Helikopter Rotor Palalarında Kullanılan Polimer Matrisli Kompozit Malzemelerin Sonlu Elemanlar Yöntemi İle Modellenmesi

Abstract

Gelişmiş helikopter rotor paları genellikle kompozit malzemelerden üretilmektedirler ve yapılarında çeşitli hasarlara neden olabilecek yüksek derecede dinamik ve kararsız aerodinamik çevresel yüklerde çalışmaktadırlar. Bu yükleme şartlarına tekrarlı olarak maruz kalınması kompozit rotor pala yüzey kaplamalarında delaminasyon, çatlak vb. hasarlara neden olabilir. Bu tezin amacı, farklı kompozit rotor pala malzemelerinin, sonlu elemanlar yöntemi ile modellenmesi ve döner kanat yüzey kaplamalarında yaygın olarak kullanılan [(±45/0/90)2] yönlenmesinde dokunmuş karbon elyaf ve [(±45)8] yönlenmesinde dokunmuş cam elyaf takviyeli epoksi matrisli kompozit levhaların çekme ve eğme yükleri altındaki davranışlarının incelenmesidir. Bununla birlikte delaminasyon kusuru içeren malzemelerin davranışları modellenerek kusursuz malzemeler ile karşılaştırılmıştır. Bu simülasyonlar yapılırken ASTM standartları esas alınmış ve buradaki geçerli deney fikstürleri ve numune boyutları kullanılarak simülasyondaki sınır şartları belirlenmiştir. Yapılan simülasyonlarda 2B kabuk ve 3B katı eleman tipleri karşılaştırılmış ve çok katmanlı katı eleman tipinin kullanılmasının daha uygun olduğu gösterilmiştir. Yapılan simülasyonlar neticesinde deneysel çalışmadan elde edilen sonuçlara yakın değerler elde edilmiş ve modelin çalıştığı gösterilmiştir. Aynı servis koşulları altında karbon elyaf takviyeli malzemenin cam elyaf takviyeli malzemeye göre daha yüksek elastiklik modülü değerleri elde edilmiştir. Cam elyafa kıyasla çok daha gevrek yapıdaki karbon elyaf kompozit delaminasyon hasarına karşı duyarlılığı sonlu elemanlar yöntemi ile başarılı olarak modellenmiştir.

Advanced helicopter rotor blades are generally made of composite materials and run under dynamic and instable loading conditions that may cause various damages within the structures. Delamination, fracture and other defects may occur as a result of these working conditions as well as manufacturing errors. The objective of this study is to model various composite materials used for helicopter rotor blades using finite element method. Uniaxial tension and three and four point bending of carbon fiber reinforced epoxy with an stacking sequence of [(±45/0/90)2]; and glass fiber reinforced epoxy with an stacking sequence of [(±45)8], which are commonly used in rotor blade airfoils, are simulated. In addition, effects of delamination are simulated and compared with non-delaminated samples. As testing conditions, ASTM standards are predicated and boundary conditions are determined by means of fixture and sample geometries defined in these standards. As a result of comparison between 2D shell and 3D solid elements, it is found to be more appropriate to use multi-layered solid elements. Carbon fiber reinforced materials display higher elasticity modulus than glass fiber reinforced materials under the same working conditions. Delamination sensitivity of carbon fibers, which are more brittle than glass fibers, is simulated successfully.