected with an orifice. The upper chamber is typically filled with gas like nitrogen or air and the lower chamber is filled with highly viscous fluids like oil. As the oleo-strut compresses or extends, the damping force in the oleo strut is generated by the flow of viscous fluid into the orifice and the spring force is produced by the compressed air in the upper chamber. The friction forces are also generated by the moving parts in the oleo-pneumatic strut assembly. The proper characterization and constant tracking of the stroke and stroke velocity of the oleo pneumatic shock strut is an essential component of dynamic modeling. This is because these variables influence the strut's response to impact and dictate the force transmission profile that is produced as a result of the impact. The vertical displacement difference between the upper mass and the lower mass is defined as the strut stroke. Similarly, the stroke velocity is the relative vertical velocity of the upper and lower masses. The lift also acts on the aircraft wings because of the horizontal speed during the aircraft landing operation. The lift is usually taken equal to the total weight of the aircraft at touchdown. After touchdown, the lift decreases as the horizontal speed decreases during the landing operation. The reduction of horizontal velocity is represented by a formula that incorporates wheel braking, thrust (or thrust reverser if relevant), and aerodynamic forces: drag and lift. The aerodynamic forces are determined using the aircraft's horizontal velocity, which is derived from the deceleration of that velocity. This introduces additional complexity and non-linearity to the system. By defining constant parameters (e.g., dimensional properties, friction coefficients, tire stiffness) and variable factors (e.g., stroke, stroke velocity), the spring and damping characteristics of the oleo-pneumatic shock strut and tire are established as well as the deceleration in horizontal velocity and consequently decrease in lift force. Considering all the variants on the spring effects, damping characteristics and forces caused by the friction, the vertical motion of a landing gear system demonstrates a complex and non-linear behavior. This study develops a nonlinear Simulink model to simulate the vertical dynamics of an aircraft landing gear system. The model integrates the equations of motion for both the upper and lower masses and is validated by experimental data and reference model from NACA-TN-2755. Two validation cases are taken into account with different touchdown horizontal velocities (a.k.a sink rate) and the higher sink rate results in a tire-bottoming condition, which occurs once tire's vertical deflection goes beyond its allowed deformation limit and this changes the stiffness regime of the tire. The validation reveals a robust correlation between the model and actual behavior, affirming its capacity to effectively simulate landing gear dynamics within the Simulink environment. Comparing with the reference model presented in NACA-TN-2755, the developed simulink model exhibits maximum 6.76\% error difference for the validation case with no tire bottoming and 8.64\% error difference for the validation case with tire bottoming. The maximum error differences mostly pertains to the overall force acting on the aircraft's mass. The created Simulink model demonstrates comparable or superior performance to the reference model for outputs such as aircraft displacement, tire displacement, stroke, and stroke velocity. The primary performance criteria for landing gear design encompass shock absorber efficiency, the overall post touch down duration necessary for the system to achieve stabilization, and the peak vertical force exerted on the aircraft. A One-at-a-Time (OAT) sensitivity analysis is conducted to evaluate the impact of landing gear design parameters on determined performance criteria by utilizing a baseline model derived from the North American T-6 Texan aircraft. To comprehend the relationship between the parameters and the performance requirements, linearity is initially established for each parameter using the coefficient of determination ($R^2$). Sensitivity analysis is conducted solely for the parameters that have a significant correlation with the performance criteria, utilizing the sensitivity index. The simultaneous application of the coefficient of determination and sensitivity index facilitates the assessment of both the existence of a relationship between the design parameter and performance criteria, as well as the magnitude of this relationship. The sensitivity analysis results indicate that the areas of the hydraulic and air chambers have tangible influence on shock absorber efficiency. Hydraulic damping parameters are the primary factors affecting the required total time for the system to be balanced. The maximum vertical force acting on the aircraft mass is predominantly governed by the sink rate but is also strongly affected by the hydraulic damping characteristics. Additionally, air chamber pressure and area moderately impact the maximum vertical force acting on the aircraft mass. On the other hand, factors such as the initial air volume, gas polytropic index, rake angle, and friction coefficients exhibit do not show concrete impact on the chosen performance criteria. Finally, although engine thrust alone does not markedly impact landing gear performance criteria, the deployment of thrust reverser may influence the maximum force exerted on the landing gear strut and alter the load cycle on it during landing. In conclusion, validation of the model using experimental data shows that the generated Simulink model faithfully depicts real-world behavior by means of simulated reactions and sufficiently captures the non-linear dynamics of the landing gear system. Focusing on specified performance criteria: shock absorber efficiency, total stabilization time post-touchdown, and maximum vertical force exerted on the aircraft, this paper offers a comprehensive sensitivity analysis of the design parameters of oleo-pneumatic strut landing gear systems.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    377852

    A stress testıng framework for the Turkısh bankıng sector: an augmented approach

    Türk bankacılık sektörü için bir stres testi çerçevesi: Bir genişletilmiş yaklaşım

    BAHADIR ÇAKMAK

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    BankacılıkOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    İktisat Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. NADİR ÖCAL

  2. Tez No

    539996

    3D nonlinear modeling and testing of historic stone masonry arch bridges: The case of Justinian's Bridge

    Tarihi yığma taş kemer köprülerin doğrusal olmayan davranışının 3B modellenmesi ve deneysel olarak incelenmesi: Justinianos Köprüsü örneği

    VİLDAN GİZEM MENTEŞE

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2018

    Mimarlıkİstanbul Teknik Üniversitesi

    Mimarlık Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. OĞUZ CEM ÇELİK

  3. Tez No

    270461

    A methodology for statistical sensitivity analysis of system dynamics models

    Sistem dinamiği modellerinin davranış duyarlılığı analizi için bir yöntem

    MUSTAFA HEKİMOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2010

    Endüstri ve Endüstri MühendisliğiBoğaziçi Üniversitesi

    Endüstri Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. YAMAN BARLAS

  4. Tez No

    798375

    Robust and intelligent control of unmanned aerial vehicles

    İnsansız hava araçlarının akıllı ve gürbüz kontrolü

    ABDURRAHMAN BAYRAK

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolHacettepe Üniversitesi

    Bilgisayar Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MEHMET ÖNDER EFE

  5. Tez No

    766147

    Yapay zeka teknikleri ile desteklenmiş bulanık bilişsel haritalama yöntemi kullanılarak kurumların dijital dönüşümlerinin değerlendirilmesi

    The evaluation of digital transformation in institutions using fuzzy cognitive maps supported by artificial intelligence techniques

    ENES FURKAN ERKAN

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2022

    Endüstri ve Endüstri MühendisliğiSakarya Üniversitesi

    Endüstri Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. ÖZER UYGUN

Geri Dön