Bir Uçak Gövde Panelinin Yorulma Ömrüne Göçüklerin Etkisinin İncelenmesi

Abstract

Uçaklar uçuşları ve yerdeki hareketleri sırasında çeşitli cisimlerin çarpması nedeniyle darbelere maruz kalırlar. Çarpan bu cisimler çeşitli boyutlarda ve farklı bölgelerde yapısal hasarlara sebebiyet vermektedir. Bu nedenle bahsedilen hasarların tamir gereksinimlerinin belirlenmesi ve gerekli tamir talimatlarının hazırlanması uçağın uçuşa elverişliliğinin sürdürülmesi için önem arz etmektedir. Bu doğrultuda uçak üreticileri yapısal hasarların değerlendirilebilmesi için Yapısal Tamir El Kitapları (SRM) oluşturmuşlardır. Bu el kitabında yukarıda bahsedilen hasarların kabul edilebilirliği ve tamir yöntemleri detaylı olarak anlatılmaktadır. Bu çalışmada Airbus A321-231 gövde panelinin 27.-28. çerçeveleri (frame) ve 7.-8. takviye kirişleri (stringer) arasında kalan bölge ele alınmıştır. Göçük oluşturulması için 25 mm çapındaki bir küre gövdeye bastırılmıştır. Belirlenen bölge göçük ve basınç yükü altında Ansys 12.1 yazılımı kullanılarak sonlu elemanlar yöntemiyle ile analiz edilerek kalıcı von mises gerilme değeri hesaplanmış; kaç çevrim yorulma ömrü olduğu belirlenmiştir. Elde edilen değerler SRM el kitabı ile kıyaslanmıştır. Ayrıca çarpışma sonrasında kalıcı deformasyon değerleri çeşitli SRM limitleri için hesaplanmıştır. Bu çalışmada uçağın üzerinde etki eden aerodinamik ve ağırlık yüklerinin takviye kirişleri ve çerçeve tarafından taşınıldığı varsayılmış olup, yorulma analizi için bu yükler ihmal edilmiştir. Gövde paneline yorulma analizinin yapılabilmesi ve uçağın iniş ve kalkışının modellenebilmesi için 574 milibar basınç yükü uygulanmıştır. Basınç yükü uygulanan gövde paneli köşelerinden ankastre olarak mesnetlenmiştir. Ayrıca panel, çerçeve ve takviye kirişleri 3 boyutlu katı elemanlar (Solid 185) ile modellenmiştir. Çözüm ağı için toplamda 20986 eleman ve 43353 düğüm noktası kullanılmıştır. Ayrıca daha doğru sonuçların elde edilebilmesi için kalınlık boyunca 2 eleman kullanılmıştır. SRM el kitabında yakın ve uzak olarak iki bölge tanımlanmıştır. Yakın bölge çerçeve veya takviye kirişinden en fazla 15 mm mesafede olan noktalar ve uzak bölge bu mesafeden daha uzak konumdaki noktalar olarak tanımlanmıştır. Uzak ve yakın bölgedeki göçük derinliklerine göre çeşitli tamir ve kontroller bulunmaktadır. SRM el kitabına göre, araştırmaya konu olan hasarlı kısım için uzak bölgede 0-2,5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrimde bir kontrol istenmekte olup, 2,5-5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrim içerisinde tamir istenmektedir. Ayrıca 5-8 mm arasındaki göçük değerleri için 50 çevrim içerisinde tamir istenmiş olup, 8 mm üzerindeki göçükler için Airbus ile temasa geçilmesi ve özel tamir istenmesi talep edilmektedir. Diğer yandan yakın bölge için 0-5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrim içerisinde tamir istenmektedir. 5-8 mm arasındaki göçükler için 50 çevrim içerisinde tamir istenmiş olup, 8 mm üzerindeki göçükler için Airbus ile temasa geçilmesi ve duruma özel tamir istenmesi talep edilmektedir. Yapıalan analzler sonucunda uzak noktalara kıyasla yakın noktalar için daha yüksek von Mises gerilmesi ve daha düşük yorulma ömrü değerleri elde edilmiştir. Ayrıca çeşitli bölgelere uygulanan deformasyonların kalıcı deformasyona dönüşmesi yakın bölgelerede daha fazla ortaya çıkmıştır. Elde edilen değerlere bakıldığında ve bu değerler SRM el kitabına kıyaslandığında bu değerlerin iki çalışma arasındaki bağlantının bulunabilmesi açısından yol gösterici olduğu görülmektedir. Ayrıca SRM el kitabının 53-21-11 bölümünde yakın ve uzak nokta tamirlerinde belirtildiği gibi, yakın noktaya uzak noktaya kıyasla bakıldığı zaman buradaki von Mises gerilme değerlerinin daha yüksek ve emniyet faktörlerinin daha küçük olduğu görülmektedir. Bu nedenle 0-5 mm arasında kalan yakın bölge göçük değerlerinin tamiri için SRM el kitabında 3000 çevrim (cycle) içerisinde tamir istenmiş olmasına rağmen, uzak nokta değerlerinde aynı tamir 2,5-5 mm arasındaki değerler için istenmektedir. Ayrıca uzak noktada 0-2,5 mm arasında kalan göçükler için sadece kontrol istenmektedir. Bunun sebebi ise buradaki gerilme değerinin çok yüksek olmaması ve emniyet faktörünün çok düşmemesidir. Ayrıca panel yorulma ömrü göçük sonrası yorulma ömrü ile kıyaslandığında aynı sonuçlara ereişilebilmektedir. Yani yakın bölge incelendiği zaman bu bölgede malzeme ömrünün daha küçük göçük değerleri altında daha çok azaldığı görülmektedir. Buna bağlı olarak SRM iki farklı bölge için iki farklı tamir prosedürü vermekte olup, bu değer hesaplanan emniyet faktörü, von Mises gerilmesi ve yorulma ömrü ile aynı doğrultuda sonuçlar vermektedir. Son olarak 25 mm çapındaki bir küre yukarıda belirtilen gövde panelinin yakın, limit ve uzak bölgesinde farkli SRM limitleri doğrultusunda gövdeye bastırılarak oluşacak kalıcı yer değiştirme değerleri elde edilmiştir. Elde edilen kalıcı deformasyonun başta küreye uygulanan yer değiştirme oranından deformasyon oranları elde edilmiştir. Bu deformasyon oranlarına bakıldığında aynı statik deformasyon altında yakın bölgede en büyük kalıcı deformasyon değerinin elde edildiği görülmektedir. Ayrıca limit bölge, yakın bölgeye yakın sonuçlar vermektedir. Uzak noktalara bakıldığında deformasyon oranının ciddi şekilde düştüğü görülmektdir. Deformasyon oranlarına bakıldığında bu değerlerin Yapısal Tamir El Kitabını doğrular biçimde değerler ortaya koyduğu görülmektedir. Yani takviye kirişi ve çerçevelere yaklaşıldığında verilen statik deformasyon değerine göre oluşan kalıcı deformasyon değeri artmaktadır. Ayrıca yakın noktalarda bu bölgede bulunan perçin ve yapısal bağlantı elemanlarına daha çok hasar oluştuğu ve bu nedenle bu noktaların her zaman daha yüksek bir güvenlik katsayısına sahip olmaları gerektiği görülmüştür. Bu çalışma sonuçları benzer çalışmalara ışık tutmak ile birlikte uçak tasarımı çalışmalarının hasar toleransı çalışmaları için yardımcı bir rol oynayabilir. Benzer çalışmalar uçağın farklı yapısal bölgelerinde yapıldığı taktirde, Airbus Yapısal Tamir El Kitabında (SRM) gibi bir el kitabının oluşturulmasında yardımcı olabilir. Bu çalışmalar sayesinde üretilen veya ürertimi planlanan bir uçak için üretim sonrasında karşılaşılabilen hasarlar ile ilgili tolerans değerleri belirlenebilir ve son kullanıcı için bir tamir ve inceleme prosedürü belirlenebilir. Bu sayede oluşan hasarların toleransının bilinmesi nedeni ile yapısal sebeplerden ortaya çıkması muhtemel olan kazalar ve ciddi olaylar engellenebilir veya büyük oranlarda azaltılabilir. Ayrıca çalışma sonucunda elde edilen değerlere göre güvenlik limitleri dahilinde olan göçükler için herhangi bir tamirin yapılmasına gerek olmadığı görülmüş olup, bu kararın verilebilmesi ile tamir maliyetleri ciddi şekilde azaltılabilmektedir. Tasarım esnasında göçükler ve benzeri hasarların yorulma ömrüne olan etkisinin incelenmesi ile tamir maliyetleri ciddi ölçüde azaltılabilmektedir.

Aircrafts are subjected to different objects and impacts during flight and ground movements. These objects are causing to structural damages with different sizes and in different areas of aircraft structure. For this reason, preparing repair procedures and repair methods are so crucial for continuing airworthiness of aircraft. Aircraft manufacturers has prepaired Structural Repair Manuals (SRM) in order to find related information about such defects. Repair procedures and defect limits are described in detail in this manual. SRM is prepaired by manufacturer and revised perriodically by using feedback from operators and legal improvements. Also structural damages have large and crucial effect in the design part of the aircraft manufacturing. Since all structural parts must stand against difference forces acting on them in ground and air, the manufacturer must know how structural defects affect the fatigue life of different parts of aircrafts. This information will help them to improve the design and use the best material in different structural parts of the aircraft according to their behaviour against different forces acting on them. Also continuing airworthiness of the aircraft depends also on the structural stability of the aircraft which is inspected also by Civil Aviation Authorities in order to become sure about the safety of the flight. This means that after manufacturing of the aircraft, the operator must know how to interact with different type of structural damages and they must know the limits of these damages in order to perform related repairs for achivieng contiuing airworthiness. Airbus A321-231 airframe pannel which is between frame 27-28 and stringer 7-8 is used in this study. Dent is created by pressing 25 mm diameter sphere into the above mentioned pannel. This pannel is moddeled in Ansys 12.1 by using finite elements method. Von Mises stress value and fatigue life is evaluted and given in order to estimate the life and needed repair methodology. Results retriven from Ansys 12.1 are compared with Airbus Structural Repair Manual (SRM). Permanent deformation values which are found from impact are also analysied for different SRM limits. Two different areas are described in SRM as near and far area. Near area is described as areas which are 15 mm or less far from stringer or frame and far area is described as areas which are more than 15 mm far from stringer or frame. There are different type of repair and inspection for near and far areas. According to SRM, for far points and dents with depht between 0-2,5 mm, the dented area must be inspected in every 3000 flight cycle and repaired if any defect found. For dents with depht between 2,5-5 mm, the dented area must be repaired in 3000 flight cycle. For dents with depht between 5-8 mm, the dented area must be repaired in 50 flight cycle and finally for dents with depht of more than 8 mm the operator must contact with airbus in order to ask special repair procedure which is not described in SRM. Besides, for near points and dents with depht between 0-5 mm, the dented area must be repaird in 3000 flight cycle. For dents with depht between 5-8 mm, the dented area must be repaired in 50 flight cycle and finally for dents with depht of more than 8 mm the operator must contact with airbus in order to ask special repair procedure which is not described in SRM. In order to calculate the depht of the dent, depht gauge tool is used by technicians and related values is recorded into technical log pages. These type of tools are calibrated and accurate tools which give nearly the exact value which is needed for the relatd repair. The engineering department analyze these values according to the related structural repair manual page and decides on the type of repairing which is needed for this kind of dent. All of the structural repairs are classified in three different categories. These categories are A, B and C categories. For A category repairs, after repair there is no need for any extra inspection and control and it is just recorded by engineering department for future use. For B category repairs, the reapair must be controlled after specific flight hour and flight cycle which depends on the damaged part and its specification. C type of repairs are temperoary repairs and need to perform permanent repair after specific flight hour and flight cycle according to the requirement of structural repair manual. After performing C type repair, it is needed to inform the type holder and get repair approval sheet from the manufacturer. In this study the aerodynamic loads and the weight of aircraft is neglected, since it is assumed that these loads are carried by stringers and frames. In order to modelling the take off and landing of aircraft and perform fatigue analys for desired aircraft structure panel; 574 millibar pressure is applied on the surface of the pannel. The pannel is fixed supprot from all sides. The aircraft structure pannel is modelled by 3d solid elements (Solid 185) and 20986 element and 43353 node is created. For achiveing the best results, the panel is diveded to two elements along its thickness. Analysys results show that the far point have lower von Mises stress value and higher life cycle comparing with the near point. The permanent displacement also shows the same manner and it is much more in near point comparing with the far point. Von mises stress, fatigue life and safety factor is found by using Ansys 12.1 software for near and far point. For near points and dent depth between 0-4 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 152,76-195,09 MPa, 0,46-0,36 and 429810-138200 cycle. For dent depth between 5-8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 203,06-245,24 MPa, 0,34-0,29 and 83293-645 cycle. For dents larger than 8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 273,8 MPa, 0,26 and 309 cycle. Adittionaly, for far points and dent depht between 0-3 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 152,76-178,18 MPa, 0,88-0,39 and 429810-254650 cycle. For dent depth between 4-5 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 180,34-186,15 MPa, 0,39-0,38 and 239760-199760 cycle. For dent depth between 6-8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 198,4-209,95 MPa, 0,35-0,33 and 115390-35780 cycle. For dents larger than 8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 215,89 MPa, 0,32 and 990 cycle. By evaluating these values it can be found that these values are parallel with SRM limits and can help to find relation between these two studies. Also, according to Airbus SRM 53-21-11 it can be claimed that von Mises stress value is bigger and safety factor is smaller in near area compared with far area. For this reason, for dents with depht of 0-5 mm in near area repair is required in 3000 flight cycle, but the same repair is requested for dents in far area with depht of 2,5-5 mm. On the other hand, only inspection is required in every 3000 flight cycle for dents with depth of 0-2,5 mm for far points. As you can see in the results, the reason of not requesting repair in far area is that the von Mises stress is lower and safety factor is higher than the near area. The same results can be found by comparing pannel fatigue life with dented pannel fatigue life. When near point is evaluated, it can definietly seen that the fatigue life for near point is lower than the fatigue life of far point for the same dent depht. Accordingly SRM has given two different type of repair for these two different points which are nearly the same as the results found in this theses like, von mises stress, safety factor and fatigue life. Finally, permanent deformation is found by pressing 25 mm sphere into the different areas of the pannel. These areas are near, limit and far parts of the panel which are described in SRM. Deformation ratio is found by dividing the permanent deformation into the given displacement. Deformation ratio is calculated for 14 different points of the pannel which are in different areas described here. Since the selected panel is symetrical these points will represent the behavior of the whole pannel. The biggest deformation ratior for near ponit is found as 0,54, for limit point as 0,52 and for far point as 0,35. Evaluating these deformation ratio values shows that the biggest deformation ratio under the static displacement of the sphere is in the near area. Limit area gives the deformation ratio near to the near are. Deformation ratio is too low in the far area. Comparing deformation ratios in near, limit and far area with SRM shows that these values are conforming the methods given in the manual and results can be trusted. As the sphere is pressed closer and accordingly dent is created closer to the stringer and frame area, the deformation ratio becomes bigger. On the other hand, in analyis performed in near area, it is obvious that the defects are formed much more near rivets and in connection points. That is why near are has to have bigger safety factor in order to not fail in high stress values. This study can cast a new light to the same studies and help to find damage tolerans for aircraft structrue which can help to design better structural frames and pannels. By performing the same analysis to different parts of the aircraft, a manula like Airbus SRM can be created for the desired aircraft. Using these values can help to find damage tolerans and repair procedure for designed or aircraft to be designed and will help operator to have required repair and inspection procedures. Finally by the help of such manual, potential accidents and incidents can be prevented or decreased remarkably and also the future of aircraft design depends of such studies in order to find the best design and the best material which can be used in the aircraft. Maintenance cost is also one of the most important element in designing and operating the aircraft. By evaluating the fatigue life of the aircraft after different type of the defects, optinal and unnecessary repairs can be predicted. By eliminating these unnecessary repirs the maintenance cost can effectively drop down. Also this can help to save cost from these sources and forward these sources to the areas which are weak and need to improve in order to have a safe and reliable flight. Finally by improving these type of analysis, the future of aircraft design and maintenance can be much more safe and cost effective. Also these anaylisis are needed to predict the behaviour of the different parts of aircraft and improve these related parts according to these results and make the aircraft much more predictable in both designing and maintenance part of the aircraft operation. Besides, this will help to obtain continous airworthiness of the aircraft in best conditions.