Tabakalı Silindirik Kabukların Yapısal Analizi

Abstract

Tabakalı silindirik kabuklar; uçaklar, uzay araçları, denizaltılar, makine kaplamaları, inşaat yapıları ve otomobiller gibi bir çok yapıda kullanıldığından, araştırmalar bu konu üzerine yoğunlaşmıştır. Bu çalışma fiber takviyeli silindirik kabuklar üzerine temel bir araştırmadır. Çalışmanın ilk iki bölümünde, genel malzeme özellikleri ve fiber-takviyeli kompozit malzemeler tanıtılmıştır. Kabuğa ait bir tabakanın elastik sabitleri mikromekanik analizle elde edilmiştir. Bir tabakadan, tabakalı kabuğa geçiş için Tabakalı Kabuk Teorisi kullanılmıştır. Daha sonra, silindirik kabuktan alınan ve üzerine kuvvet ve moment etkiyen birim elemanın geometrisinden denge denklemleri oluşturulmuştur. Sonra bu denge denklemleri ve yer değiştirme fonksiyonları kullanılarak hareket denklemleri elde edilmiştir. Analiz bölümünde ise; farklı eğriliklere sahip ortotropik artı-tabakalı silindirik kabuklar, sonlu elemanlar yöntemini kullan ANSYS 8.0 programıyla analiz edilmiştir. Analizde farklı eğrilik açılarına sahip altı tabakalı kabuk modeli oluşturulmuş ve bunların farklı sınır koşullarında doğal frekansları; yayılı-tekil-şerit yük altında gerilme ve çökme sonuçları bulunup karşılaştırılmıştır. Kabuğun çökme ve gerilmesinde; sınır şartlarının, kabuk kamburluğunun ve fiber diziliminin etkisi farklı yüklemeler için ayrı ayrı tesbit edilmiştir.Because of the many structures are used in aircrafts, spacecrafts, submarines, and surface ships to machine components, civil structures, automobiles-focus are made from fiber-reinforced curved composite materials, studies focus on composite panels. In this study, the curved composite panels were represented. This study is a base research of the fiber-reinforced curved composite panels. In the first two parts of the study, general material properties and fiber-reinforced composites are represented. Then, the elestic properties of a lamina were determined by using micromechanics. Classical Lamination Theory (CLT) is used to analyse a laminate based on the lamina that make-up the laminate. . Using the geometry of a unit shell element of a curved panel, which is under force and moment resultans, equations of equilibrum were constituted. Then equations of motions of the panel are formed using displecement fuctions. In the analysis part, the ortotropic cross-ply laminated circular cylindrical panels, which have different radius were analysed by using ANSYS 8.0 program that use finite element method. In the analysis, natural frequencies of the six panel were obtained. And, natural freqencies of these panels are compared with each others . Also, a distributed force was applied to the each of laminated panels. Maksimum deflections and maksimum stresses of curved panels are found and the results were compared.