Malzeme özellikleri sıcaklığa bağlı olan katmanlı kompozit bir plağın çırpınma analizi

Abstract

Bu çalışmada, malzeme özellikleri sıcaklığa bağlı olan, katmanlı kompozit dikdörtgen şeklindeki bir plağın aeroelastik davranışı incelenmiştir. Plak denklemleri homojen malzeme, küçük yer değiştirmeler için, Kirchhoff yaklaşımı kullanılarak elde edilmiştir. Uniform ve lineer sıcaklık dağılımları düşünülmüş, elyaf ve bağlayıcının malzeme özelliklerinin sıcaklığa bağlı olarak değiştiği kabul edilmiştir. Aerodinamik kuvvetler piston teorisi kullanılarak ifade edilmiştir. Hareket denklemleri Hamilton ilkesi kullanılarak türetilmiştir. Denklemler sonlu elemanlar metodu kullanılarak çözülmüştür. Katmanlı kompozit plaklar sekiz düğüm noktalı, toplam otuz iki serbestlik dereceli, Semiloof ince kabuk elemanlarla modellenmiştir. Elde edilen serbest titreşim sonuçlan literatürdeki sonuçlarla uyum içindedir. Açıklık oranının, sıcaklık dağılımının ve katmanlama etkilerinin çırpınma sının üzerindeki etkileri araştmlmıştır. Çırpınma, açıklık oranı arttıkça daha yüksek dinamik basınçlarda meydana gelmektedir. Plaktaki yüksek sıcaklıklar çırpınma sınınnın düşmesine sebep olmaktadır. Sabit kalınlıktaki bir plak için, katman sayısı belli bir katman sayısına kadar çırpınma sınmnı etkilemektedir.

This study is concerned with the aeroelastic behaviour of a laminated composite rectangular plate with temperature dependent material properties. Plate equations for homogenous lineer elastic material and small deformations are derived in the frame of the Kirchhoff theory. Uniform and lineer temperature distributions are considered on the layered composite plate and it is assumed that the material properties of fiber and matrix vary with the temperature. The aerodynamic forces are obtained by the piston theory. Equations of motion are derived in the varitional form by the use of the Hamilton principle. The Equations are solved using the finite element method. The laminated composite plates are discretized with the Semiloof thin shell elements with eight nodes and a total of thirty-eight degrees of freedom. The free vibration results are in a good agreement with the results of literature. The effects of aspect ratio, temperature distribution and lamination on the flutter boundary have been examined. The dynamic pressure occuring the flutter increases while the aspect ratio increases. The high temperature on the plate results in a decrease of the flutter boundary. The number of laminate for a constant plate thickness effects the flutter boundary until a certain laminate number.