Turaç İnsansız Hava Aracının Yapısal Modelinin Hazırlanması Ve Analizlerinin Yapılması

Abstract

Günümüzde hava aracı tasarımı ve üretimi hız kazanmıştır. Gelişen teknoloji ile çok çeşitli tasarımlar ortaya çıkmıştır. Hava aracı gelişiminde insansız hava araçları da ilgi odağı olmuştur. İnsansız hava araçlarının üretim ve işletme maliyetinin daha düşük olması müşteriler için cazip gelmektedir. Ayrıca insan hayatının riske atılmaması bu araçları güvenilir göstermektedir. Kendilerine ait görevleri yapabilmeleri için esnek tasarımlar ortaya konması kullanım alanını da genişletmiştir. Tarım sektöründe, haritalama çalışmalarında, reklam çekimlerinde, gözetleme ve savunma amacı ile çeşitli alanlarda kullanmak mümkündür. Bunların yanında insan hayatı için tehlikeli görevlerde rahatça kullanılabilmektedir. Bu doğrultuda tasarlanan ve geliştirilen TURAÇ, T. C. Bilim, Sanayii ve Teknoloji Bakanlığı tarafından desteklenen dikey iniş-kalkış yapabilen İnsansız Hava Aracıdır. TURAÇ uçan kanat tasarımına sahip olduğu için aerodinamik olarak oldukça verimlidir. Çıkarılıp takılabilen kanatları sayesinde göreve uyumlu kanatlar takılarak görevini enerjiyi en verimli şekilde kullanarak tamamlamaktadır. TURAÇ tasarımı gereği hem dikey hem yatay uçuş yapabilmektedir. Bu özellik pist ihtiyacını ortadan kaldırdırdığı için her yerde rahatça kullanım imkânı vermektedir. Kullandığı melez sistem ile hem elektrikli hem de yakıt pilli çalışabilmektedir. Bu özelliği ile hem daha sessiz çalışarak gürültü kirliliği yapmamakta hem de gaz salınımı en az düzeyde olduğu için çevreyi kirletmemektedir. Üzerinde barındırdığı otopilot sistemi ile uçuş sırasında insan hatasını en aza indirmektedir. Katlanabilir iniş takımı ve burun kısmında yer alan esnek paralı ağırlık taşımak için kullanılan bölümleri estetik görünümünü bozmamaktadır. Ayrıca bu kısımlar minimum sürükleme yaratacak şekilde tasarlanmıştır. Bu çalışmada TURAÇ insansız hava aracının tasarım sürecinin bir parçası olan yapısal modeli hazırlanarak yapısal analizleri yapılmıştır. Modelleme büyük oranda sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak yapılmıştır. Modelleme sırasında yapılan kabullerden ve kullanılan teorilerden bahsedilmiştir. Sonlu Elemanlar Yöntemi, çeşitli mühendislik problemlerine kabul edilebilir bir yaklaşımla çözüm arayan bir sayısal çözüm yöntemidir. Karmaşık geometrideki yapıların çözümünü kolaylaştırdığı için ve birçok probleme uygulanabilmesinden dolayı tercih edilen bir yöntemdir. Yapısal analizlerin birçoğunun bu yöntem ile kolaylıkla modellenmesi ve hızlı sonuçların alınması mümkündür. Çalışmanın ilk bölümünde insansız hava araçlarından bahsedilmiştir. Günümüzdeki insansız hava araçların genel özelliklerine değinilmiştir. T. C. Bilim, Sanayii ve Teknoloji Bakanlığı tarafından desteklenen dikey iniş-kalkış yapabilen İHA olan Turaç'ın genel özelliklerine yer verilmiştir. Turaç'ın diğer İHA'lardan farkı açıklanarak üstün özellikleri vurgulanmıştır. Çalışmanın asıl konusunu oluşturan yapısal sonlu elemanlar ağının oluşturulması ve yapısal analizlerin yapılması ile ilgili literatür çalışmasına yer verilmiştir. Bu doğrultuda geçmişte yapılan benzer çalışmalardan bahsedilmiştir. İkinci bölümde uçak yapısını oluşturan kompozit malzemelerin analiz ve değerlendirmelerin anlaşılması için klasik laminasyon teorisi üzerinde durulmuştur. Klasik laminasyon teorisinin kabullerinden bahsedilmiştir. Lamina mekanik özelliklerinin elde edilmesi adım adım gösterilmiştir. Çalışmanın üçüncü bölümünde kompozit malzemelerin kırılma mekaniği üzerinde durulmuştur. Monolitik kompozit ve sandviç kompozit malzemeler tanımlanmıştır. Her iki malzemeden oluşan yapıların göçme teorileri detaylı incelenmiştir. Özellikle katmanlı kompozit malzemeler için kullanılan Tsai-Wu ve Tsai Hill gibi göçme teorilerinden bahsedilmiştir. Bunların yanında çekirdek malzeme olarak bal peteği yapı içeren sandviç kompozit yapılar için kullanılan yüzey kırışması ve hücre içi burkulması gibi göçme teorilerinden bahsedilmiştir. Her iki kompozit yapılar için uygun göçme teorilerinin kırılma indisi ifadelerine yer verilmiştir. Dördüncü bölümde uçağın sonlu eleman (SE) ağının oluşturulmasından bahsedilmiştir. Catia Cad programında çizilen geometri MSC Patran ön işlemci programına içeri aktarılmıştır. Geometri 10 mm boyunda sonlu elemanlara ayrılmıştır. Tasarım doğrultusunda kompozit malzemeler tanımlanmıştır. FLUENT paket programı yardımı ile hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) metodu kullanılarak elde edilen basınç yükleri modele entegre edilmiştir. Basınç yükleri ile birlikte motor itki kuvveti ve g yükü uygulanmıştır. SE modelinin modal ve statik analizleri yapılmıştır. Uçağın CAD programında hazırlanan üretim modeli, sonlu eleman modeline uygun hale getirilmiştir. Katı çözüm ağı hazırlamak hem daha zor hem de zaman ve hafıza sorununa sebep olacağı için yüzey modelleme tercih edilmiştir. CAD programında oluşturulan katı modelden yüzeyler elde edilerek iki boyutlu sonlu eleman problemi olarak ele alınmıştır. Modelleme için dış yüzeyler kullanılmıştır. Bu model dış kabuk yüzeyler, kaburgalar ve kirişler gibi yapısal açıdan önemli parçaları içermektedir. Modellenme sırasında uçağın simetrik olmasından faydalanılarak yarı modeli üzerinde çözüm ağı oluşturulup orta düzlemine göre simetrisi alınmıştır. Sonlu eleman modeli hazırlanırken eleman boyları oldukça küçük seçilerek yoğun çözüm ağı elde edilmiştir. Böylece sonuçlarda daha fazla çözünürlük ve orta düğüm noktası gerilmelerinin ara değerlemesi daha doğru olmaktadır. Kaba çözüm ağlarında görülen kesme hatası yoğun çözüm ağlarında çok daha azdır. Oluşturulan sonlu eleman modelinde eleman nitelikleri kontrol edilerek daha kaliteli model elde edilmesi hedeflenmiştir. Elemanları kalitesi boy-en oranlarına, çarpıklık açılarına, eğilme açılarına ve incelme oranlarına bakılarak tayin edilmiştir. Ayrıca eleman normalleri kontrol edilmiştir. Uçak malzemesi olarak günümüzde havacılıkta sıkça kullanılan kompozit malzemeler tercih edilmiştir. Kompozit malzemeler yüksek mukavemet ve düşük ağırlık oranı ile başta hava aracı malzemesi olmak üzere birçok alanda kullanılmaktadır. Aracın dış yüzeyinde karbon elyaf-epoksi malzemeler arasına balpeteği yapıların yerleşmesinden oluşan sandviç malzeme konfigürasyonu tercih edilmiştir. Kiriş gibi destek elemanlarında ise çeşitli sayılarda karbon elyaf-epoksi katmanlardan oluşmaktadır. Aracın üzerinde bulunan fakat yapısal açıdan önemli olmayan pil, motor ve elektronik parçalar için tek tek çözüm ağı oluşturulmamış onun yerine yoğunlaştırılmış kütleler olarak modellenmiştir. Dinamik analizlere bu kütleler önemli ölçüde etki etmektedir. Uçak üzerine gelen motor yükü tekil yükler olarak girilirken aerodinamik kaynaklı basınç yükleri hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemi ile hesaplanıp sonlu elemanlar modeline entegre edilmiştir. Bu yüklerin yanında yer çekim ivmesi girilmiştir. Turaç insansız hava aracının sonlu elemanlar modeli oluşturulduktan sonra model üzerinde yapısal analizler yapılmıştır. Bu analizler serbest titreşim analizi, statik analiz ve burkulma analizleridir. Son bölümde yapılan analizlere yer verilmiştir. Serbest titreşim analizi yapılarak aracın doğal frekans ve şekilleri elde edilmiştir. Bu frekans değerlerinin bilinmesi titreşim kaynaklı mühendislik problemlerinin çözülmesini önemli ölçüde etkilemektedir. Doğal frekans ve şekilleri yapının dinamik karakteristiğinde önemli yere sahiptir. Modal analiz yapının titreşim karakteristiğini gösterir. Modal analizin amacı doğal mod şekillerini ve frekanslarını belirlemektir. Karmaşık geometrideki yapıların doğal mod şekilleri ve frekansları Sonlu Elemanlar Metodu (SEM) ile hesaplamak mümkündür. Çalışmada Turaç'ın ilk 10 doğal mod şekli ve frekansları elde edilmiştir. Modal analiz yapıldıktan sonra uçağa gelen çeşitli yükler altında statik analizler yapılmıştır. Statik analizler pozitif ve negatif limit yükleme durumları için gerçekleştirilmiştir. Bu analizler sonucunda araç yapısı üzerindeki maksimum yer değiştirmeler, maksimum gerilme ve gerinim değerleri elde edilmiştir. Bu değerler altında kırılma teorileri ile yapının durumu kontrol edilmiştir. Monolitik kompozit yapılar için Tsai-Wu teorisi kullanılarak kırılma indisi dağılımı elde edilmiştir. Sandviç yapılarda geliştirilen bir kod yardımı ile yüzey kırışması ve hücre içi burkulması gibi sandviç kompozit malzemelerde görülen göçme teorileri incelenmiştir. Sandviç bölgeler içinde kırılma indisi dağılımı elde edilmiştir. Her eleman için kırılma indisleri hesaplanmıştır. En kritik değerler için sonuçlar gösterilmiştir. Sandviç kompozit yapıların analizlerini yapabilmek için visual C# programlama dilinde yazılan kod kullanılmıştır. Sandviç bölgeler için de kırılma indisleri hesaplanmış en kritik bölgeler gösterilmiştir. Gerilme dağılımları ve kırılma indisleri kontrol edildikten sonra yapı üzerinde gerekli iyileştirmeler yapılarak optimizasyona gidilmiştir. Son olarak yapılan yüklemeler altında yapının burkulma karakteristiği incelenmiştir. Özellikle dış kaplama ve kaburgalarda basma gerilmesinden kaynaklanan burkulma problemi olup olmadığı kontrol edilmiştir. Burkulma analizleri uçak kaplaması üzerinden paneller çıkarılarak panellere gelen yük yoğunlukları elde edilmiştir. Kritik yük yoğunluğu ile mukayese edilerek kırılma indisleri bulunmuştur. Yapısal analizler doğrultusunda uçağın yapısal tasarımında değişikliğe gidilmiştir. Uçak görevi boyunca üzerine gelen yükleri emniyetli şekilde taşıması için tasarlanmıştır. Son bölümde ise sonuç ve tartışmalara yer verilmiştir. Analiz sonuçları değerlendirilmiş ve önerilerde bulunulmuştur.

Nowadays, aircraft design and manufacturing have been accelerated. Many different designs have been emerged with the development in technologies. Unmanned aerial vehicles have become main focus in the area of aircraft industry. Manufacturing and operational costs of unmanned aerial vehicles are relatively low, which makes them more enticing for customers. Besides, no human life risks are involved and that shows unmanned aerial vehicles as more reliable. In order to accomplish their desired missions, more flex designs have been carried out and their area of use has been widened. It is possible to use unmanned aerial vehicles in the fields of agriculture, mapping studies, advertisements, spying and defense. In addition to that, unmanned aerial vehicles can be used for the missions which are dangerous for human life. Considering all the information above, TURAC is an unmanned air vehicle supported by T.C. Science, Industry and Technology Ministry, designed and developed to accomplish those dangerous missions and can take-off and land vertically. TURAC is aerodynamically very efficient aircraft due to its flying-wing design. It has exchangeable wings and this lets appropriate wings can be attached for adequate missions. As a result, TURAC can accomplish its mission by using energy most efficiently. Thanks to its design, it is able to fly both vertically and horizontally. This feature abolished the need of a runway and enables the use of any geographic ground. It uses a hybrid system and can be operated by electricity or fuel cells. TURAC does not contaminates its surroundings with noise by being operated more silently and does not cause pollution due to its low gas emission. These two benefits are results of its hybrid system. Moreover, it has its own auto-pilot design which degrades human related errors to minimum. Retractable gear system and flexible stages which are designed to carry payloads and located at nose section, don't disrupt the aesthetical view. Also these parts are designed to create minimum drag force. In this study, as a part of design process, structural model has been designed and analyses have been made for unmanned aerial vehicle, TURAC. Modeling has been carried out mostly by finite element methodologies. More detailed information about assumptions and theories can be found in the modeling section. Finite Element Method (FEM) is a numerical solution method and searches the solution with an approximation in various engineering problems. It simplifies the solution for complex geometries and can be applied to a variety of problems. Due to these two specific benefits, it is a much desired method for solving engineering problems. Most of the structural analyses can be modeled easily and results can be obtained in a fast manner. In the first section of the study, unmanned aerial vehicle technologies are considered. General specifications of these unmanned aerial vehicles are mentioned. Also specifications of TURAC which is supported by T.C. Science, Industry and Technology Ministry, are expressed. Differences between TURAC and other UAV are explained and TURAC's superior characteristics are emphasized. Literature study about meshing and conducting structural analyses is also given in that section. Accordingly, historical and similar studies are mentioned. In the second section, classic laminate theory is elaborated in order to make a clear approach to analyses and assessment of composite materials which constitutes the aircraft structure. The assumptions of classic lamination theory are referred. Obtaining the mechanical properties of laminate is shown step by step. In the third section of the study, failure mechanics of composite materials are described in a detailed way. Monolithic and sandwich composites materials are defined. Failure theories related to both monolithic and sandwich composite materials are investigated elaborately. Especially, Tsai-Wu and Tsai Hill failure theories which are being used for layered composite materials are mentioned. In addition, other failure theories related to sandwich structures which have a core made of honeycomb are also considered, like surface crumpling and in-cell buckling. For both composite structures, break indices are given for appropriate failure theories. In the fourth section, generating finite element mesh for the aircraft is expressed. The geometry drawn with CATIA is imported to MSC PATRAN. The geometry is divided into elements with length of 10 mm. Composite materials are identified towards the design. Using computational fluid dynamics (CFD), pressure loads are obtained and they are integrated to structure by using FLUENT software. Engine thrust and loads due to gravity are also applied. Ultimately, modal and static analyses are conducted for the finite element model. Manufacturing model of the aircraft is prepared in CAD program and it is tailored for the finite element model. Using solid mesh is harder and causes time and memory problems. Therefore surface modeling is preferred to solid meshing. Surfaces are obtained from the model, which is generated by CAD program, and they are considered as a two-dimensional finite element problem. Outer surfaces are used in order to model the structure. This model includes parts, which have importance in structural aspect like skins, ribs and spars. During modeling, it is taken advantage of that the aircraft is symmetric. Using that information, mesh is generated for only the half model. Element lengths are chosen relatively small while preparing the finite element model. Consequently, results have more resolution and interpolation of the middle nodes are more accurate. Round off error which is mostly encountered in the coarse mesh is too little for fine mesh. In finite element model, it is aimed to have more qualified model by checking element properties. Qualities of the elements are determined by considering aspect ratio, warp angle, skew angle and taper. Also normal of the elements are checked. As aircraft material, composite materials that are widely used in today's aviation are chosen. Composite materials are used in many fields like aviation due to their supreme properties. High strength and lightweight are the most important ones of these supreme properties. Outer surface of the vehicle consists of sandwich material configuration. In that configuration, core material is honeycomb structures and face sheet is carbon fiber/epoxy. Other supporting elements like beams are consist of carbon fiber/epoxy. Battery, engine and electronic devices are not important materials in structural aspect but they are located somewhere in the aircraft. For these parts, mesh is not generated one by one. Instead, they are considered as one lumped mass and modeled that way. These masses affect dynamical analyses subsequently. Engine thrust, which affects the aircraft, is entered as a nodal force while aerodynamic forces are calculated by computational fluid dynamics and they are distributed over the finite element model. In addition to these loads, gravity loads are also considered. After generation of the finite element model of the unmanned aerial vehicle TURAC, structural analyses are conducted through model. In order to solve the model, MSC NASTRAN software is used. These analyses are free vibration analysis, static analysis and buckling analyses. Obtained results are not used directly. Especially, for solution of sandwich composite structures appropriate theories are researched and used from literature and program is improved. As a result of these theories interpretations and assessments are made. They are given in the last section. Natural frequencies and mode shapes are obtained by carrying out free vibration analyses. The knowledge of these natural frequencies is important because of they have a great influence on the solutions of the problems caused by vibration. Natural frequencies and mode shapes have an important place in the dynamic characteristic of the structure. Modal analysis gives information about the vibration characteristics of the structure. It aims to determine natural mode frequencies and mode shapes. In complex structures, it is possible to obtain natural frequencies and mode shapes of the structures by using finite element method. In this study, first ten natural frequencies and mode shapes of TURAC is obtained. After completion of modal analysis, static analyses are carried out under various forces. These analyses are conducted with positive and negative limit load scenarios. As a result of these analyses, maximum displacements, maximum stress and strain values obtained under limit load scenarios for TURAC. Considering the values obtained under limit loads, condition of the structure is investigated with failure theories. For monolithic composite structures, Tsai-Wu theory is used and failure indices are obtained. For sandwich structures, a user-friendly code is developed and using that program surface crimpling and intercell buckling failure theories are examined. Failure indices are also obtained for the sandwich parts. Most critical results are given as results. In order to carry out analyses for sandwich parts, a program developed in C# programming language is used. For sandwich composite parts, bottom side crimpling, upper side crimpling, bottom side intercell buckling and upper side intercell buckling theories are investigated and they are shown in the aircraft separately. Stress distributions and failure indices are checked and after that structure is optimized. Eventually, under applied loads buckling characteristics of the structure is investigated. Especially, skins and ribs are examined profoundly for buckling problem. Buckling analyses are conducted by obtaining load density on panels. Then these values compared to critical load density and failure indices are obtained. Under positive and negative limit loading conditions, results are given in table for the panels which buckling problem may occur. According to structural analyses, some minor changes have been applied to structural design of the aircraft. Aircraft is re-designed to sustain the loads safely during its missions. Accordingly, modal analyses, static analyses and buckling analyses are conducted for determining the dynamic characteristics, examining the strength of the aircraft and investigating the instabilities in structure, respectively. Mathematical models used in the analyses are mentioned and theory of the study is explained. In last section of the study, results and discussions are given. Analyses results are interpreted and some suggestions are given.