Taşınabilir Hava Savunma Sistemi Kompozit Fırlatma Tüpünün Yapısal Eniyilemesi

Abstract

Savunma sanayi alanında üretilen parçalarda ağırlık kriteri her zaman büyük bir önem taşımıştır. Kompozit malzemeler ağırlık ve mekanik dayanım özellikleri açısından avantaj sağlaması sebebiyle savunma sanayisinde sıklıkla tercih edilen malzemeler arasında yer almaktadır. Bu tezde, geliştirilmekte olan ve taşınabilir hava savunma sisteminde kullanılan kompozit yapıdaki fırlatma tüpü için sonlu elemanlar modeli oluşturularak ağırlık eniyileme çalışması gerçekleştirilmiştir. Ağırlık kriterine ek kriterler de eklenerek gerçekçi bir çözüm elde edilmesi amaçlanmıştır. Tüm kriterler göz önünde bulundurularak maliyet formülasyonu oluşturulmuş ve optimum tasarıma ulaşılmıştır. Ağırlık eniyileme çalışmasında sarım kalınlıkları ve sarım açısı tasarım değişkenleri olarak belirlenmiştir. Kısıt fonksiyonu olarak Tsai-Wu hasar kriteri kullanılarak elde edilmiş olan emniyet katsayısı kullanılmıştır. Fırlatma tüpü sonlu elemanlar yöntemiyle modellenmiş, ısıl ve yapısal yükler fırlatma tüpü üzerine uygulanmıştır. Çözüm ağı yakınsama çalışması gerçekleştirilerek sonlu elemanlar yöntemi için uygun olan eleman boyutu belirlenmiştir. Sonraki aşamada, latin hiperküp örnekleme ve merkezi kompozit tasarım yöntemleri kullanılarak deney tasarımları oluşturulmuştur. Belirtilen deney tasarımları kullanılarak farklı vekil modeller ve farklı eniyileme yöntemleri ele alınmış ve ağırlık için eniyileme çalışması gerçekleştirilmiştir. İlgili çalışma, cam elyaf takviyeli epoksi matrisli malzeme (cam/epoksi), karbon elyaf takviyeli epoksi matrisli malzeme (karbon/epoksi) ve aramid elyaf takviyeli epoksi matrisli malzeme (aramid/epoksi) için gerçekleştirilmiş olup, kullanılan malzemeler ve yöntemler arasında karşılaştırma yapılmıştır. Üç malzeme için de latin hiperküp örnekleme yöntemi ile oluşturulan deney tasarımları kullanıldığında merkezi kompozit tasarıma göre daha hafif yapılar elde edildiği görülmüştür. Vekil model yöntemleri kıyaslandığında cam/epoksi ve karbon/epoksi malzeme için karesel polinom yanıt yüzey yöntemi, aramid/epoksi malzeme için ise Kriging yöntemi ile daha iyi sonuçlar elde edildiği gözlemlenmiştir. Eniyileme yöntemleri kıyaslandığında ise cam/epoksi malzeme için seçkisiz arama yönteminin, karbon/epoksi ve aramid/epoksi malzeme için ise genetik algoritma yönteminin daha iyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir. Ağırlık eniyileme çalışması gerçekleştirildikten sonra ağrlık kriterine ek olarak bulunabilirlik, fiyat ve üretilebilirlik kriterleri de ele alınmıştır. Bu dört kriter önem sırasına göre yüzdesel olarak değerlendirilerek kullanılan kompozit malzemeler için maliyet formülasyonu oluşturulmuştur. Sonuç olarak, karbon elyaf takviyeli epoksi matrisli malzemenin fırlatma tüpü için maliyet etkin optimum tasarımı sağladığı gözlemlenmiştir.

The weight criterion has always been of great importance for the parts produced in the defense industry. Composite materials are among the materials that are frequently preferred in the defense industry due to their advantages in terms of weight and mechanical strength. In this thesis, a weight optimization study was carried out by creating a finite element model for the composite launch tube that is being developed and used in the man portable air defense system. It is aimed to obtain a realistic solution by adding additional criteria to the weight criterion. Cost fomulation has been carried out by considering all criteria and optimum design has been achieved. In the weight optimization study, winding thicknesses and winding angle were determined as design variables. The safety factor obtained by using the Tsai-Wu damage criterion was used as the constraint function. The launch tube was modeled via finite element method and thermal and structural loads were applied on the launch tube. The suitable element size for the finite element method was determined by performing a mesh convergence study. In the next step, design of experiments were created using the latin hypercube sampling and central composite design methods. Using the specified design of experiments, different surrogate models and different optimization methods were discussed and optimization study for weight was performed. The study was carried out for glass fiber reinforced epoxy matrix material (glass/epoxy), carbon fiber reinforced epoxy matrix material (carbon/epoxy) and aramid fiber reinforced epoxy matrix material (aramid/epoxy). A comparison was made between the materials and the methods used. Using the design of experiments created with the latin hypercube sampling method for all three materials, it was observed that lighter structures were obtained compared to the central composite design method. When the response surface methods were compared, it was observed that better results were obtained with the quadratic polynomial response surface method for glass/epoxy and carbon/epoxy material, and with the Kriging method for aramid/epoxy material. When the optimization methods were compared, it was observed that the screening method for glass/epoxy material and the genetic algorithm method for carbon/epoxy and aramid/epoxy material gave better results. After the weight optimization study was carried out, availability, price and manufacturability criteria were also discussed in addition to the weight criteria. These four criteria were evaluated as percentages in order of importance and cost analysis was performed for the composite materials used. As a result, it has been observed that the carbon fiber reinforced epoxy matrix material provides the optimum cost effective design for the launch tube.