T-38 Uçağına Ait Dorsal Longeronun Sonlu Elemanlar Analizi. Finite Element Analysis Of The Dorsal Longeron Of The T- 38 Aircraft

Transkript

1 T-38 Uçağına Ait Dorsal Longeronun Sonlu Elemanlar Analizi Finite Element Analysis Of The Dorsal Longeron Of The T- 38 Aircraft Alaattin ATAÇ 1 Yasin DERELİ 2 ABSTRACT: Engineers developed the finite element method with the increasing need of speed and accuracy of analysis. This model is used for complex conditions which are difficult to be examined because of the loads and boundary. Most important task of Dorsal longeron is to increase the bending strength of the fuselage. It combines elements which aremain supporting structures such as frame and bulkhead. Since T-38 aircraft,that is used for basic pilot training, is started to be used in the combat readiness training; Dorsal Longeron which is the aircraft's structural component is exposed to different loads. So, the main manufacturer of the aircraft understands the need of this part's modernization. The vertical section of the horizontal longeron of the T-38 aircraft were modernized by replacing with a new steel. This study aims to analyse Finite element analysis of Dorsal Longeron and to evaluate the outcomes. Dorsal Longeron is divided into finite elements by using the CAD model. Boundary conditions and bending moment, fuel and air pressure loads coming on the dorsal plating tank were entered in the program that analyse finite element. The analysis was made and the results were analyzed. Keywords: T-38, Structural Analysis, Finite Element Method, Dorsal Longeron. ÖZET: Analizlerin hızlı ve doğruluk payının daha yüksek olmasına ihtiyacın artmasıyla, mühendisler sonlu elemanlar yöntemini geliştirmiştir. Bu model, yüklerin ve sınır koşullarının incelenmesinin zor olduğu karmaşık şekillere sahip durumlarda kullanılmaktadır. Dorsal longeronun en önemli görevi uçak gövdesinin eğilme mukavemetini artırmaktır. Bulkhead, frame gibi ana taşıyıcı yapı elemanlarını birleştirirler. Temel pilotaj eğitiminde kullanılan T-38 uçaklarının harbe hazırlık eğitimlerinde kullanılmaya başlanılmasından dolayı uçağın yapısal parçalarından olan Dorsal Longeron daha farklı yüklere maruz kalmıştır. Uçağın ana üretici firması tarafından bu parçanın modernize edilmesinin gerekliliği tespit edilmiştir. T-38 uçağının yatay longeronunun dikey kısmı (Al 7075-T6) çeşitli oranlarda 4130 Forged Steel ile değiştirilmiştir. Bu çalışma ile modernize edilen Dorsal Longeron un sonlu elemanlar analizi yapılması ve ortaya çıkan sonuçların değerlendirilmesi amaçlanmıştır. 1 Öğretim Görevlisi, Makine Mühendisi, Hv.Asb.MYO K.lığı, aatac1@tekok.edu.tr 2 Öğretim Görevlisi, Uçak Mühendisi, Hv.Asb.MYO K.lığı, tr.yasindereli@gmail.com 58

2 Dorsal Longeron, CAD modelinden yola çıkılarak sonlu elemanlara ayrılmıştır. Sınır şartları, eğilme momenti, dorsal tank kaplaması üzerine gelen yakıt ve hava basıncı yükleri sonlu elemanlar analizi yapan programa girilmiş, statik analizler yapılmış ve çıkan sonuçlar incelenmiştir. Anahtar Kelimeler:T-38, Yapısal Analiz, Sonlu Elemanlar Analizi, Dorsal Longeron. T-38 ABD'li Notrop firması tarafından üretilen jet motorlu eğitim uçaklarından biridir. T-38 iki motorlu yüksek irtifa süpersonik eğitim uçağıdır. Ayrıca dünyanın ilk ve en çok üretilen süpersonik eğitim uçağıdır. T-38 geleneksel konfigürasyon da küçük, kanat uçları geriye eğimli, tek dikey dengeleyicili, burundan dümenli uçaktır. Uçağın kalkıştan hemen önceki genel görünümü Şekil '1 de görülmektedir. Şekil 1: T-38 Talon Uçakta öğretmen ve öğrenci arka arkaya roket tahrikli fırlatmalı kokpitte uçarlar. Önemli parçalar bel hizasında bulunur böylece bakım elemanları kolaylıkla ulaşabilir. Uçağın bakımının kolay olması, son derece ekonomik ve çok üstün güvenilirlik rekoru bulunan yüksek performanslı bir uçaktır. Bu üstün özellikleri nedeniyle bir çok müttefik ülke tarafından kullanılmaktadır. T metre gibi kısa pistlerden kalkış yapabilmektedir. Ayrıca 60 sn içinde 9000 metreye kadar yükselebilmektedir. Öğrenci pilotlar bu uçakta süpersonik uçuş teknikleri, akrobasi, kol uçuşu gece ve alet uçuşu eğitimini alabilmektedir. İlk T-38 uçuşunu 1959 yılında yapmıştır den 1972'ye kadar 1100'den fazla uçak United States Air Force ( USAF )'a teslim edilmiştir (Bedke, 2009). Günümüz teknolojisine ayak uydurması için T-38 uçaklarına modernizasyon yapılmaktadır. Uçakların ömrünü gövde dayanıklılığı açısından 2020 yılına kadar uzatmak için Pacer Classic adında bir program yürülüğe konmuştur (Gill, 1996). Türk hava kuvvetlerine ait 55 adet T-38 ARI programı kapsamında Tusaş tarafından Modernize edilecektir. (TAI'nin Sesi, 2008). Bunun yanında aviyonik ekipmanlarda yapılacak revizyonlar ile bütün T-38'ler T-38C tipine dönüşmüş olacaktır. Şekil 2'de modernizasyon sonrası T-38C görülmektedir. 59

3 T-38 LONGERONLARI Şekil 2 : Modernizasyon sonrası T-38C Gövde longeronları yeterli dayanımı göstermeleri için 7075-T6 aliminyum alaşımdan üretilmiştir. Longeronlar gerekli mukavemeti sergileyecek şekilde her istayonda incelmekte, geometri ve üretilebilirlik limitleri doğrultusunda tasarıma sahiptir. Şekil 3'de T-38 uçağı üzerinde longeronlar dış hat çizgileri bulkhead istasyonları üzerinde gösterilmiştir. Şekil 3 : T-38 Longeron yerleşimi Longeronlar gövde yapısının eğilme dayanımını arttırmak olmakla birlikte birincil görevi eksenel çekme ve basma yüklerine dayanmaktır. (Niu, 1988). Longeronlar bulkhead yapılara ve framelere yaklaşık olarak 7 inch aralıklar ile sabitlenmiştir. Uçak üzerindeki konumları tanımlamak için istasyon terimi kullanılmıştır. İstasyonlar uçak burnundan itibaren bulunduğu konumun inch cinsinden sayısal değeri ile ifade edilmektedir. Dorsal longeron 270. istasyondan başlayıp 445. istasyonda sonlanmaktadır. Etkin yükler eksenel yükler ve gövde eğilmesinden kaynaklı yüklerdir istasyondan 400. istasyona kadar enine yükler ikincil yüklerdir. Bu yükler dorsal tank kaplaması üzerindeki yakıt ve hava basıncı yüküdür. Bu bölgede dorsal longeron sürekli kiriştir. Dorsal tank kaplaması boyunca yayılı yük uygulanmıştır ayrıca frame ve bulkheadlerden sabitlenmiştir. Dorsal longeron gövde kaplamalarını ve dorsal tank kaplamasını dengede tutmaktadır, dikme kolonlarının dengesinde kritik önemi yoktur. 60

4 Longeron üzerinde çeşitli gövde istasyonlarında eksenel çekme ve basma yükleri elde edilmiştir. Gövde kaplaması üzerindeki gerilme alanı longeronlar üzerinde basma yüküne (ΔP c ) neden olur. Bu yükler gövde eğilmesinden kaynaklanan basma yüklerine göre daha küçüktür. Basma yükleri (ΔP c ) T-38 gövde raporları temel alınarak belirlenmiştir (Thordarson, 1964). Dorsal tanktan kaynaklanan eğilme momentinin sebep olduğu enine yükler; a. Dorsal tank geometrisi b. Eğilme momenti denklemi c. Dorsal tank kaplaması üzerindeki yakıt ve hava basıncı değerleri kullanılarak elde edilmiştir. Dorsal kaplama çevresi boyunca Dorsal longeronun üst merkez hattı üzerindeki hava basıncı sabit kabul edilmiştir. Maksimum yakıt ve hava basıncı durumunda kritik eksenel yüklemeye maruz kaldığı kabul edilmiştir. MODELLEME, VALİDASYON VE ANALİZ Dorsal longeronun CAD modelinden yola çıkılarak sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Kanadın üç boyutlu modeli CATIA V5 programında olusturulmustur. Dorsal kirişin CAD çizimi Şekil 4'te görülmektedir. Şekil 4 : Dorsal longeron üç boyutlu CAD çizimi Sonlu elemanlar yöntemi; karmaşık geometriye sahip, analitik yöntemlerle sonuç elde etmenin zor olan yapıların çözümüne ulaşmanın daha kolay olduğu daha küçük alt parçalara bölünerek çözülmesini sağlayan sayısal bir yöntemdir. Günümüzde yapısal analizlerde ve akış analizlerinde maliyet, zaman ve gerçeğe yakın sonuçlar elde edilebilmesi gibi avantajlarından dolayı sıkça tercih edilmektedir. Bu çalışmada da sonlu elemanlar metodu tercih edilmiştir. PATRAN paket programı kullanılarak dorsal longeron sonlu eleman ağı oluşturulmuştur. Sonlu elemanlar ağı 5279 node ve 2500 Hex, 80 Wedge eleman kullanılarak oluşturulmuştur. Oluşturulan sonlu eleman modeli Şekil 5 te gösterilmiştir. 61

5 Şekil 5 : Sonlu elemanlar modeli Dorsal kiriş orjinalinde 7075-T6 alüminyum malzemeden üretilmiştir. Temel pilotaj eğitiminde kullanılan T- 38 uçaklarının harbe hazırlık eğitimlerinde kullanılmaya başlanılmasından dolayı uçağın yapısal parçaları daha farklı yüklere maruz kalmıştır. Uçağın ana üretici firması tarafından bu parçanın modernize edilmesinin gerekliliği tespit edilmiştir. T-38 uçağının yatay longeronunun dikey kısmı (Al 7075-T6) çeşitli oranlarda 4130 Forged Steel ile değiştirilmiştir. Her iki malzemenin mekanik özellikleri Tablo 1'de görülmektedir. Tablo 2 : Alüminyum ve çelik malzeme mekanik özellikleri (Davis, 1996) Malzeme Mekanik Özellikleri 7075-T E (GPa) 71,7 205 υ 0,33 0,29 G (GPa) 26,9 80 ρ (Kg/m 3 ) σ Ç (Mpa) σ B (Mpa) τ (Mpa) Sınır şartı olarak longeronlar bulkhead yapılara ve framelere yaklaşık olarak 7 inch aralıklar ile sabitlenmiştir. Etkin yükler eksenel yükler ve gövde eğilmesinden kaynaklı yüklerdir istasyondan 400. istasyona kadar enine yükler ikincil yüklerdir. Bu yükler dorsal tank kaplaması üzerindeki yakıt ve hava basıncı yüküdür.. Dorsal tank kaplaması boyunca yayılı yük uygulanmıştır ayrıca frame ve bulkheadlerden sabitlenmiştir. Yüklerde uygulandıktan sonra oluşturulan model Nastran çözücüsü kullanılarak analizler gerçekleştirilmiştir. Dorsal longeron boyunca istasyonlardaki gerilme değerleri ve bazı istasyonlardaki strain gage sonuçları Grafik 1 de gösterimiştir. 62

6 Grafik 1 : İstasyonlardaki gerilme değerleri Dorsal kiriş üzerindeki 327, 362 ve 380 numaralı istasyonlardaki strain gage değerleri ve nastran sonuçlarının kıyaslanması Tablo 2'de görülmektedir Tablo 3 : İstasyonlardaki Strain Gage ve Nastran Sonuçları Konum F.S. Strain Gage(#)(Nakasone, 1978) Strain Gage Gerilme Değeri (MPa) Nastran Gerilme Değeri (Mpa) Yüzde Fark (%) Dorsal Longeron Sol 155, ,56 2,85 15 Sağ ,56 21, Sol 189,61 238,35 25, Sağ 206,84 238,35 15, Sol 248,21 255,13 2, Sağ 234,42 255,13 8,83 63

7 7075-T6 alüminyum malzemeden üretilen kiriş için Von-Mises gerilme dağılımı Şekil 6'da, dikey kenarı çelik ile değiştirilmiş kiriş için gerilme dayanımı Şekil 7'de gösterilmiştir. Şekil 6 : Alüminyum Malzeme Von-Mises Gerilme Dağılımı Şekil 7 : Çelik Malzeme Von-Mises Gerilme Dağılımı Malzemesi değiştirilen bölge için Von-Mises gerilme dağılımı çelik kullanılmadan önce Şekil 8'de kullanıldıktan sonra ise Şekil 9'daki Von-Mises gerilme dağılımı elde edilmiştir. Şekil 8 : 7075-T6 Alüminyum malzeme Von-Mises gerilme dağılımı 64

8 Şekil 9 : 4130 Forged Steel Malzeme Von-Mises Gerilme Dağılımı Analiz sonuçları incelendiğinde malzemesi değiştirilen bölgenin gerilme yoğunluğunun 250 MPa seviyelerinden 200 MPa seviyelerini azaldığı görülmektedir. Alüminyum çelik malzemeye göre daha sünek olduğu için deformasyon miktarıda azalmıştır. Maksimum gerilme 450 MPa civarında çok lokal bir bölgede kalmıştır. Bu lokal bölgeler haricinde gerilme değerleri 350 MPa değerini aşmadığı görülmektedir. Malzemelerin S-N grafikleri incelendiğinde bu gerilme değerlerinde alüminyumun kullanım ömrü çelik malzemenin yanında oldukca kısa kalmaktadır. Grafik 2 de 4130 St ve 7075 Al için S-N eğrileri maksimum yükleme altında oluşan gerilme şartlarında çeliğin çevrim sayısının üzerinde kaldığı görülmektedir. Grafik 2 : 4130 St ve 7075 Al için S-N grafiği (Fatigue Life Data, 2015) SONUÇ T-38 uçaklarının harbe hazırlık eğitimlerinde kullanılmaya başlanılmasından dolayı yapısal parçaları farklı yüklere maruz kalmaya başlamıştır. Uçak kullanım ömrünü uzatmak amacıyla longeronunun dikey kısmı (Al 7075-T6) çeşitli oranlarda 4130 Forged Steel ile değiştirilmiştir. Paket program yardımıyla sonlu elemanlara ayrılan longeron CAD modeli NASTRAN ile çözülmüştür. Yer değiştirme, gerilme ve gerinim değerleri göz önüne alınarak sonuçlar elde edilmiştir. Gerilme sonuçları elde edilerek statik yükler altında yorulma dayanımı incelenmiştir. Gerilme dağılımı önemli ölçüde değişmediği 65

9 gözlemlenmiştir. Orijinal parça çevrim sayısında kullanılırken çelik kullanımda yaklaşık sonsuz ömürlü hale gelmektedir. T-38 uçağının yatay longeronun dikey kısmı çelik malzeme ile değiştirilerek yorulma dayanımı arttırılmıştır. Üretimi eski olan bu uçaklar yapılan yapısal modernizasyonlar ile kullanım ömrü arttırılmıştır. İleriki çalışmalarda kiriş üzerinde çatlağın yorulma ömrü üzerindeki etkileri incelenerek analizler tekrarlanacaktır. KAYNAKLAR Bedke, C. M. (2009). United States Air Force Aircraft Accident Investigation Board Report. Aerospace Accident Investigations. Butler, A. (2015, Nisan 6). T-X Competition Fierce Despite GD, Alenia Split. Aviation Week & Space Technology. Davis, J. R. (1996). ASM Specialty Handbook. içinde Davis & Associates. asm.matweb.com: adresinden alındı Fatigue Life Data. (2015, Nisan). icme.hpc.msstate.edu. adresinden alındı Gill, T. (1996). Pacer Classic aims for 50-year life: Measures to extend the life of the USAF's fleet of Northrop Grumman T-38 Talon advanced jet trainer aircraft. JANES DEFENCE SYSTEMS MODERNISATION. Grumman, N. (2009, Nisan 14). DefenceTalk. adresinden alındı Nakasone, J. D. (1978). T-38 Center Fusulage Nastran Model Validation. California: Northrop Corporation Aircraft Group. Niu, M. C. (1988). Airframe Structural Design. Conmilit Press LTD. TAI'nin Sesi. (2008). ARI Projesi'nin Ön Tasarım Gözden Geçirme Toplantısı. TAI'nin Sesi, 13. Thordarson, S. (1964). Center Fusulage Report. Northrop Norair. 66