Farklı geometrilere sahip hibrit uçak kanat kök kaburga yapısı tasarımı ve analizi
Küçük Resim Yok
Tarih
2024
Yazarlar
Dergi Başlığı
Dergi ISSN
Cilt Başlığı
Yayıncı
İnönü Üniversitesi
Erişim Hakkı
info:eu-repo/semantics/openAccess
Özet
Uçak kanat kaburgaları, kanat içine yerleştirilecek yakıt tankı ve iniş takımları gibi sistemler için alan sağlayan, uçak kanatlarına aerodinamik şeklini veren ve kanat üzerine gelen yüklerin dağılımını optimize ederek yapıya destek olarak kanadın yük taşıma kapasitesini arttıran yapısal bir elamandır. Malzeme bilimindeki gelişmeler sayesinde kompozit malzemeler gibi geleneksel malzemelerden daha dayanıklı ve uzun ömürlü malzemeler ortaya çıkmıştır. Bu gelişimler havacılık alanında da devrimsel sonuçlara neden olmuş ve kompozit malzemelerin geleneksel malzemelere kıyasla mükemmel olan özellikleri sayesinde havacılıktaki kullanımı giderek artmıştır. Bu tezin ana konusu, günümüzde hemen hemen her alanda yaygın olarak kullanılan kompozit malzemelerin uçak kanat kaburgaları üzerine olan bir uygulamasıdır. Bu tez çalışmasında farklı geometrilerdeki kompozit uçak kanat kök kaburga yapılarının tasarımı ve analizi ele alınmıştır. Tasarım ve analiz işlemleri, bilgisayar destekli tasarım (CAD) yazılımları ve sonlu elemanlar analizi (FEA) kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Bu tez çalışmasında kullanılan kompozit malzemeler; Karbon Epoksi, Kevlar I Epoksi, Kevlar II Epoksi ve bu üç kompozit malzemenin birleşiminden elde edilen hibrit malzemelerdir. Bununla birlikte kullanılan kompozit malzemelerin fiber açıları 0°,15°,30°,45°,60°,75° ve 90°'dir.
Aircraft wing ribs are a structural element that provides space for systems such as fuel tanks and landing gear to be placed in the wing, gives the aerodynamic shape of aircraft wings and increases the load-bearing capacity of the wing by supporting the structure by optimizing the distribution of loads on the wing. Thanks to the advances in materials science, materials such as composite materials have emerged that are more durable and long-lasting than traditional materials. These developments have also led to revolutionary results in the field of aviation, and the use of composite materials in aviation has gradually increased due to their excellent properties compared to traditional materials. The main topic of this thesis is the application of composite materials, which are widely used in almost every field today, to aircraft wing ribs. In this thesis, the design and analysis of composite aircraft wing root rib structures of different geometries are discussed. The design and analysis operations were carried out using computer aided design (CAD) software and finite element analysis (FEA). The composite materials used in this thesis are Carbon Epoxy, Kevlar I Epoxy, Kevlar II Epoxy and hybrid materials obtained from the combination of these three composite materials. However, the fiber angles of the composite materials used 0°,15°,30°,45°,60°,75° and is 90°.
Aircraft wing ribs are a structural element that provides space for systems such as fuel tanks and landing gear to be placed in the wing, gives the aerodynamic shape of aircraft wings and increases the load-bearing capacity of the wing by supporting the structure by optimizing the distribution of loads on the wing. Thanks to the advances in materials science, materials such as composite materials have emerged that are more durable and long-lasting than traditional materials. These developments have also led to revolutionary results in the field of aviation, and the use of composite materials in aviation has gradually increased due to their excellent properties compared to traditional materials. The main topic of this thesis is the application of composite materials, which are widely used in almost every field today, to aircraft wing ribs. In this thesis, the design and analysis of composite aircraft wing root rib structures of different geometries are discussed. The design and analysis operations were carried out using computer aided design (CAD) software and finite element analysis (FEA). The composite materials used in this thesis are Carbon Epoxy, Kevlar I Epoxy, Kevlar II Epoxy and hybrid materials obtained from the combination of these three composite materials. However, the fiber angles of the composite materials used 0°,15°,30°,45°,60°,75° and is 90°.
Açıklama
Anahtar Kelimeler
Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
