KOMPOZİT BİR İNSANSIZ HAVA ARACI KANADININ TASARIM VE ANALİZİ BİTİRME ÇALIŞMASI. Emre SAĞLAM. Uçak Mühendisliği

Transkript

1 İSTANBUL TEKNİK ÜNİVERSİTESİ UÇAK VE UZAY BİLİMLERİ FAKÜLTESİ KOMPOZİT BİR İNSANSIZ HAVA ARACI KANADININ TASARIM VE ANALİZİ BİTİRME ÇALIŞMASI Emre SAĞLAM Uçak Mühendisliği Tez Danışmanı: Prof. Dr. Zahit MECİTOĞLU OCAK 2018

2

3 İSTANBUL TEKNİK ÜNİVERSİTESİ UÇAK VE UZAY BİLİMLERİ FAKÜLTESİ KOMPOZİT BİR İNSANSIZ HAVA ARACI KANADININ TASARIM VE ANALİZİ BİTİRME ÇALIŞMASI Emre SAĞLAM Uçak Mühendisliği Tez Danışmanı: Prof. Dr. Zahit MECİTOĞLU OCAK 2018

4

5 İTÜ, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesinin numaralı öğrencisi Emre SAĞLAM, ilgili yönetmeliklerin belirlediği gerekli tüm şartları yerine getirdikten sonra hazırladığı KOMPOZİT BİR İNSANSIZ HAVA ARACI KANADININ TASARIM VE ANALİZİ başlıklı tezini aşağıda imzaları olan jüri önünde başarı ile sunmuştur. Tez Danışmanı : Prof. Dr. Zahit MECİTOĞLU İstanbul Teknik Üniversitesi Jüri Üyeleri : Prof.Dr. Halit Süleyman TÜRKMEN İstanbul Teknik Üniversitesi Prof. Dr. Vedat Ziya Doğan İstanbul Teknik Üniversitesi Yar. Doç. Dr. Özge ÖZDEMİR İstanbul Teknik Üniversitesi Yar. Doç. Dr. Demet BALKAN İstanbul Teknik Üniversitesi Teslim Tarihi : 03 Ocak 2018 Savunma Tarihi :

6

7 Aileme, iii

8 iv

9 ÖNSÖZ Bu çalışma boyunca bana başta ailem olmak üzere yardım eden arkadaşlarıma, hocalarıma teşekkürlerimi sunarım. Bitirme çalışması sırasından beraber yol aldığım uçak mühendisliği dönem arkadaşım Berkay BARIŞKAN a ve bana bu konuda çalışma fırsatı veren ve yardımcı olan tez hocam Prof. Dr. Zahit MECİTOĞLU na müteşekkirim. Prof. Dr. Zahit MECİTOĞLU na üniversite hayatım boyunca sağladığı tavsiye ve destekleri için tekrar teşekkürlerimi sunarım. Ocak 2018 Emre SAĞLAM v

10 vi

11 İÇİNDEKİLER Sayfa ÖNSÖZ... v KISALTMALAR... ix TABLO LİSTESİ... xi ŞEKİL LİSTESİ... xiii ÖZET... xv SUMMARY... xvii 1.GİRİŞ Kompozit Malzeme Kompozit Malzemenin Havacılık Sektöründeki Önemi İnsansız Hava Aracı (İHA) ve Yapılacak Çalışma İNSANSIZ HAVA ARACININ KANAT TASARIMI Günümüzdeki Benzer İnsansız Hava Araçları ve Özellikleri Anka Hermes Hermes Gray Eagle Predator XP Orion E Kanat Geometrisinin Belirlenmesi Kanadın Konumunun Belirlenmesi Alttan Kanat Ortadan Kanat Üstten Kanat Kanat Profilinin Belirlenmesi Ok Açısının Belirlenmesi Sivrilme Oranı Dihedral Açısının Belirlenmesi Kök Kordu ve Uç Kordu Hesaplaması Uçuş Koşullarının Belirlenmesi İNSANSIZ HAVA ARACI KANADININ İÇ İSKELETİNİN BELİRLENMESİ VE TASARIMI Spar Tasarımı Spar Kesitinin Belirlenmesi Sparların Konumunun Belirlenmesi Rib Tasarımı Kabuk Tasarımı TASARLANAN KANADIN ANALİZİ CFD Analizi CFD Analizi İçin Koşulların Belirlenmesi CFD Analizinin Gerçekleştirilmesi CFD Analizi Sonuçları vii

12 4.2 Statik Analiz Sonlu Elemanlar Yöntemi Çözüm Ağının Oluşturulması Malzemenin Belirlenmesi Elemanların Boyutlandırılması ve Malzemenin Uygulanması Sınır Koşullarının Belirlenmesi Yapısal Analiz Deformasyon Sonuçları Tsai-Wu Başarısızlık Kriteri Sonuçları Modal Analiz Sonuçları SONUÇ VE YORUMLAR KAYNAKLAR viii

13 KISALTMALAR TAI SEA CFD İHA : Turkish Aerospace Industries : Sonlu Elemanlar Analizi : Computational Fluid Dynamics : İnsansız Hava Aracı ix

14 x

15 TABLO LİSTESİ Sayfa Tablo 2.1: Kanat Profilleri Tablo 2.2 : Uçuş koşulları Tablo 4.1: Malzemenin yoğunluğu Tablo 4.2: Malzemenin özellikleri Tablo 4.3: Malzemenin gerilme limitleri Tablo 4.4: Malzemenin genleşme katsayıları Tablo 4.5: Malzemenin Tsai-Wu katsayıları Tablo 4.6: Kanat elemanlarının kalınlık ve ağırlıkları Tablo 4.7: Sparların dizilimi Tablo 4.8: Riblerin dizilimi Tablo 4.9: Kabuğun dizilimi Tablo 4.10: Mod sonuçları özeti Tablo 4.11: Farklı boyuttaki ağ yapılarıyla oluşturulan kanadın modlara göre frekansı xi

16 xii

17 ŞEKİL LİSTESİ Sayfa Şekil 2.1 : Anka... 3 Şekil 2.2 : Hermes Şekil 2.3: Hermes Şekil 2.4: Gray Eagle... 6 Şekil 2.5: Predator XP... 7 Şekil 2.6: Orion E... 8 Şekil 2.7: Alttan kanat... 9 Şekil 2.8: Ortadan kanat Şekil 2.9: Üstten kanat Şekil 2.10: Kanat profili enine kesiti Şekil 2.11: HQ 3.0/15 kanat profili Şekil 2.12: Sürtünme kuvveti grafiği Şekil 2.13: Kaldırma kuvveti grafiği Şekil 2.14: Ok açısının belirlenmesi Şekil 2.15: Sivrilme oranın taşıma dağılımına olan Şekil 2.16: Sivrilme oranını belirlenmesi Şekil 2.17: Dihedral açısı konfigürasyonları Şekil 3.1: Kanadın temel yapılar Şekil 3.2: Aerodinamik yükler nedeniyle kanatta oluşan burulma ve eğilme momentleri Şekil 3.3: Tek sparlı yapı Şekil 3.4: Çift sparlı yapı Şekil 3.5: C kesitli kiriş Şekil 3.6: Sparların konumu Şekil 3.7: Spar diziliminin önden görünümü Şekil 3.7: Riblerin konumu Şekil 3.8: Riblerin üstten görünümü Şekil 3.9: Tasarlanan kanat yapısı Şekil 4.1: Hava hacmi Şekil 4.2: Ağ yapısı oluşturulmuş hava hacmi Şekil 4.3: Ağ yapısının önden görünümü Şekil 4.4: Kanat üzerindeki basınç dağılımı (Pa) Şekil 4.5: Kanat üzerindeki basınç dağılımının kanat profili üzerinde görünümü Şekil 4.6: Kanat üzerinde oluşan teorik basınç dağılımı Şekil 4.7: Kanat üzerindeki hız dağılımı (m/s) Şekil 4.8: Sparların çözüm ağı Şekil 4.9: Sparların çözüm ağının yakın görüntüsü Şekil 4.10: Riblerin çözüm ağı Şekil 4.11: Riblerin çözüm ağının yakın görüntüsü Şekil 4.12: Kabuğun çözüm ağı Şekil 4.13: Kabuk çözüm ağının yakın görüntüsü xiii

18 Şekil 4.14: Spar ve riblerin bir arada çözüm ağı görüntüsü Şekil 4.15: Bütün kanadın çözüm ağı Şekil 4.16: Spar köklerinde sabit destek Şekil 4.17: Kanadın kendi ağırlığı altındaki deformasyonu Şekil 4.18: Seyir Uçuşu esnasında kanattaki deformasyon Şekil 4.19: Kritik yük altında kanattaki deformasyon Şekil 4.20: ACP(Pre) araç çubuğu Şekil 4.21: Static Structural araç çubuğu Şekil 4.22: ACP(Post) araç çubuğu Şekil 4.23: ANSYS Workbench te Tsai-Wu Başarısızlık Kriteri komutu Şekil 4.24: Kompozit kanat analizi için gerçekleştirilen adımların genel şeması Şekil 4.25: Tsai-Wu Analizi Şekil 4.26: Tsai-Wu Analizi Yakın Görünüm Şekil 4.27: Mod Şekil 4.28: Mod Şekil 4.29: Mod Şekil 4.30: Mod Şekil 4.31: Mod Şekil 4.32: Mod xiv

19 KOMPOZİT BİR İNSANSIZ HAVA ARACI KANADININ TASARIM VE ANALİZİ ÖZET Günümüzde dünya genelinde insansız hava aracı kullanımı giderek artmaktadır. Artan bu ilgi ve yapılan çalışmalar üzerine, insansız hava araçları çok büyük bir gelişme göstermiştir. Kullanım amacına uygun olarak, bu araçların verimliliği giderek artmaktadır. Gelişmelerin daha da ilerlemesi için bir çok ülke hala insansız hava aracı üzerine bir çok araştırma ve çalışma yapmayı sürdürmektedir. Bu çalışmada da bir insansız hava aracı kanadını tasarımı ve analizi yapılması hedeflenmiştir. İnsansız hava araçlarlarında kanat tasarımı uçuş verimliliği için büyük önem taşımaktadır. Gözlem ve takip amaçlı kullanılan insansız hava araçlarının kullanım sürelerinin uzunluğundan dolayı aerodinamik ve yapısal tasarımı uçuş verimliliği açısından son derece önemlidir. Bu çalışmada ilk önce gerekli literatür araştırmaları yapılmış ve bu doğrultuda modellenecek olan kanadın boyutu ve özellikleri belirlenmiştir. Özellikleri belirlenene kanat CATIA V5R19 programı kullanılarak tasarlanmış ve modellenmiştir. Modellenen kanadımız analizlerin yapılabilmesi için sonlu elemanlar metodu ile çalışan ANSYS Workbench programına aktarılmıştır. Burada öncelikli olarak kanadın üzerinde oluşacak yüklerin hesabını yapabilmek için akış analizi gerçekleştirilmiş ve kanat üzerinde oluşacak yükler belirlenmiştir. Akış analizi kanat yapısının tasarımının uygun olduğu görüldükten sonra statik analize geçilmiştir. Daha sonra uçağın statik analizi yapılmıştır. Yükleri belirledikten sonra kanat üzerinde statk analizler gerçekleştirilmiştir. Kanat malzemesi olarak kompozit bir malzeme tercih edilmiştir. Gerçekleştirilen analizler sonucunda gerekli değerlendirmeler yapılmış ve yapının iyileştirilmesi için gerçekleştirilmesi gereken işlemler belirtilmiştir. xv

20 xvi

21 DESIGN AND ANALYSIS OF COMPOSITE WING OF UNMANNED AERIAL VEHICLE SUMMARY Today, the use of unmanned aerial vehicles is increasing worldwide. With this increased interest and work done, unmanned aerial vehicles have shown a tremendous improvement. In accordance with the intended use, the efficiency of these tools are increasing. Many countries still continue to conduct research and study on unmanned aerial vehicles for further development. In this study, it was aimed to design and analyze an unmanned aerial vehicle wing. Wing design in unmanned aerial vehicles has great importance for flight efficiency. The aerodynamic and structural design of the unmanned aerial vehicles used for observation and follow-up are extremely important in terms of flight efficiency because of their length of use. In this study, firstly, necessary literature researches were made and the dimension and characteristics of the wing to be modeled in this direction were determined. Specified wing is designed and modeled using CATIA V5R19 program. Our modeled wing has been transferred to the ANSYS Workbench program, which uses the finite element method to perform analyzes. Firstly, flow analysis was carried out to determine the loads on the wing, and the loads to be formed on the wing were determined. After the flow analysis was deemed appropriate for the design of the wing structure, static analysis was passed. Then static analysis of the aircraft was made. Statk analyzes were performed on the wing after determining the loads. Composite material is preferred as the wing material. As a result of the analyzes carried out, the necessary evaluations were made and the necessary actions to be taken to improve the structure are given. xvii

22

23 1

24

25 1.GİRİŞ 1.1 Kompozit Malzeme İki ya da daha fazla malzemenin bir araya getirilerek makroskopik veya mikroskopik seviyede birleştirilmesi sonucu oluşturulan yeni malzemeye kompozit malzeme denir. Bu malzemeler aynı grupta malzemeler olacağı gibi farklı grupta malzemelerde olabilmektedir. Kompozit malzemenin oluşturulma amacı, oluşturulduğu temel malzemelerin istenilen özelliklerini bir araya getirerek yeni bir malzeme oluşturmaktır.[1] Kompozit malzeme bir çok duruma uyum sağlayabilen bir madde olmasıyla birlikte, kullanıcının talep ettiği özellikleri karşılayabilen bir malzeme olmasından dolayı yaygın bir şekilde kullanılmakta olan bir malzemedir. Hafif yoğunluk, yüksek mekanik özellikler, yüksek kimyasal direnç, yüksek ısı dayanımı gibi sahip olduğu fiziksel özellikler dolayısıyla da tercih edilen bir malzemedir.[2] 1.2 Kompozit Malzemenin Havacılık Sektöründeki Önemi Kompozit malzemelerin kullanımı, artan mukavemet, dayanıklılık, korozyon direnci, yorgunluk direnci ve hasar toleransı özelliklerine bağlı olarak birçok uçak bileşeni için konvansiyonel metallere karşı cazip bir alternatif haline gelmiştir. Aynı zamanda kompozit malzeme, tasarım gereksinimlerini karşılamak üzere gerekli olan esnekliği metal malzemelere göre daha fazla sağlayabildiği için havacılık sektörü için ön plana çıkan bir malzeme olmaktadır. Özenle hazırlanmış olan münferit kompozit parçalar, metal malzemeden yapılmış muadillerinden yaklaşık olarak %20-30 daha hafiftir. Günümüzde devam etmekte olan çalışmalarla birlikte kompozit malzeme kullanımı havacılık sektöründe giderek yaygınlaşmaya devam etmektedir. Kullanımın yaygınlaşması ve tekniklerin geliştirilmesiyle birlikte, uçağın yapısal ağırlığında daha da azalmaya olanak sağlayacaktır.[3] Kompozit malzeme havacılık sektöründe ilk olarak lı yıllarda Grumman E- 2A uçağının bazı yapısal parçalarında kullanılmıştır. O günden itibaren havacılık sektöründe kullanımı yaygınlaşmış ve zamanda havacılık sektörünün vazgeçilmez malzemelerinden biri konumuna gelmiştir. Günümüzde bir çok sivil ve askeri amaçlı üretilen hava aracının yapısal parçalarında yaygınlaşarak kullanılmaktadır. 1

26 1.3 İnsansız Hava Aracı ve Yapılacak Çalışma Araç içinde herhangi bir insan operatörü ihtiyacı bulundurmayan, otomatik olarak ya da uzaktan kumanda ile kontrol edilebilen hava araçlarına insansız hava aracı denir.[4] Bir coğrafi bölgeyi izleme, bir durumu takip etme ve tespit etme gibi casusluk görevlerinin gerçekleştirilmesi amacıyla üretilmiş hava araçlarıdır. Zamanla gelişen teknoloji desteğiyle bazı insansız hava araçları güdümlü füze ve silah takviyesi yapılabilir hale getirilmiştir. İnsansız hava aracının görevi takip ve izlemek olduğu için havada uzun süreli kalabilmesi ve yüksek irtifalarda uçabilmesi en önemli faktördür. Bu görevi gerçekleştirebilmesi için hafiflik insansız hava araçları için en önemli parametrelerden biridir. Bu çalışmada da bir insansız hava aracı kanat tasarımı ve analizi yapılarak sonuçlar elde edilmiştir. Bu sebepten dolayı, bu çalışmada da hafifliği sağlayabilmek için kompozit malzemeden yapılmış bir insansız hava aracı kanadı tasarlayıp daha sonrasında analizleri gerçekleştirilmiştir. Malzemenin kompozit malzeme olarak seçilmesinin temel sebebi metal malzemelere göre sadece hafif olması değildir. Sahip olduğu yüksek mukavemet bir diğer önemli faktördür. İnsansız hava aracı kanatlarının uzun ve ince yapıda olması gerektiğini göz önüne aldığımızda malzemenin yüksek mekanik özellikleri önemli bir parametredir. Çalışma için öncelikli olarak insansız hava aracımızın görev tanımını belirledik. Daha sonrasında belirlemiş olduğumuz görev tanımına uygun olarak bir kanat geometrisi ve kanat iç yapısının tasarımı belirlenmiştir. Bu tasarımlar belirlendikten sonra kanadımız CATİA V5 programı aracılığı ile modellenmiştir. Daha sonrasında modellenmiş olan kanadımızın analiz ve sonuçlarını elde edebilmek için modelimiz ANSYS Workbench programına aktarılmıştır. Modellenmiş olan kanadımıza ANSYS Workbench programı aracılığı ile gerekli kalınlıklar ve hacim verilmiş ve daha sonrasında malzememiz tanımlanmıştır. Daha sonrasında istenilen yük tipleri modele uygulanarak sonuçlar elde edilmiş ve raporlanmıştır. 2

27 2. İNSANSIZ HAVA ARACININ KANAT TASARIMI 2.1 Günümüzdeki Benzer İnsansız Hava Araçları ve Özellikleri Anka TAI (Türkiye) tarafından üretilmiş olan Anka insansız hava aracı 2010 yılından beri aktif olarak kullanılmaktadır. Orta irtifa uzun havada kalış programı kapsamında üretilen bu insansız hava aracı 24 saat iniş gerçekleştirmeden havada kalarak görevini gerçekleştirebilmektedir.[5] Teknik özelliklerini şu şekilde sıralayabiliriz: m uzunluğunda kanat açıklığı 2-8 m uzunluğunda gövde km/s nihai hız kg maksimum kalkış ağırlığı ft irtifa Şekil 2.1 : Anka Hermes 900 Elbit System (İsrail) tarafından üretilmiş olan Hermes 900 insansız hava aracı 2012 yılından beri aktif olarak kullanılmaktadır. Orta irtifa uzun havada kalış programı kapsamında üretilen bu insansız hava aracı 36 saat iniş gerçekleştirmeden havada 3

28 kalarak görevini gerçekleştirebilmektedir.[6] Teknik özelliklerini şu şekilde sıralayabiliriz: 1-15 m uzunluğunda kanat açıklığı m uzunluğunda gövde km/s nihai hız kg maksimum kalkış ağırlığı ft irtifa Şekil 2.2 : Hermes Hermes 450 Elbit System (İsrail) tarafından üretilmiş olan Hermes 450 insansız hava aracı 2003 yılından beri aktif olarak kullanılmaktadır. Orta irtifa uzun havada kalış programı kapsamında üretilen bu insansız hava aracı 20 saat iniş gerçekleştirmeden havada kalarak görevini gerçekleştirebilmektedir.[6] Teknik özelliklerini şu şekilde sıralayabiliriz: m uzunluğunda kanat açıklığı m uzunluğunda gövde km/s nihai hız kg maksimum kalkış ağırlığı ft irtifa 4

29 Şekil 2.3 : Hermes Gray.Eagle General Atomics (ABD) tarafından üretilmiş olan Gray Eagle insansız hava aracı 2009 yılından beri aktif olarak kullanılmaktadır. Orta irtifa uzun havada kalış programı kapsamında üretilen bu insansız hava aracı 24 saat iniş gerçekleştirmeden havada kalarak görevini gerçekleştirebilmektedir.[6] Teknik özelliklerini şu şekilde sıralayabiliriz: 1-17 m uzunluğunda kanat açıklığı 2-9 m uzunluğunda gövde km/s nihai hız kg maksimum kalkış ağırlığı ft irtifa 5

30 Şekil 2.4 : Gray Eagle Predator XP General Atomics (ABD) tarafından üretilmiş olan Predator XP insansız hava aracı 1995 yılından beri aktif olarak kullanılmaktadır. Orta irtifa uzun havada kalış programı kapsamında üretilen bu insansız hava aracı 24 saat iniş gerçekleştirmeden havada kalarak görevini gerçekleştirebilmektedir.[6] Teknik özelliklerini şu şekilde sıralayabiliriz: 1-17 m uzunluğunda kanat açıklığı 2-8 m uzunluğunda gövde km/s nihai hız kg maksimum kalkış ağırlığı ft irtifa 6

31 Şekil 2.5: Predator XP Orion E Kronstadt (Rusya) tarafından üretilmiş olan Orion E insansız hava aracı 2017 yılından beri aktif olarak kullanılmaktadır. Orta irtifa uzun havada kalış programı kapsamında üretilen bu insansız hava aracı 24 saat iniş gerçekleştirmeden havada kalarak görevini gerçekleştirebilmektedir.[6] Teknik özelliklerini şu şekilde sıralayabiliriz: 1-16m uzunluğunda kanat açıklığı 2-8 m uzunluğunda gövde km/s nihai hız kg maksimum kalkış ağırlığı ft irtifa 7

32 Şekil 2.6: Orion E 2.2 Kanat Geometrisinin Belirlenmesi Kanadın Konumunun Belirlenmesi Kanadın konumu uçağın çoğu parametresini etkileyen bir faktördür. Bu yüzden konum belirlenirken, uçağın kullanım amacına göre uygun verimlilikte belirlenmesine dikkat edilmelidir. Günümüzde gövdeye bağlandığı yere göre kanatlar 3 e ayrılmaktadır Alttan Kanat Kanat gövdenin altına bağlıdır. Günümüzde hemen hemen çoğu yolcu uçağı alttan kanat konfigürasyonu ile oluşturulmaktadır.[7] Avantajları: 1- Yakıt ikmali daha kolay gerçekleşmektedir. 2- Uçağın üst ve yan kısımlarına daha iyi bir görüş imkanı sunmaktadır. 3- Yer yüzeyine yaklaştığında kaldırma oranını arttıran ve uçağın sürüklenmesini azaltan daha iyi zemin etkisine sahiptir. 4- İniş takımlarını kanat yapısında barındırabilir. 8

33 Dezavantajları: 1- Düşük olan yerden yükseklik, uçak yerdeyken yerden gelebilecek etkilere karşı daha açık durumdadır. 2- Yön kararlılığına olumsuz yönde etkisi vardır. Şekil 2.7: Alttan kanat Ortadan Kanat Kanat gövdenin ortasına bağlıdır. Günümüzde çoğu savaş uçağı ortadan kanat konfigürasyonu ile oluşturulmaktadır.[7] Avantajları: 1- Diğer konfigürasyonlara göre daha iyi yuvarlanma kararlılığına sahiptir. 2- Parazit sürtünme miktarı diğer konfigürasyonlara göre daha azdır. Bu yüzden yüksek performanslı uçaklar için daha idealdir. 3- Görüş alanına engel teşkil etmemektedir. Dezavantajları: 1- Gövdenin kullanılabilir faydalı hacminde çok fazla yer kaplamaktadır. 2- Eğer iniş takımları kanatta yer alıyorsa daha uzun olmak zorundalar bu da fazladan ağırlığa sebep olmaktadır. 9

34 Şekil 2.8: Ortadan kanat Üstten Kanat Kanadın gövdesine üstten bağlıdır. Günümüzde neredeyse bütün kargo uçakları üstten kanat konfigürasyonu ile oluşturulmaktadır. [7] Avantajları: 1- Gövdenin daha çok yere yakın olmasına imkan tanımaktadır. Bu da yükleme yapma ve yük indirmede oldukça avantaj sağlar. 2- Diğer kanat konfigürasyonlarına göre daha fazla taşıma elde etmektedir. Bu da stall hızını dahada düşürmektedir. 3- Uçağın bakımını yapmak için yer personeline alan imkanı artmaktadır. 4- Motorun yerden gelebilecek zararlı etkilere karşı yeterli yüksekliği bulunmaktadır. 5- Gövde altı yüzeyi daha elverişli bir aerodinamik yapıya sahiptir. Dezavantajları: 1- Dönüşlerde pilotun görüş alanını engellemektedir. 2- Yakıt ikmali yapmak diğer kanat tiplerine göre biraz daha efor gerektirmektedir. 10

35 3- İniş takımlarının gövdede yer alabilmesi için yapılan yuvalar hem ağırlığı hem de sürtünmeyi arttırmaktadır. Şekil 2.9: Üstten kanat Geçmiş çalışmalara ve kanat konumuna göre sağladığı avantaj ve dezavantajlara baktığımızda insansız hava aracımız için en verimli kanat konumu üstten kanat konfigürasyonu olarak belirlenmiştir. Gövdeye erişim kolaylığı, ürettiği taşıma kuvvetinin fazlalığı, stall hızının düşük olması, aerodinamik verimlilik insansız hava aracımız için en önemli faktörlerin başında gelmektedir Kanat Profilinin Belirlenmesi Kanadın enine oluşan kesitine kanat profili denir. Kanat şeklinin etkisi olarak kanat yüzeylerinde hız farkı oluşmaktadır. Bu hız farkından dolayı da kanatın alt ve üst yüzeylerinde basınç farkı oluşturmaktadır. Oluşan bu basınç farkı sayesinde kanadımız kaldırma kuvvetini oluşturur.[8] Bu durum şunu göstermektedir. Seçilecek olan kanat profili kaldırma kuvvetini etkileyen bir faktördür. Bu yüzden kanat profili seçerken amaca uygun olarak seçilmeye dikkat edilmelidir. Bir kanat profilinin enine kesitini incelecek olursak aşağıda belirtilen kısımların önemini anlamış olacağız. 1. Hücum Kenarı (Leading Edge): Bir kanadın hücum kenarı hava ile ilk önce temas eden kısımdır. Hücum kenarının şekli kanadın işlevine bağlıdır. Kanat 11

36 profili yüksek hızda çalışacak şekilde tasarlandıysa, hücum kenarı mevcut savaş uçağının çoğunda olduğu gibi çok keskin olacaktır. Kanat profili, nispeten düşük hızlarda daha büyük bir kaldırma kuvveti üretmek üzere tasarlanmışsa, hücum kenarı kalın ve dolgun olacaktır. Aslında, süpersonik savaş uçakları ve hafif pervaneli uçaklar, neredeyse spektrumun iki ucu arasındadır. Çoğu diğer uçak bu ikisinin arasındadır.[8] 2. Firar Kenarı ( Trailing Edge): Firar kenar, kanadın arka tarafı, üst yüzey üzerindeki hava akışının alt yüzey üzerindeki hava akışını birleştirdiği kısımdır. Kanadın bu kısmının tasarımı, hücum kenarın tasarımı kadar önemlidir. Bunun nedeni, kanadın üst ve alt yüzeyleri boyunca akan havanın, kanadın havadaki konumundan bağımsız olarak mümkün olduğunca az türbülans ile birleşmesi yönünde yönlendirilmesidir. 3. Veter Uzunluğu (Chord): Bir kanadın veteri, kanadın hücum kenarından firar kenarına kadar uzanan hayali bir düz çizgidir. Bu veter çizgisini, kesit olarak bir kanat profili çizmek veya tasarlamak için başlangıç noktası olarak düşünebiliriz. Bu taban çizgisinden, üst veya alt eğimin ne kadarını ve kanadın kanat boyunca herhangi bir noktada ne kadar geniş olduğunu belirleriz. 4. Kamburluk ( Camber): Üst veya alt yüzeyinin karakteristik eğrisidir. Kamburluk, kanadın kalınlığını belirler. Ancak daha önemlisi, kamburluk, etrafında hava akışı olduğu için bir kanadın ürettiği kaldırma miktarını belirler. Yüksek hızda, düşük kaldırma kuvveti üreten bir kanadın kamburluğu azdır. Düşük hızda, yüksek kaldırma kuvveti üreten bir kanadın da kamburluğu fazladır. Şekil 2.10: Kanat profili enine kesiti 12

37 Kanat profilinin kalınlığı kaldırma kuvveti, stall hızı ve stall açısı için önemli bir parametredir. Kanadın kalınlığı arttıkça üretilen kaldırma kuvveti artar, stall hızı düşer ve stall açısı da artar.[9] 3 tip kanat profili vardır ve şu şekilde sıralayabiliriz: 1- Kalın Kanat Profili( Fat Airfoil): t/c oranını %14 ten fazla olduğu kanat profilidir. 2- Daha İnce Kanat Profili (Thinner Airfoil): t/c oranını %6 ile %14 arasında olduğu kanat profilidir. 3- Çok İnce Kanat Profili ( Very Thin Airfoil): t/c oranını %6 dan küçük olduğu kanat profilidir. Yapacağımız çalışma doğrultusunda insansız hava aracımızın yüksek kaldırma kuvveti olan stall hızının düşük olduğu ve stall açısının yüksek olduğu kanat profili seçmemiz gerekmektedir. Kullanacağımız kanat profili bu nedenden dolayı kalın profilli (t/c > 14% ) olacaktır. Aşağıdaki tabloda yapılacak kanat tasarımında verimli olabilecek olan 5 farklı kanat profili listelenerek kıyaslanmıştır. Tablo 2.1: Kanat Profilleri [10] Profil Kalınlık(%) Kamburluk(%) CL,max (L/D)max Stall Angle NACA NACA EPPLER HQ 3.0/ KC-135 BL Stall açısının yüksek olması ve sahip olduğu yüksek L/D oranı ile tasarlanacak olan kanat için en verimli kanat profili HQ 3.0/15 olarak belirlenmiştir. Bu çalışma kapsamında uçağımızın kanat profili olarak bu profil kullanılacaktır. 13

38 Şekil 2.11: HQ 3.0/15 kanat profili Seçilen kanat profilinin bazı özellikleri şu şekildedir: Şekil 2.12: Sürtünme kuvveti grafiği 14

39 Şekil 2.13: Kaldırma kuvveti grafiği Ok Açısının Belirlenmesi Çeyrek veter ok açısı (sweep angle),uçağın yanlamasına ekseni ile çeyrek veter hattının arasında kalan açıdır. Şekil 2.14: Ok açısının belirlenmesi Bu uygulamanın amacı genellikle uçağın kritik mach sayısını arttırmaktık. Kanatta ok açısı kullanma transonik ve süpersonik akışın olumsuz etkilerini azaltmak için kullanılır. Teorik olarak, ok açısı verilmiş kanatta şok oluşumu, kanadın üzerinden geçen havanın gerçek hızı değil, daha ziyade hava hızının, kanadın hücum kenarına 15

40 dik bir yöndeki hava hızı ile belirlenir[9]. Ancak bizim tasarlamayı planladığımız uçağın seyir hızı 220 km/s dir. Görev irtifası için ses hızı ise a7620m (25000ft) = 1115 km/s tir. Bu koşullarda uçuş görevi esnasında Mach sayımız, M =0.197 dir. Bu seyir hızındaki görevler için ok açısı vermenin dezavantajı avantajlarından daha fazla olduğu için kullanılması önerilmemektedir. Bu çalışmada kanadımızın çeyrek veter ok açısı 0 alınmıştır Sivrilme Oranı Sivrilme oranı, kanat ucu veter uzunluğunun kanat kökü veter uzunluğuna oranıdır. Sivrilme kanat yükünün dağılımını etkileyen bir etkendir. Kanattaki yük dağılımının eliptik yük dağılımına yakın olmasını sağlayan bir etkendir. Bu da indükleniş sürüklenmeyi minimuma indirmektedir[9]. Şekil 2.15: Sivrilme oranın taşıma dağılımına olan etkisi [9] Sivrilme oranı İnsansız hava araçları için çok önemli bir etkendir. Dikdörtgen kanatların ağırlık merkezleri kanat ortalarında iken sivrilmiş kanatlarda ağırlık merkezi kanat gövdesine doğru yaklaşmış olacak bu durum eğilme momentini azaltacaktır. Kanatlardaki eğilme momentini taşıyan sparlara daha az yük binmesini sağlayacaktır. Bu durum daha küçük spar kullanılmasına yardımcı olacağı için kanat yapısının ağırlığı azaltılabilmiş olacak. İHA lar gibi uzun süreli uçuş yapacak olan uçaklar için bu durum çok büyük bir öneme sahiptir. Aşağıda verilmiş olan ok açısının sivrilme oranına etkisini gösteren grafikten, kanadımızın sivrilme oranını belirleriz. 16

41 Şekil 2.16: Sivrilme oranını belirlenmesi [9] Grafiğe göre 0 derece ok açısı için karşılık gelen açıklık oranı 0.45 tir. λ = ck/cu = Dihedral Açısının Belirlenmesi Uçağa önden bakıldığında,uçağın yatay ekseni ile kanadın uzunlamasına olan ekseni arasındaki açıya dihedral açısı denir. M,W, V veya ters V şeklinde olabilir[9]. Büyük kanat açıklıklarından dolayı insansız hava araçlarında dihedral açısı çok fazla tercih edilmemektedir. Aşağıda verilmiş olan dihedral açısını belirlemek için kullanılan tablodan dihedral açımızı belirleriz. Şekil 2.17: Dihedral açısı konfigürasyonları [9] 17

42 Yapacak olduğumuz insansız hava aracının ok açısını 0 olarak belirlemiştik yani ok açısız bir kanat tasarlayacağız. Ayrıca geçmiş uygulama bilgilerinden de faydalanarak kanadımızı üstten kanat yapmaya karar verdik. Ok açısız ve üstten kanat olan uçaklar için dihedral açısı 0 ile 2 arasında değişim gistermektedir. Dihedral açımızı çalışmamızda 0 olarak belirledik Kök Kordu ve Uç Kordu Hesaplaması Sivrilme oranı 0.45 olan bir kanat için kök ve uç kord uzunlukları hesabı : 2.3 Uçuş Koşullarının Belirlenmesi Benzer amaç için üretilen İnsansız Hava Araçlarınının bilgilerinden faydalanarak tasarlayacağımız uçağın kullanım koşullarını şu şekilde belirledik : Tablo 2.2 : Uçuş koşulları İrtifa 7620 m (25000 ft) Maksimum Kalkış Ağırlığı 1200 kg Maksimum Hız 220 km/s Seyir Hızı 200 km/s Kanat Açıklığı (b) 16 m Kanat Alanı ( S ) 12.8 m Açıklık Oranı ( AR) 20 18

43 3. İNSANSIZ HAVA ARACI KANADININ İÇ İSKELETİNİN BELİRLENMESİ VE TASARIMI Hava araçlarının kanatları dış ortamdan gelen kuvvetlere karşı yapı içerisinde bulundurduğu iskeleti sayesinde direnç göstermektedir[11]. Yani hava araçlarının kanat iskeleti ve mukavemetini sağlayan yapısı kanadın iç kısmında bulunmaktadır. Bu hava aracının oluşturduğu sürtünme kuvvetinin azaltılması için önemli faktördür. Kanat yapısı her uçak tipinde temel olarak aynıdır. Bir hava aracı kanadının iskeletini oluşturan temel 3 unsur vardır. Bunları sırası ile: 1. Kiriş (spar) 2. Kaburga (rib) 3. Kabuk, olarak sınıflandırabiliriz. Her bir yapının görevi, birbirinden farklı yük tiplerini karşılayarak kanadın mukavemetini arttırmaktır. Çok önemli olan aerodinamik şekli korumak için, kanadın şekli aşırı stres altında bile tutunacak şekilde tasarlanmalı ve inşa edilmelidir. Şekil 3.1: Kanadın temel yapılar 3.1 Spar Tasarımı Sparlar kanadın temel parçalarının başında gelmektedir. Uçağın knat kökünden kanat ucuna doğru uzanan ve kanadın gövde ile bağlantısını sağlayan elemandır. Kanat tarafından taşınan bütün yükler eninde sonunda sparlara aktarılmaktadır. Uçuş 19

44 esnasında havayla olan temas oluşa yükler önce kabuğa iletilir. Kabuk bu yükleri riblere iletir, riblerde bu yükü son olarak spara iletmektedir. Aerodinamik yükler nedeni ile oluşan eğilme ve burulma momentlerının büyük bir kısımı sparlar karşılamaktadır. Şekil 3.2: Aerodinamik yükler nedeniyle kanatta oluşan burulma ve eğilme momentleri Çoğu kanat yapısının ön ve arka spar olmak üzere iki spar vardır. Ön spar ön kenarın yanında bulunurken, arka spar veter uzunluğunun yaklaşık üçte ikisi civarındadır.[12] En az 2 spar olmasının temel sebebi tek sparlı yapılar burulmaya karşı dayanıksızdırlar. Şekil 3.3: Tek sparlı yapı Şekil 3.4: Çift sparlı yapı 20

45 Yüklerin büyük bir kısmını kanadın iç yapısında bulunan sparlar karşıladığı için tasarımları hava aracının dayanıklılığı ve verimliliği için büyük önem taşımaktadır Spar Kesitinin Belirlenmesi Genellikle bükme, burulma ve kesme gibi yükleri taşırlar. C, I, T, Z, H, U, L gibi şekillerde olabilmektedir. Bu çalışma kapsamında benzer insansız hava araçlarında da kullanıldığı gibi C kesitli kiriş kullanılmıştır. Şekil 3.5: C kesitli kiriş Sparların Konumunun Belirlenmesi Sparlarların kanat içindeki yeri önemli bir unsurdur. Kanada gelen yükün kanat yüzeyindeki dağılımına göre uygur bir spar dizilimi gerçekleştirilmelidir. Sparlar kanat ucundan kanat köküne kadar her ribte aynı mesefe oranına sahip olacak şekilde yerleştirilmelidir. Prof. Michael C. Niu nun yazdığı kitaba göre ön spar veter uzunluğunun %12-17 arasında olması gerektiğini, arka spar ise %55-60 arasında olması gerektiğini belirtmiştir[13]. Bu çalışma kapsamında ön spar veter uzunluğunun %15lik kısmında, arka spar iste veter uzunluğunun %60lık kısmında konumlandırılmıştır. 21

46 Şekil 3.6: Sparların konumu Şekil 3.7: Spar diziliminin önden görünümü 3.2 Rib Tasarımı Kanat kökünden kanat ucuna kadar belirli mesafelerde yerleştirilen ve hücum kenarından firar kenarına kadar uzanan elemanlara rib denir. Temel görevi yük altında kalan kanadın şeklinin bozulmasını engellemektir yani kanadın şeklini korumaktır. Aerodinamik yükleri sparlara iletmek bir diğer görevidir. Ayrıca yapısal ve yakıt yükleri riblere etkiyen yüklerdir. 22

47 Bu çalışma kapsamında kanat kökünden kanat ucuna kadar toplamda 6 rib kullanılmıştır. Riblerin aralarındaki mesafe kanat kökünden kanat ucuna doğru artarak yerleştirilmiştir. Bunun sebebi kanat kökünden kanat ucuna doğru gidildikçe kanada binen yükün azalmasıdır. Şekil 3.7: Riblerin konumu Şekil 3.8: Riblerin üstten görünümü 23

48 3.3 Kabuk Tasarımı Kanadın havayla temas eden ilk yüzeyidir ve aerodinamik yükleri riblere aktaran yapıdır. Kabuk yapısı kanadın genel şeklini vermektedir. Bu çalışma kapsamında kabuk yapısının kalınlığı 3 mm olarak belirlenmiştir. Şekil 3.9: Tasarlanan kanat yapısı 24

49 4. TASARLANAN KANADIN ANALİZİ 4.1 CFD Analizi Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (CFD), uygulanan alanda detaylı hesaplamaların yapıldığı, akış alanı ve diğer fiziksel alanların gösterildiği, bilgisayar tabanlı bir mühendislik yöntemidir. CFD analizi sonuçları vasıtası ile tasarlanan ürünün tasarım sürecinde, ürünün çalışmasında bir problem varsa bu problemi bilgisayar tabanlı olarak simüle etmede ve ürün performansını optimize etmekte büyük katkı sağlamaktadır.[14] Kanat gibi kompleks ve karmaşık geometrilerin çözümünü klasik akışkanlar mekaniğinin temel denklemlerini kullanarak yapmak, çözümü zorlaştırır hatta imkansız hale getirir. Klasik akışkanlar mekaniği denklemleriyle düz levha, dairesel kesitli borular gibi basit formların sonuçlarında gerçeğe yakın değeler elde edilebilir. Geriye kalan gerçek problemlerin çoğunda uygun sonucu elde edebilmek için hesaplamalı akışkanlar dinamiğine ihtiyaç duyulur.. Bunun için akış bölgesi, akışa ait temel diferansiyel denklemleri simüle eden küçük düzgün elemanlardan ve noktalardan oluşmuş ağ yapısına ayrılır ve bu küçük elemanlardan iterasyonlarla adım adım bütün çözüme varılır. [15] CFD, aşağıdaki kavram ve olaylarla ilgili bizlere detaylı bilgi sağlayabilir; Kararlı rejim veya zamana bağlı akışkan davranışları Basınç, hız ve sıcaklık dağılımları Isı transferi Tek ve çok fazlı akışlar Sabit yoğunluklu ve sıkıştırılabilir akışkanlar Turbomakinalar Tanecik ve duman dağılımları CFD Analizi İçin Koşulların Belirlenmesi Bu çalışma kapsamında CFD analizi için ANSYS Workbench-Fluent kullanılarak kanadın akış analizi gerçekleştirilmiştir. 25

50 Öncelikle tasarlanan kanadın kontrol hacmi oluşturulmuştur. Bu kapsamda kanadın tamamını içerisinde barındıracak bir hacim oluşturulmuştur. Oluşturulan hacmi Şekil 4.1 de görülmektedir. Kontrol hacmimizin içinde bulunan kanadın hacmini oluşturulan kontrol hacminden çıkartarak analiz yapacağımız modeli elde etmiş oluruz. Bu modelde dikdörtgen prizma şeklindeki kanadı kaplayan hacim havayı temsil ederken çıkartılmış kanat hacmi katı bir model gibi var sayılarak kanadı temsil etmektedir. Şekil 4.1: Hava hacmi Kontrol hacmini belirledikten sonra hesaplamaların gerçekleştirilmesi için çözüm ağının oluşturulması gerekmektedir. CFD analizi yapılabilmesi için akış bölgesini akışa ait temel diferansiyel denklemleri simüle eden küçük düzgün elemanlar ve noktalardan oluşmuş ağ yapılarına ayrılır. Kontrol hacminin çözüm ağını kanat çevresinde 20 mm olacak şekilde ve 1.2 büyüme oranıyla 200 mm son değer olacak şekilde gerçekleştirilmiştir. Şekil 4.2 ve 4.3 te ağ yapıları görülmektedir. 26

51 Şekil 4.2: Ağ yapısı oluşturulmuş hava hacmi Şekil 4.3: Ağ yapısının önden görünümü CFD Analizinin Gerçekleştirilmesi Analizi gerçekleştirmeden önce akışın gerçekleşeceği havanın özellikleri ve akışın hızı programda belirtilmelidir. Görev irtifamız ft olduğu için bu yükseklikteki havanın özellikleri şöyledir: 1. Yoğunluk : kg/m 3 2. Viskozite : 1.543*10-5 N s/m 2 3. Isı İletim Katsayısı : W/m.K 27

52 4. Cp : kj/ kg.k [16] Uçağımızın seyir hızını 200 km/sa yani yaklaşık olarak 55.5 m/s hıza denk geliyor. Seyir hızı belirtildikten sonra CFD analizi gerçekleştirilmiştir. 200 iterasyon sonucunda değerler gerçeğe yakın olduğu için, analiz 200 iterasyonda gerçekleştirilmiştir CFD Analizi Sonuçları Kanat üzerinde oluşan basınç dağılımı Şekil 4.4 ve 4.5 te görülmektedir. Görüldüğü gibi kanat üzerinde oluşan maksimum basınç değeri 5.11 kpa olarak belirlenmiştir. Şekil 4.4: Kanat üzerindeki basınç dağılımı (Pa) Şekil 4.5: Kanat üzerindeki basınç dağılımının kanat profili üzerinde görünümü 28

53 Basınç dağılımı teorik olarak basınç dağılımına benzer oluştuğu için analiz sonucunun gerçeği yansıtır bir şekilde gerçekleştiği görülmektedir. Şekil 4.6: Kanat üzerinde oluşan teorik basınç dağılımı Kanat üzerinde oluşan hız dağılım Şekil 4.7 te görülmektedir. Görüldüğü gibi kanat üzerinde oluşan maksimum hız değeri 69 m/s olarak belirlenmiştir. Şekil 4.7: Kanat üzerindeki hız dağılımı (m/s) CFD analizi sonucu görev irtifada belirlenen hızda yapılan manevra uçuşunda elde edilen kaldırma kuvveti N olarak belirlenmiştir. Manevra sırasında toplam ağırlığı 800 kg olarak belirlenen uçağımız için manevra uçuşunda 1 kanadın üretmesi gereken taşıma kuvvetini şöyle hesaplarız: Emniyet Katsayısı: 1.5 Manevra Zarfı: 2.5 olarak belirlenmiştir. 29

54 Manevra uçuşu için yapılan CFD analizi sonucunda elde edilen kaldırma kuvveti gerekli olan kaldırma kuvvetinden büyük olduğu için kanadımız gerekli olan taşımayı sağlamaktadır. 4.2 Statik Analiz Statik Analizi gerçekleştirirken sonlu elemanlar yöntemi kullanılmıştır Sonlu Elemanlar Yöntemi Sonlu Elemanlar (SE)Yöntemi, çeşitli mühendislik problemlerine kabul edilebilir bir yaklaşımla çözüm arayan bir sayısal çözüm yöntemidir. Sonlu Elemanlar Analizi (SEA), fiziksel bir sistemin matematik olarak ifade edilmesidir. Bu sistem alt parçalara ayrılabilen model olup, malzeme özelliklerine ve uygulanabilir sınır şartlarına sahiptir Sonlu elemanlar metodu; karmaşık olan problemlerin daha basit alt problemlere ayrılarak her birinin kendi içinde çözülmesiyle tam çözümün bulunduğu bir çözüm şeklidir. Metodun üç temel niteliği vardır: 1. Geometrik olarak karmaşık olan çözüm bölgesi sonlu elemanlar olarak adlandırılan geometrik olarak basit alt bölgelere ayrılır. 2. Her elemandaki, sürekli fonksiyonların, cebirsel polinomların lineer kombinasyonu olarak tanımlanabileceği kabul edilir. 3. Aranan değerlerin her eleman içinde sürekli olan tanım denklemlerinin belirli noktalardaki (düğüm noktaları) değerleri elde edilmesinin problemin çözümünde yeterli olmasıdır. Kullanılan yaklaşım fonksiyonları interpolasyon teorisinin genel kavramları kullanılarak polinomlardan seçilir. Seçilen polinomların derecesi ise çözülecek problemin tanım denkleminin derecesine ve çözüm yapılacak elemandaki düğüm sayısına bağlıdır. Sürekli bir ortamda alan değişkenleri (gerilme, yer değiştirme, basınç, sıcaklık vs.) sonsuz sayıda farklı değere sahiptir. Eğer sürekli bir ortamın belirli bir bölgesinin de aynı şekilde sürekli ortam özelliği gösterdiği biliniyorsa, bu 30

55 alt bölgede alan değişkenlerinin değişimi sonlu sayıda bilinmeyeni olan bir fonksiyon ile tanımlanabilir. Bilinmeyen sayısının az ya da çok olmasına göre seçilen fonksiyon lineer ya da yüksek mertebeden olabilir. Sürekli ortamın alt bölgeleri de aynı karakteristik özellikleri gösteren bölgeler olduğundan, bu bölgelere ait alan denklem takımları birleştirildiğinde bütün sistemi ifade eden denklem takımı elde edilir. Denklem takımının çözümü ile sürekli ortamdaki alan değişkenleri sayısal olarak elde edilir Çözüm Ağının Oluşturulması Kanat bileşenleri olan spar,rib ve kabuğun kalınlıkları boyutlarına oranla çok küçük olduğu için 2 boyutlu analiz yapmamız yeterli olacaktır. Bu yüzden elemanlarımızda 2 boyutlu ağ yapısı oluşturulmuştur. Yapının bütün elemanlarında çözüm ağı olarak 4 düğümlü dörtgen elemanlar kullanılmış ve boyut olarak da 20 mm olarak seçilmiştir. Aşağıdaki belirtilen şekillerde sırasıyla bütün yapıların çözüm ağı gösterilmiştir. Şekil 4.8: Sparların çözüm ağı 31

56 Şekil 4.9: Sparların çözüm ağının yakın görüntüsü Şekil 4.10: Riblerin çözüm ağı 32

57 Şekil 4.11: Riblerin çözüm ağının yakın görüntüsü Şekil 4.12: Kabuğun çözüm ağı 33

58 Şekil 4.13: Kabuk çözüm ağının yakın görüntüsü Şekil 4.14: Spar ve riblerin bir arada çözüm ağı görüntüsü 34

59 Şekil 4.15: Bütün kanadın çözüm ağı Malzemenin Belirlenmesi Kanat için ANSYS Workbench kitaplığında bulunan kompozit malzemelerden Epoxy Carbon Woven 395GPa Prepreg malzemesi şeçilmiştir. Dayanımı yüksek olan malzeme aynı zamanda çok hafif bir öz kütleye sahiptir. Tablo 4.1: Malzemenin yoğunluğu Yoğunluk 1.48e-006 kg mm^-3 Tablo 4.2: Malzemenin özellikleri X Yönünde Young Y Yönünde Young Z Yönünde Young Poisson Oranı Poisson Oranı Poisson Oranı Kayma Modülü Kayma Modülü Kayma Modülü Modülü MPa Modülü MPa Modülü MPa XY YZ XZ XY MPa XY MPa XY MPa e Tablo 4.3: Malzemenin gerilme limitleri X Y Z X Y Z XY YZ XZ 35

60 Yönünd Yönünd Yönünd Yönünd Yönünd Yönünd Yönünd Yönünd Yönünd e e e e Basma e Basma e Basma e e e Çekme Çekme Çekme Gerilme Gerilme Gerilme Kayma Kayma Kayma Gerilme Gerilme Gerilme si MPa si MPa si MPa Gerilme Gerilme Gerilme si MPa si MPa si MPa si MPa si MPa si MPa Tablo 4.4: Malzemenin genleşme katsayıları X Yönünde Genleşme Katsayısı C^-1 Y Yönünde Genleşme Katsayısı C^-1 Z Yönünde Genleşme Katsayısı C^-1 2.5e e e-005 Tablo 4.5: Malzemenin Tsai-Wu katsayıları Kavrama Katsayısı (Coupling Coefficient) XY Kavrama Katsayısı (Coupling Coefficient) YZ Kavrama Katsayısı (Coupling Coefficient) XZ Elemanların Boyutlandırılması ve Malzemenin Uygulanması Malzememiz belirlendikten sonra elemanlarımız boyutları belirlenir ve belirlenen boyutlara göre kompozit malzememiz belirlenen açılara göre yerleştirilir. Belirlenen kalınlıklar, elemanların ağırlıkları ve kompozit malzeme dizilimleri aşağıdaki tablolarda belirtilmiştir. Tablo 4.6: Kanat elemanlarının kalınlık ve ağırlıkları Elemanın Adı Kabuk Rib 1 Rib 2 Rib 3 Rib 4 Rib 6 Ön Spar Arka Spar Kalınlık 4. mm 5. mm 9.5 mm 36

61 Ağırlık kg kg kg kg kg kg kg kg Elde edilen tabloya göre 1 kanadın toplam boş ağırlığı kg gelmektedir. Tablo 4.7: Sparların dizilimi Tabaka Malzeme Kalınlık (mm) Açı ( ) (+Z) 19 Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg (-Z) Tablo 4.8: Riblerin dizilimi Tabaka Malzeme Kalınlık (mm) Açı ( ) (+Z) 37

62 10 Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg (-Z) Tablo 4.9: Kabuğun dizilimi Tabaka Malzeme Kalınlık (mm) Açı ( ) (+Z) 10 Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg Epoxy Carbon Woven (395 GPa) Prepreg (-Z) Sınır Koşullarının Belirlenmesi Tasarlanan kanadın spar uçlar ANSYS Workbenchte sabit destek olarak belirlenerek mesnetlenmiştir. 38

63 Şekil 4.16: Spar köklerinde sabit destek 4.3 Yapısal Analiz Deformasyon Sonuçları Kanat kendi ağırlı altında, taksi durumunda 28.1mm deformasyona uğramaktadır. Şekil 4.17: Kanadın kendi ağırlığı altındaki deformasyonu Kanat 55.5 m/s hızla 25000ft yükseklikte seyir uçuşu esnasında mm deformasyona uğramaktadır. 39

64 Şekil 4.18: Seyir Uçuşu esnasında kanattaki deformasyon Kanat kritik manevra yükü altında mm deformasyona uğramaktadır. Şekil 4.19: Kritik yük altında kanattaki deformasyon 4.4 Tsai-Wu Başarısızlık Kriteri Sonuçları Kanadımız kompozit malzemeden oluşturulduğu için başarısızlık(failure) kriterini Tsai-Wu analizi ile belirleriz. Kompozit ortotropik yapıların emniyet faktörünü belirlemek için Tsai-Wu kriteri uygulanır. Bu kriter, başarısızlığı tahmin etmek için toplam gerinim enerjisini (hem bozulma enerjisi hem de genişleme enerjisi) göz önüne alır. Tsaş-Wu Başarısızlık Kriterini kanadımızın kritik yük altındaki değerleri 40

65 için uyguladık. ANSYS Workbench programı yardımıyla bilgisayar ortamında bu analiz gerçekleştirilmiştir. Hesaplanan değer 1 den küçük çıkıyorsa katmanda bozulma olmaz. Bu analizi yapmak için CATİA V5.19 da tasarladığımız kanadı ANSYS Workbench programına aktardıktan sonra, program içinde bulunun ACP(pre) araç çubuğu vasıtasıyla tasarlanmış kanadımıza malzeme ataması gerçekleştirildi. Bu araç çubuğu ile hem malzeme belirlendi,hem malzemenin dizilimi yani açıları belirlendi hem de kalınlık belirlendi. Kullanılan araç çubuğu Şekil 4.20 de görülmektedir. Şekil 4.20: ACP(Pre) araç çubuğu Daha sonra Static Structural araç çubuğuna bağlanarak uçuş koşullarının yükleri kanat üzerine aktarıldı. Şekil 4.21 de Static Structural araç çubuğu gösterilmiştir. Şekil 4.21: Static Structural araç çubuğu Bu araç çubuğunda analizi gerçekleştirilen kanadın sonuçlarını ACP(Post) araç çubuğuna bağlayarak kompozit malzeme analizi sonuçlarını elde etmiş olduk. Şekil 4.22 de ACP(Post) araç çubuğu gösterilmiştir. 41

66 Şekil 4.22: ACP(Post) araç çubuğu ACP(Post) araç çubuğunda çıkan materyal ağacından Definitions (tanımlar) kısmında yer alana Create Failure Criteria komutundan Tsai-Wu Başarısızlık kriterini etkinleştirerek sonuçlar elde edilmiştir. Şekil 4.23 te belirtilmiştir. Şekil 4.23: ANSYS Workbench te Tsai-Wu Başarısızlık Kriteri komutu Şekil 4.24: Kompozit kanat analizi için gerçekleştirilen adımların genel şeması 42

67 Kanadımızın seyir uçuşu esnasında herhangi bir başarısızlık olmadığı görülmüştür. Ancak kritik yüklemeler altında belli bölgelerde bozulmalar olduğu görülmüştür. Şekil 4.25 ve Şekil 4.26 da bozulmaların olduğu kısımlar gösterilmiştir. Şekil 4.25: Tsai-Wu Analizi Şekil 4.26: Tsai-Wu Analizi Yakın Görünüm Bu analiz sonuçlarına göre yapı üzerinde değerin 1 den büyük olduğu yerlerde bozulmalar olmaktadır. Şekil 4.25 ve Şekil 4.26 da görüldüğü üzere kanadımızın spar-gövde bağlantısının gerçekleştiği yerlerde renk tonunu kırmızı olduğu 43

68 görülmektedir. Bu kısımlarda değer Tsai-Wu başarısızlık kriterinni değeri 1 den büyük gelmektedir. Bu yüzden bu kısımlarda bozulmalar gerçekleşir. 4.5 Modal Analiz Sonuçları Uçak kanadında titreşimler hava akımı ve uçak motorlarından kaynaklı oluşmaktadır. Yüksek hızlarda uçak kanadında titreşimler gözle görülür. Bu kanadın elastikiyeti neticesinde meydana gelen bir harekettir. Titreşimin, büyüklüğüne bağlı olarak uçak kanadında ve bağlantılarında problemlere aşırı metal yorgunluğuna ve yolcularda rahatsızlığa neden olur. Bu nedenle hesaplanan makul, kabul edilebilir değerlere düşürülmesi gerekir. Titreşimin azalmasıyla malzeme ömrü uzayarak uçağın daha fazla saat uçmasını sağlar. Titreşimin azalması neticesinde ortaya çıkan gerilmelerdeki düşüş, yorulmanın azalmasına ve kırılmaların oluşmasının engellenmesine olanak sağlar. Ayrıca tasarımın imalata geçmeden önce yapılan bu analizler sonradan oluşabilecek hataların öngörülmesini sağlar ve böylece ekstra oluşabilecek maliyetleri ortadan kaldırılmasına yardımcı olur. Doğadaki her cisim doğal titreşim frekansı olarak adlandırılan, sonsuz sayıda titreşim frekansı ve şekline sahiptir. Bu frekansların hesaplanması ve şeklinin bilinmesi, titreşim kaynaklı mühendislik problemlerinin çözümünde temel önemi taşımaktadır. Basit cisimlerin doğal frekans ve şekillerini analitik olarak hesaplamak mümkündür. Ancak karmaşık şekillerin hesabı nümerik yöntemlerle mümkündür. Sonlu elemanlar yöntemi ile bilgisayar hesap kapasitelerindeki gelişmeler, karmaşık yapıların, ancak idealleştirme yapılarak hesaplanabilen doğal frekans ve şekillerini daha doğru ve anlaşılır hesaplamasına imkan tanımışlardır. Bu kapsamda tasarlanan kanadın 6 farklı modda oluşan frekans değerleri ANSYS Workbench aracılığıyla hesaplanmıştır. 44

69 Şekil 4.27: Mod 1 Şekil 4.28: Mod 2 45

70 Şekil 4.29: Mod 3 Şekil 4.30: Mod 4 46

71 Şekil 4.31: Mod 5 Şekil 4.32: Mod 6 Tasarlanan kanadımızın modlara göre değişen frekans değerleri ve deformasyon miktarları Tablo 4.10 da gösterilmektedir. Tablo 4.10: Mod sonuçları özeti Mod Yer Değiştirme mm mm mm mm mm mm Frequency Hz Hz Hz Hz Hz Hz 47

72 Mod analizinin verimliliği ve anlaşılabilirliğini arttırmak için farklı ağ yapısı boyutlarındaki mod analizlerinin karşılaştırılması gerçekleştirilmiştir. Tasarlanan kanadın 6 farklı modda ağ yapısının sırası ile 10,20 ve 40 mm boyutlarında 4 düğümlü dörtgen ağ yapılı sistemlerinin frekans değerleri kıyaslanmıştır. Tablo 4.11: Farklı boyuttaki ağ yapılarıyla oluşturulan kanadın modlara göre frekansı 10mmlik ağ yapısı ile 20mmlik ağ yapısı ile 40mmlik ağ yapısı ile Mod oluşturulan kanadın oluşturulan kanadın oluşturulan kanadın Frekansı [Hz] Frekansı [Hz] Frekansı [Hz] Tablo 4.11 de de görüldüğü gibi aynı malzemeye farklı boyutta ağ yapılarıda uygulansa frekans değerleri birbirine yakın durumdadır. Beklenilen sonuçta bu yönde olmalıdır. Çünkü titreşim malzemenin kendi özelliğidir. Ağ yapısındaki boyut değişiklikleri çok fazla frekans değişimine yol açmayacaktır. 48

73 5. SONUÇ VE YORUMLAR Bu çalışmada bir insansız hava aracı kanadının tasarımından analizive kadar bütün aşamaları gerçekleştirilmiştir. Tasarım yapılmadan önce benzer insanzı hava araçlarının literatür araştırması gerçekleştirilmiş daha sonra bu araştırma verilerinden faydalanarak bir kanat tasarımı gerçekletirilmiştir. Bu tasarımda öncelikli olarak kanat profili belirlenmiş daha sonra kanadın konumu, ok açısı, sivrilme oranı, açıklık oranı, dihedral açısı, kanat açıklığı, kanat alanı değerleri belirlenmiştir. Kanadın sayısal değerleri belirlendikten sonra kanadın içinde barındıracağı spar ve riblerin sayısı ve konumu belirlenmiştir. Tasarım için bütün gereksinimler belirlendikten sonra CATİA V5R19 programı kullanılarak kanadımız tasarlanmıştır. Tasarım işlemi bittikten sonra kanadımız ANSYS Workbench programına aktarılmıştır. Öncelikle burada Fluent araç çubuğu kullanılarak kanadımızın akış analizi gerçekleştirilmiş ve kanat üzerinde oluşan basınç değerleri hesaplanmıştır. Daha sonra bu değerleri kanat üzerinde yapısal analizi gerçekleştirebilmek için yapısal analiz araç çubuğuna aktararak kanadımızın yapısal analizi emniyet faktörü 1.5 olacak şekilde gerçekleiştirilmiştir. Yapısal analiz sonucunda kanadımızın seyir uçuşu esnasında mm, kritik yükleme altında ise mm deformasyon gerçekleştiği gözlenmiştir. Bu değerlerin literatürde olan benzer kanat tipleri için normal değerler olduğu görülmektedir. Kanadımız kompozit bir kanat olduğu için bozulma testi gerçekleştirirken Tsai-Wu bozulma testi gerçekleştirilmiştir. Kritik yüklemeler altında kanadımızın gövdeye bağlandığı kök kısmında gerilme değerlerinin malzemenin dayanma direnci sınırının geçtiği görülmektedir. Kanat sparlarının gövdeye bağlandığı kısımdaki kök kısmında malzememiz, uygulanan kuvvete karşı yeterli direnci sağlayamadığı için bu kısımların tasarımı daha da detaylandırılmalı ve gerekli değişiklikler uygulanmalıdır. 49