Kompozit Kanat Yapıları Üzerinde Tamir Modellemesi ve Sonlu Elemanlar Analizi

Abstract

Karbon fiber takviyeli polimerler (CFRP), havacılık endüstrisinde yaygın olarak kullanılmaktadır. Bu malzemeler yüksek mukavemet/ağırlık oranı, yorulma direnci, hafiflik ve korozyon direnci gibi özelliklere sahiptirler. Ancak, bu kompozit yapıların önemli bir dezavantajı, düşük darbe tokluğundan kaynaklanan hasara duyarlı olmalarıdır. Bu tür bir hasar meydana geldiğinde, yapının tamir veya değiştirme gerektirebileceği bilinmektedir. Kompozit yapıların tamir tasarımları, mukavemet onarımını sağlayabilir ve aerodinamik açıdan düzgün yüzeyler oluşturarak hasarlı parçanın nispeten daha maliyet etkin bir şekilde onarılmasına olanak tanır. Bu nedenle, tabakaların oryantasyonu, kalınlığı, şekli, ekstra tabaka sayısı, tamir bölgesinin büyüklüğü gibi parametreler gereksinimlere uygun olarak seçilmelidir. Bu tez çalışması kapsamında, tam ölçekli bir kabuk yapısındaki kompozit kanat üzerinde tamir tasarımları modellenmiş ve gerçekçi yüklenme koşulları altında yapının yapısal bütünlüğü değerlendirilmiştir. Tamir modellemesi ve analizleri kompozit yapı üzerinde kabuk metodu kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Kabuk metodunun doğrulanması amacıyla numune seviyesinde ASTM-3039D standartlarına uygun çekme testleri gerçekleştirilmiştir. Numune seviyesinde gerçekleştirilen testlerden elde edilen sonuçlar ve yapısal analiz sonuçlarını doğrulamıştır. Yapısal analizler, ABAQUS yazılımı kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Tez çalışmasının devamında, NACA kanat profillerine dayalı olarak geliştirilen ve belirlenen gereksinimlere uygun olarak tasarlanmış yeni bir kanat modelinin hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) analizleri ANSYS Fluent yazılımı kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Tasarlanan kanat profili üzerinde 0°-5°-10°-15°-20°-25°-30° değerlerindeki hücum açıları düşünülerek HAD analizleri gerçekleştirilmiştir. HAD analizlerinden en kritik hücum açısında elde edilen basınç değerleri, yapısal analizlerde kullanılmak üzere yük dağılımı fonksiyonu kullanılarak belirlenmiştir. Aerodinamik kuvvetlere ek olarak yer çekimi, mühimmat ağırlığı ve yakıt ağırlığı gibi kuvvetler, tam ölçekli kanat modeline sınır şartı olarak uygulanmıştır. Çeşitli tamir senaryoları belirlenmiş ve tam ölçekli kanat kabuk yapısındaki en kritik bölgede tamirlerin yapısal analizleri gerçekleştirilmiştir. Belirlenen bölgede uygulanan tamir senaryoları Hashin metodunu kullanılarak gerinim değerleri ile kıyaslanmış ve tamir çalışmaları doğrulanmıştır. Elde edilen sonuçlar, yapıdaki hasarlı bölge sayısı, hasarlı tabaka sayısı, tamir bölgesine serimi uygulanan ekstra tabaka sayısı ve oryantasyonu, tamir tasarımının şekli gibi faktörlerin yapının yük taşıma kapasitesini ve yük yolunu etkilediğini göstermiştir. Gerçekleştirilen sayısal analiz çalışmaları, kabuk yöntemi ile tamir modellemesinin isabetli sonuçlar sağladığını göstermiştir ve olası hasar durumlarında izlenilmesi gereken yöntem hakkında önemli bilgiler sunmuştur.

Carbon fiber reinforced polymers (CFRP) are widely used in the aviation industry. These materials have properties such as high strength-to-weight ratio, fatigue resistance, lightweight, and corrosion resistance. However, a significant disadvantage of these composite structures is their susceptibility to damage due to low impact toughness. It is known that when such damage occurs, it may necessitate the repair or replacement of the structure. Repair designs of composite structures can provide strength repair and enable relatively cost-effective repair of damaged parts by creating aerodynamically smooth surfaces. Therefore, parameters such as layer orientation, thickness, shape, extra layer count, and repair area size should be selected according to requirements. In this thesis, repair designs on a full-scale composite wing structure were modeled and the structural integrity of the structure was evaluated under realistic loading conditions. Repair modeling and analyses were performed using the shell method on the composite structure. To validate the shell method, tensile tests were conducted at the specimen level according to ASTM-3039D standards. The results obtained from the tests conducted at the specimen level corroborated the structural analysis results. Structural analyses were performed using ABAQUS software. In the continuation of the thesis study, computational fluid dynamics (CFD) analyses of a new wing model developed based on the NACA wing profiles and designed according to determined requirements were performed using ANSYS Fluent software. CFD analyses were conducted considering angles of attack of 0°-5°-10°-15°-20°-25°-30° on the designed wing profile. The pressure values obtained at the most critical angle of attack from the CFD analyses were determined using the load distribution function for use in structural analyses. In addition to aerodynamic forces, forces such as gravity, ammunition weight, and fuel weight were applied as boundary conditions to the full scale wing model. Various repair scenarios were identified, and structural analyses of repairs were performed on the most critical region of the full-scale wing shell structure. The repair scenarios applied in the determined region were compared with strain values using the Hashin method, and the repair works were validated. The results obtained showed that factors such as the number of damaged areas in the structure, the number of damaged layers, the number and orientation of extra layers applied to the repair area, and the shape of the repair design affect the load-carrying capacity and load path of the structure. The conducted numerical analysis studies showed that repair modeling using the shell method provided accurate results and provided important information about the method to be followed in case of possible damage.