Search

Uzun yıllardır modern havacılık ve otomotiv uygulamalarında yüksek dayanıma sahip aynı zamanda kullanıldığı uygulamalara göre hafif malzemeler konusunda çalışmalar sürmüştür. Global sektörde uçak üreticisi olarak lider konumda olan Airbus ve Boeing şirketleri yapısal tasarımlarında kompozit sistemlere ağırlık vermekte ve havacılık-savunma endüstrisinin kompozit konusunda yaptıkları çalışmalar olağan üstü hızda ilerlemektedir. Son yıllarda havacılık sektöründe kompozit malzeme kullanımı yapının %50'sinden fazlasında kullanılabilmektedir. Havacılık sektöründe temel hedef dayanımı yüksek ve yakıta direk etki eden ağırlık konusunda mümkün olan en hafif sistemin devreye alınmasıdır.Sivil havacılıkta yolcu taşıma için kullanılan koltuklar kabin içi uygulamalar olup havayolu işletmelerinin kabin içi seçimleri konusunda standardın dışında konfor ve müşteri beklentileriyle birlikte önem verdikleri kriter koltuğun minimum ağırlığa sahip olmasıdır. Kabin içerisinde 1 kg ağırlık uçağın 1 yıllık operasyonunda ortalama 130 ila 150 USD fazladan yakıt maliyeti yaratmaktadır. Bundan dolayı kabin içi uygulamaların hafifletilmesi için bu çalışma ile standartlara uygun optimum ağırlıkta koltuk sırtlık modelinin geliştirilmesi amaçlanmıştır.Yolcu taşıma amaçlı kullanılan koltuklar sivil havacılık otoriterleri (EASA-FAA vb.) ve uçak üreticileri (Boeing, Airbus, Bombardier vb.) tarafından belirlenmiş olan bazı standartlara ve performanslara uyması gerekmektedir. Koltuklar ve koltuk bileşenleri dinamik, statik, kötüye kullanım ve çevrim yüklerine tabi tutulmaktadır. Bu çalışma ile tasarlanan farklı model koltuk sırtlık sisteminin SAE ARP 5526D standartlarına göre önden, arkadan ve yandan 1340 N ve 890 N, değerlerinde yüklere tabi tutularak yer değiştirme limitleri ve yapısal bozulma olup olmadığına bakılmaktadır.Uçak koltuğunun sırtlık modeli CATIA programı kullanılarak modellenmiş olup bu modele HYPERMESH programında eleman ataması yapılmıştır. Kabuk olarak modellenen ve buna uygun eleman ataması yapılan model ANSYS-Workbench sonlu elemanlar analiz programı kullanılarak ACP modülünde kompozit orta kuşak bölgesinin tasarımı gerçekleştirilmiştir. Model için malzeme ataması, üretimi yapılan karbon prepereg kompozit kuponların ASTM 3039D standartlarına göre çekme testleri sonucunda elde edilen değerlerin karakterizasyonu sonucu hesaplanan mekanik özelliklere göre yapılmıştır. ACP modülünde kompozit prepereg oryantasyonu, kalınlığı, elyaf yönleri ve katman yönlerine ve bağlantılarına karar verilerek modellenmesi sağlanmıştır. Sınır şartları ve yükleme noktaları tanımlanarak kompozit sırtlık için parametrik analiz çalışmaları yürütülmüştür. Temel amaç minimum ağırlıkta ve minimum güvenlik katsayısına sahip modellerin belirlenmesidir. Yapılan çalışmada alüminyum profil ve kompozit orta kuşak için iki farklı modelin minimum ağırlıkta olabileceğine karar verilmiştir. Ek olarak tasarlanan orta kuşak bölgesinde hafifletme amaçlı yapılan boşaltma işleminde yapının dolu modele göre zayıfladığı belirlenmiş olup aynı modelin dolu ve boşaltılmış tasarımlarına göre avantaj ve dezavantajları değerlendirilmiştir. 10 katmanlı ortası boş modelin kompozit hasar uğradığı tespit edilmiş olup, ortası dolu modelle de hasar analizleri yapılarak tasarlana yapı hakkında fikir elde edilmiştir. 10 katmanlı ortası dolu modelde hasar analizleri daha düşük çıksa da matris katmanlarda yine de hasar oluşmuştur. 12 katmanlı ortası boş model ise kompozit hasar limitlerinde kalmıştır. Belirlenen iki model için koltuk sırtlığında bulunan kafa dayama, monitör, monitör mekaniği, yemek masası, sırtlık plastik aksam gibi bileşenlerin noktasal yük olarak atanması ve tasarımın doğal titreşim şekillerine bakılması sağlanmıştır. Buradan konfor durumu değerlendirilerek koltuk sırtlığında olması gereken mod şekilleri hakkında değerlendirme yapılmıştır.Katı model tasarımı yapılan sırtlık sistemi için sivil havacılık otoriterinin belirlemiş olduğu SAE ARP 5526D standartlarına göre yükleri karşılayacak optimum ve en hafif modeller hakkında değerlendirmeler yapılmıştır. For many years, modern aerospace and automotive applications have been studied high strength material application with lightweight options. Airbus and Boeing, which are the leaders in the global sector as aircraft manufacturer, have focused on composite systems in their structural designs and applications. Aerospace and defense industries study on composite applications focus on substantially. In recent years, the use of composite materials in the aviation industry has been used in more than 50% of the structure. Aviation industry aims to put into operation with possible lightest materials as well as with high strength functionality. For the flight operations, more weight application means more consumption of fuel and spend much cost for airline business.There are many ways to classify composite materials. For example, according to the principle of reinforcement; composite materials reinforced with diffusion materials and fiber reinforced materials. It could designed structural and functional composite materials according to different application requirements. If it is classified composite materials on a functional basis, it can be used in thermal, electrical, optical functional composite materials and so on. According to the different preparation processes, it is called as laminated composite materials, winding structural composite materials, extruded composite materials, textile composite materials. Since composite materials do not have isotropic properties, they do not show linear elastic behavior like isotropic properties. Basically, it does not progress linearly in the event of damage and continues until it begins with local damage and reaches final damage. The progressive damage analysis is a method of analysis using the damage assessment criterion based on stress or strain to estimate material damage. In composite material analysis, progressive damage is analyzed using two different methods;- Finite Element Analysis (FEA)- Classical Lamination Theory (CLT)The seats, which are used for passenger transport in civil aviation, are one of cabin interior applications. The airliner choose cabin interior application according to comfort, customer expectations and lightweight options. It means that one kg weight inside of the aircraft cabin; work out cost of 130-150 USD for one-year operations due to fuel consumption. According to this situation, it is aimed to design new lightweight seat backrest model with optimum production cost under the aviation load criteria and standards.Passenger seat must comply with some standards and performances set by Civil Aviation Authorities (EASA-FAA etc.) and aircraft manufacturers (Boeing, Airbus, Bombardier, etc.). Seats and seat components are subject to dynamic, static, abuse and cycle loads, which are any emergency landing loads and operational loads. In this study, the new seat backrest model was subjected to loads of, 1340N and 890N from the front, side and rear location to check displacement limits and structural failure according to SAE ARP 5526D Standards.In this study, aircraft seat backrest 3D model was designed by CATIA tools. For finite element model, HYPERMESH tools was used to assign mesh and combination of model nodes. The model was designed as a shell and a suitable element assigned. This model was suited and ready on ANSYS-Workbench finite element analysis program. ACP tool used to model composite center model of seat back sturcuture. The material designation is based on material characterization which carbon prepereg composite coupon test was applied by tensile tests according to ASTM 3039D Standards. After definition of material properties, test data's got used for material characterization in the program of finite element analysis. In this study, it is aimed to perform composite material tensile tests as close to ASTM 3039D standards and material characterization with the results obtained from tests. This test method is used to determine the in-plane tensile properties of reinforced polymer matrix composite materials with high modulus fibers. According to ASTM 3039D, this method is designed to achieve tensile properties. In addition, this study provides support for research and development, quality assurance, structural design and analysis of products. This method also gives information about the criteria that can affect the material withdrawal values and the reporting of the materials.In the ACP module, composite prepereg orientation, thickness, fiber directions and layer directions and connections are modeled. Boundary conditions and loading points were defined and parametric analysis studies were conducted for the passenger composite seat backrest. The main objective is to identify models with minimum weight and minimum factor of safety. It was decided that two different models for the aluminum profile and composite center part of seat back with minimum weight. While, It was decided that two different models could be at minimum weight for aluminum profile and composite, it has been determined that the structure is weakened due to weigh reduction for middle area. So ,advantages and disadvantages of the same model compared to the full and weight reduction designs have been evaluated. It was found out that the 10-layer mid-hollow model faced with composite damage. Also, 10-layer full-filled model of composite damage analysis was performed with to obtain an idea about the model. Although the damage analysis was lower in the 10-layer full-filled model, the matrix layers still are damaged. The 12-layer mid-hollow model remained within the composite damage limits.It was analysis of best models according to Modal analysis. Two critical design parameters have been determined for the composite backrest system which is subjected to abuse load tests under SAE 5526D standards. 12-layer 0.20 mm thickness and 2.25 mm aluminum profile composite model with 10-layer 0.20 mm thickness and 2.5 mm aluminum profile composite model for the point mass assignment was made by mode shape will be examined. These are the headrest, cushion, seat cover, monitor, monitor frame, monitor bezel, meal table and plastic backrest. Natural frequency ranges are given in certain parts of the human body. Since the backrest system covers the waist area of the human body, the value of 10-12 Hz is the comfort parameter for resonance. According to mode shapes, it can be interpreted that the passenger does not suffer from health problems.As a result, determined best option of secure safety factor and lightest model for the backrest system with respect to SAE ARP 5526D standards, which are determined by the Civil Aviation Authorities. 115

İniş takımları bir uçağın ana parçalarndandır; uçağın yerdeyken desteklenmesine, taksi yapmasına yardımcı olur. Uçağın kalkış ve inişinde en büyük yardımcılarındandır. İniş takımı tasarımında, birçok mühendislik disiplininden faydalanılır. Bunlar; yapısal tasarım, ekonomi, ağırlık optimizasyonu ve uçak pisti vb gibi bir çok mühendislik alanıyla da ilgilidir. İniş takımları uçağın yapısı, aerodinamiği ve otomasyon sistemleriyle karmaşık bir yapıdır.Tezin başlangıç kısmında iniş takımlarının tarihsel süreçteki gelişimlerine kısaca değinilmiştir. Sonrasında iniş takımı tasarlamak için ihtiyacımız olan gereksinmler belirlenmiştir. Bu bölüm de ayrıca tasarım sürecinin nasıl işlediğinin anlatıldığı bir giriş bölümü bulunmaktadır.Üretimi hedeflenen 2-kişilik normal ve akrobasi sınıfı yüksek performans eğitim uçağıdır. Aynı amaçla üretilmiş benzer uçakların literatür araştırması yapılarak incelenmiştir. Belirlenen benzer uçakların iniş takımlarının teknik özellikleri göz önüne alınarak, iniş takımının seçim parametrelerinin belirlenmesinde yardımcı olmuştur.Ardından iniş takımı konfigürasyonları hakkında bilgilendirme yapılarak, bu konfigürasyonlar içinden 2 kişilik yüksek performans eğitim uçağı için en uygun olan, literatür araştırması yardımıyla belirlendi. İniş takımlarının sabit mi yoksa toplanabilir mi olması kararının ardından; toplanabilir iniş takımları için örnek toplanma bölmeleri ve toplanma mekanizmaları örneklendirilmiş ve uygun olanları belirlenmiştir. Bu sayede 2 kişilik yüksek performanslı bir eğitim uçağı için konsept tasarım hemen hemen hazır hale getirildi.Yapılan literarür araştırmasıyla karar verilen, uçağın yapısal konfigürasyonuna göre ana iniş takımlarının konumları belirlenmiş ve yere göre emniyetli yükseklik hakkında bilgi verilmiştir. Hemen arından uçağın ağırlık merkezine göre ön ve arka iniş takımı arasındaki mesafenin belirlenebilmesi ve uçağın yerde iken yanlamasına stabil kalabilmesi için ana iniş takımlarının kendi aralarındaki uzaklığın belirlenebilmesi için formüllere değinilmiştir.Sonraki aşamada, sönümleyiciler hakkında bilgi verilmiş ve uygun olanı seçilmiştir. Sönümleyicilerin boyutlandırması ve sönümleme mesafesi için formüller verilmiştir. Sönümleyiciler iniş takımları için temel bileşenlerdendir. İniş takımının tekerleklerinin boyut ve basınç formüllerine de değinilerek, bu formüller yardımıyla hesaplamalar yapılmıştır.Bir sonraki adımda iniş takımlarının hidrolikleri yardımıyla gerçekleşen çalışma prensipleri hakkında bilgi verilmiştir. İniş takımlarının toplanma ve açılmaları ayrıntılarıyla anlatılmış, kabin içi kontrol paneli ve uyarıcı ışıklardan bahsedilmiştir. İniş takımlarında, acil durumlarda kullanılmak üzere bulunun 2 numaralı hidrolik sistemin ve bunların da yanında elle müdahale için üçüncü bir sisteme ayrıntılarıyla değinilmiştir.İniş takımlarının maruz kalacağı yükleme durumları belirlenmiş, bu durumlar yardımıyla iniş takımlarının ön boyutlandırılması yapılmıştır. Önceki bölümde açıklanan ve belirlenen denklemler kullanılarak uçağın aks açıklığı, tekerlekler arası mesafesi, lastik seçimi, stroke hesabı, yerden yüksekliği ve ağırlık merkezine göre uçak üzerindeki konumu hesaplanmıştır.EASA CS-23 gereksinimleri doğrultusunda iniş takımlarının, uçağın iniş tipine göre maruz kaldığı temel yüklemeler ve bu farklı yükleme senaryoları için mukavemet gereksinimleri hesaplanarak tablo olarak sunulmuştur.Hesaplama sonuçlarına göre iniş takımlarının üç boyutlu çizimi CATIA V5 paket programıyla yapılmıştır. Bu çizim EASA CS-23 iniş takımları yükleme senaryolarından burun iniş takımı için en kritik olanı belirlenerek, Hyperworks yazılımında yapısal statik analiz modeli oluşturularak Altair Hyperworks Optistruct çözücüsü ile kritik yükleme durumu `Implicit Linear Static` olarak analiz edilmiştir.Sistemin yapısal dayanımı; `Explicit Dynamic Analysis` ve `Flexible Multibody Dynamics` adlı iki farklı disiplinle de incelenmiştir.Esnek Çoklu Cisim Dinamiği Analizi iki farklı paket programla yapılarak karşılaştırılmıştır. Bunlardan ilki Altair Motionsolve'dur.Motionsolve ile analiz yapılmadan önce sistem Altair Motionview ile modellendi. Sistemin tesbit noktaları, mafsal noktaları, Craig-Bumpton frekans uygulama noktaları vb modellenmiştir. Mafsalların modellenmesinin ardından dinamik hareket modellendi.Dinamik hareket modeli oluşturulurken izlenen yol olarak da; 0.3 saniye de oleo strut'ın piston içerisindeki mesafe kat edilerek hareket olarak verildi. Motionsolve'da Esnek Çoklu Cisim Dinamiği Analizi(EÇCDA) linear çözücü ile koşturulmaktadır.Elde edilen sonuçlar başka bir EÇCD anaizi yapan program ile karşılaştırılmak istendi.Diğer güvenilir paket program olarak Msc Adams seçildi. Msc Adams ile karşılaştırma yapmak için kontrollü deney yapıldı. Özdeş model kuruldu ve özdeş hareket verildi. Verilen özdeş hareket ile hemen hemen benzer Eşdeğer Şekil Değiştirme Hipotezi gerilmesi(v-M Gerilmesi) sonuçları okundu.Aslında bu sonuçları doğrulamak için testler yapmaya ihtiyacımzı bulunmaktaydı. Ancak test için yeterli süre ve imkan bulunmadığından dolayı Explicit Dinamik Analiz(EDA) ile gerçk fiziğin doğru sınır şartları ile modellenebileceği kanısına varıldı.EDA çözümü Altair Radioss'da yapıldı. Sonlu Elemanlar Modeli(SEM) Hypercrash'de hazırlandı. Burada oleo strut'ın sönüm ve katılık katsayıları EÇCDA ile aynı alındı. Sistemin hareketi modellenirken de Msc Adams ve Altair Motion ile özdeş modellendi.Explicit çözücü koşturulduğunda görüldüki EÇCDA ile v-M Gerilmesi sonuçları örtüşmemektedir.EDA çözücüsü doğrusal olmayan çözücüdür. Sistemin diferansiyel denklemlerinin matrislerini non lineer metotlar ile çözerek itere eder. Her seferinde K matrisi itere edilerek yeni K matrisi elde edilir. Elde edilen bu yeni matris ile system yeniden denkliği sağlayana kadar çözülür. Çelik malzemenin çekme testindeki lineer, non lineer ve plastic davranışı göz önüne alınır. Bu sayede simülasyon, malzemenin gerçek davranışına yakın bir davranış sergiler. EÇCDA analizinde ki metot klasik implicit lineer moteottan farklıdır. Ancak yine de lineer bir metottur. Çözücü burada malzemenin sadece lineer bölgedeki davranışını göz önüne alır. Bu sayede malzemenin gerçek davranışına daha az benzeyen bir mühendislik yaklaşım ortaya çıkar.Tüm bunların yanında; Eşdeğer biçim değiştirme enerjisi değerlendirme kriterine göre AISI 4340 çeliğinden tasarlanan burun iniş takımı, EASA CS-23 sertifikasyon yükleme senaryoları altında ve uyuglanan en zorlayıcı koşullar için sorunsuz bir şekilde işlevini yerine getirmektedir.Analiz sonucu değerlendirilerek tasarımın uygunluğu belirtilmiştir. Landing gears are the main parts of a plane; helping the plane to be supported on the ground, making taxi. It is the greatest helpers in the departure and landing of the aircraft. In the landing gear design, many engineering disciplines are utilized. These are; structural design, economics, weight optimization, and airplane. The landing gear is a complicated structure with aircraft structure, aerodynamics and automation systems.At the beginning of the thesis, the historical development of the landing gears are briefly mentioned. Afterwards we have identified the requirements we need to design the landing gear. This chapter also contains an introductory section that explains how the design process works.Production targeted 2-person normal and acrobatics class is a high performance training plane. The literature of similar aircraft manufactured for the same purpose was investigated. It has helped to determine the selection parameters of the landing gear, taking into account the technical characteristics of the landing gears of similar aircraft.Then, by informing about the landing gear configurations, these configurations were determined with the help of a literature search, which is most suitable for a high performance training plane for 2 persons. Following the decision whether the landing gears can be fixed or collected, sample collection sections and collection mechanisms for collectable landing gear have been exemplified and appropriate ones have been identified. In this view, the concept design for a high performance training flight for 2 persons was almost ready.The positions of the main landing gears according to the structural configuration of the aircraft, which were decided by the literature survey, were determined and information about the safe altitude was given. Immediately afterwards, the formulas are set out so that the distance between the front and rear landing gear can be determined according to the center of gravity of the aircraft, and the distance between the main landing gears can be determined so that the aircraft can be stabilized laterally on the ground.At the next stage, dampers were informed and the appropriate one was selected. Formulas are given for the sizing of dampers and for the damping distance. Dampers are the basic components for landing gear. Dimension and pressure formulas of the wheels of the landing gear are also mentioned and calculated with these formulas. In the next step, information was given on the working principles that were realized with the help of hydraulics of landing gears. The collection and opening of landing gears are described in detail, with the cabin control panel and warning lights.Landing gears are provided for use in emergencies. Hydraulic system No. 2, as well as a third system for manual intervention, is referred to in detail. The loading conditions to which the landing gears will be subjected are determinedand the landing gears are pre-dimensioned with the help of these situations. Using the equations described and described in the previous section, the position of the aircraft on the ground was calculated according to the axle clearance, the inter-wheel distance, the tire selection, the stroke account, the altitude and the center of gravity. In accordance with EASA CS-23 requirements, the basic requirements for landing gear, landing type of aircraft and strength requirements for these different loading scenarios are presented in tables.According to the calculation results, the three-dimensional drawing of the landing gear was carried out with the CATIA V5 package program. This drawing was identified as the most critical for the nose landing gear from the EASA CS-23 landing gear loading scenarios, and the critical loading state was analyzed as `Implicit Linear Static` with the Altair Hyperworks Optistruct solver by creating a structural static analysis model in Hyperworks software. Structural strength of the system is investigated with theese methods. `Explicit Dynamic Analysis` and `Flexible Multibody Dynamics`.The Flexible Multibody Dynamics Analysis was compared with two different package programs. One of is Altair Motionsolve the other is MSc Aadams.Before analyzing with Altair Motionsolve, the system was modeled with Altair Motionview. System fixing points, joint points, Craig-Bumpton frequency application points, etc. are modeled. After the modeling of the joints, the dynamic motion is modeled.As a dynamic motion model is in 0.3 seconds, the distance in the piston of the oleo strut was moved. In Motionsolve, Flexible Multibody Dynamics Analysis (FMBDA) is run with a linear solver. The results were compared with another FMBDA package program.MSc Adams was chosen as the other reliable package program. A controlled experiment was conducted to compare with MSc Adams. The identical model was established and identical movements were made. Almost similar Equivalent Strain Hypothesis strain (v-M Strain) results were obtained with identical motion given. In fact, we needed to do tests to confirm these results. However, since there is not enough time and possibility for the tests, it is decided that Explicit Dynamic Analysis (EDA) can model the real physics with the correct boundary conditions.The EDA solution was done at Altair Radioss. Finite Element Model (FEM) is prepared in Altair Hypercrash. Here, the damping and stiffness coefficients of the oleo strut are the same as those of FMBDA. While modeling the motion of the system, it was modeled identically to MSc Adams and Altair Motion.When the explicit solvent is observed, FMBDA and v-M strain results do not overlap. The EDA solver is the nonlinear solvrüer. The system solves the matrices of differential equations by solving them with nonlinear methods. Each time K matrix is updated to obtain a new K matrix. With this new matrix obtained, the system is resolved until it provides re-balancing. The linear, nonlinear and plastic behavior of the steel material in the tensile test is taken into account. At this point, the simulation shows a behavior that is close to the actual behavior of the material.The method in FMBDA analysis is different from the classical implicit linear motehods. However, it is still a linear analysis. The solver here considers only the behavior of the material in the linear region. In this way, an engineering approach that is less similar to the actual behavior of the material occurs. Besides all these; Designed according to the equivalent shape change energy assessment criteria(v-Mises criteria), the nose landing gear designed from the standard of the AISI 4340 performs under EASA CS-23 certification loading scenarios and works smoothly for the most demanding conditions. 152

Günümüz yüksek basınçlı tüplerin, konveks şekillerin, silindirik şaftlar ve boru tasarımlarının üretilmesinde filaman sarım yöntemi kullanılmaktadır. Filaman sarım yöntemiyle yüksek fiber hacim oranına sahip, yüksek mukavemet ve düşük ağırlıklı ürünler elde etmek mümkündür. Özellikle yüksek basınçlı tank üretimlerinde yaygınlıkla kullanılan filaman sarım yöntemi, aynı zamanda otomotiv sektöründe şaft tasarımlarında da tercih edilmektedir. Bu tez kapsamında filaman sarım makinesinin detay tasarımı, incelenecek hususlar, üretilen tankların sertifikasyon süreçleri ve silindirik tank geometrilerinin tasarım optimizasyonları üzerinde durulmaktadır. Today's high pressure tubes, convex shapes, cylindrical shafts and pipe designs are manufactured using the filament winding method. It is possible to obtain products with high fiber volume ratio, high strength and low weight by filament winding method. The filament winding method, which is widely used especially in the production of high pressure tanks, is also preferred in shaft designs in the automotive sector. In this thesis, detailed design of the filament winding machine, aspects to be studied, certification processes of the produced tanks and design optimizations of the cylindrical tank geometries are considered. 199

Havacılık tarihi, 1903 yılında Wright kardeşlerin ilk motorlu uçuşu ile başlamakta ve 20 yüzyıla kadar motorlu uçaklar üzerindeki çalışmalar havacılık tarihinde önemli bir rol almaktadır. Yolcu uçaklarının zamanla havacılık sektöründe önemli bir sektör haline gelmesi ile birlikte bu uçaklar üzerine yapılan çalışmalar artmakta ve yüksek kapasiteli, performanslı yolcu uçakları hava yolları şirketlerinin envanterlerine girmektedir.17 Eylül 1908 yılında ilk motorlu uçak kazasının meydana gelmesi ve zaman içerisinde artan motorlu uçuşlar ile birlikte kaza oranlarında da artışların gözlemlenmesi hem büyük maddi kayıplara hem de can kayıplarına yol açması uçuş emniyeti kavramını ortaya çıkarmıştır.Uçuş emniyeti kavramının ortaya çıkması ile birlikte uluslararası düzeydeki havacılık otoriteleri olan ICAO, JAA, EASA ve Eurocontrol tarafından uçuş emniyeti kuralları denetim altına alınmaya başlanmıştır. Türkiye' de havacılık otoritesi olarak EASA, FAA ve SHGM ile çalışılmaktadır. Hava araçları ve ekipmanlarının üretimlerinin yapılabilmesi için bu otoriteler tarafından uçuşa elverişlilik gerekliliklerinin tamamlanması gerekmektedir.1930 yılından sonra uçaklarda kabin içi mutfak ekipmanları kullanılmaya başlanmıştır. Dünya' da kabin içi mutfak ekipmanlarının üretimini yapan bir çok firma bulunmakla birlikte ülkemizde 2010 yılında kurulmuş olan TCI Kabin İçi Sistemleri A.Ş şimdiye kadar bir çok kabin içi mutfak ekipmalarının tasarım, üretim ve sertifikasyon aşamalarını başarıyla gerçekleştirmiştir.Bu tez çalışmasında TCI Kabin İçi Sistemleri A.Ş tarafından Airbus A330-300 uçağına ait G1A kabin içi mutfak ekipmanının tasarım, üretim çalışmaları anlatılmış, yapısal sertifikasyon aşamaları hakkında detaylı bilgi verilmiştir.Uçaklarda kullanılan malzemelerin düşük ağırlığa ve yüksek dayanıma sahip olması gerektiğinden dolayı en yaygın olarak kullanılan malzemeler arasında kompozit malzemeler bulunmaktadır.Kompozit malzemeler içerisinden bal peteği sandviç malzemeleri kabin içi mutfak ekipmanlarında kullanılan en yaygın malzemelerdir. Bal peteği sandviç kompozit yapıları bir çok malzeme konfigürasyonuna sahiptir. Bal peteği sandviç kompozit yapı malzemelerinin hücre yapısı, yüzey ve yapıştırıcı seçimlerini etkileyen dayanç, özgül dayanç, yapıştırıcı performası gibi yapısal etkiler bulunmakla birlikte yangına karşı hassasiyet, ısı iletimi, akustik ve nem gibi çevresel etkiler de bulunmaktadır.Bal peteği sandviç kompozit yapılar ile yapılan tasarımlarda yüklerin uygulanması sonucu meydana gelen gerilmelere, deformasyonlara ve kesme oranlarına dikkat edilmesi gerekmektedir. Bu tez çalışmasında aynı zamanda bal peteği kompozit malzemelerinin dayanım, rijitlik, panel burkulması, kesme kıvrımı, yüzey ezilmesi, hücreler arası kıvrılma, bölgesel basınç sonucu oluşan hasar oluşum türleri hakkında detaylı bilgiye de yer verilmiştir.Bölüm 3' de bal peteği sandviç kompozit yapılarının üretim yöntemlerine ve mekaniksel özelliklerine yer verilmiştir. Bu mekaniksel özellikler sertifikasyon çalışmalarındaki yapısal analiz çalışmalarında yardımcı olmuştur.Kabin içi mutfak ekipmanlarının yapısal analiz sertifikasyon çalışmaları tasarım süreci ile başlamaktadır. Tasarım süreci, sırası ile master (ana) geometrinin oluşturulması, panel tasarımları, uçak bağlantı noktalarının tasarlanması, ekipmanların yerleştirilmesi ve yapısal iyileştirmelerin yapılması şeklinde gerçekleşmiştir.CATIA V5 ile yapılan tasarım çalışmalarından sonra MSC firmasına ait APEX programı ile sonlu elemanlar modeli hazırlanmış ve meshleme işlemi gerçekleştirilmiştir. PATRAN programına alınan sonlu elemanlar modelinin bağlantı parçalarının modellenmesi sonrasında malzeme tanımlamaları yapılmıştır. Gerekli yüklerin hesaplanması ile birlikte bu yükler PATRAN programındaki noktasal kuvvet ve noktasal ağırlıklardan yararlanılarak tanımlanmıştır. Sınır koşullarının da tanımlanması ile birlikte sonlu elemanlar modelinin NASTRAN programında yapılacak olan çözümü için hazır hale gelinir.Analizin koşturulmasından önce, analiz sonuçlarını olumsuz etkilememesi amacı ile sonlu elemanlar model kalitesinin kontrolü yapılmıştır. Bu kontroller arasında eleman kalitesinin kontrolü, malzeme oryantasyonunun kontrolü ve uygulanan yük ile bağlantı bölgelerinden elde edilen yüklerin karşılaştırılarak kontrol edilmesi bulunmaktadır. Bu kontroller sonucunda modellerde herhangi bir olumsuz durum olmadığı belirlenmiş ve model NASTRAN programında çözdürülmüştür.NASTRAN programında çözümün yapılması sonucunda, üst ve alt bağlantı bölgelerinde oluşan yüklerin ve ekipman üzerindeki belirlenen kritik noktaların deformasyon okumaları yapılmıştır. Okunan yükler ve Bölüm 4' te detaylı olarak verilen denklemler yardımı ile uçak bağlantılarında bulunan profillerin güvenlik faktörleri hesaplanmıştır. Üst bağlantılarda oluşan kuvvetlerin ve kritik noktalardan okunan deformasyon değerlerinin daha sonra yapılacak olan yapısal testler ile karşılaştırılmaları yapılacaktır.Sonlu elemanlar analizinin tamamlanması ve havacılık otoritesi EASA tarafından onaylanması ile birlikte üretimi de tamamlanmış olan kabin içi mutfak ekipmanı, 9.0G ileri yönündeki yapısal testinin yapılması amacı ile test alanına alınmıştır.Yapısal testlerin gerçekleştirilmesi için test fikstür, spring plate, dummy parçaları, yük ağaç yapısı ve data kayıt sistemi gibi test ekipmanları kullanılmaktadır. G1A kabin içi mutfak ekipmanının test sırasında konumlandırılması amacı ile test fikstürleri kullanılır. Test fikstür ile kabin içi mutfak ekipmanlarının bağlantıları arasında uçak profillerinin katılık derecelerini simule eden spring plate test ekipmanı kullanılır. Test sırasında kabin içi mutfak ekipmanlarındaki konfigürasyonların test sırasındaki davranışlarını simule etmek ve orijinal parçalarının zarar görmesini engellemek amacı için ise benzer boyut ve bağlantılara sahip olan dummy parçalar kullanılır. Bu konfigürasyonlara yüklerin düzgün dağıtılması amacı ile yük ağaç yapısı kullanılır. Testin gerçekleştirilmesi sırasında data kayıt sistemi ve yazılımı olan optest ile test uygulanışı kontrol edilmiştir.Ekipman üzerindeki konfigürasyonlara uygulanacak olan yüklerin lokasyonları belirlenir ve bu lokasyonlara piston yardımı ile 9.0G ileri yönünde yük uygulanır. Uygulanan bu yük, konfigürasyonlara yük ağacı yöntemi ile dağıtılmaktadır.Yapısal testlerin gerçekleştirilmesi sırasında uygulanacak olan yüklerin belirlenmesi, deformasyon ölçümleri ve üst bağlantılardan yük hücreleri yardımı ile yapılacak yük ölçümlerinin yapılması test aşamaları olarak belirlenmiştir. Bu ölçümler daha sonra sonlu elamanlar analizinin sonuçları ile karşılaştırılacaktır.Yapısal test sonucunda otorite EASA gözlemcileri tarafından incelenen kabin içi mutfak ekipmanı ve test grafiklerinde, herhangi bir olumsuzluk olmaması nedeni ile yapısal test sertifikasyonu aşamasının başarılı olduğu onaylanmıştır.Yapısal testlerin ve yapısal analiz çalışmalarının başarı ile gerçekleştirilmesi sonucunda, sonlu elemanlar modelinin validasyonunun yapılması gerekmektedir. Bu nedenle sonlu elemanlar analizi sonucunda üst bağlantılardan okunan yükler ile yapısal test sırasında uygulanan tam yük' te, üst bağlantılarda oluşan yükler karşılaştırılmış ve kabul edilebilir benzerlikte olduğu EASA gözlemcileri tarafından onaylanmıştır.Yapısal testler ile sonlu elemanlar modelinin karşılaştırıldığı diğer bir durum ise deformasyon sonuçlarıdır. Bu sonuçlar arasındaki farklılıkların test sırasında dummy yapılarının kullanılmasına, G1A kabin içi mutfak ekipmanının yapısal ağırlığının sonlu elemanlar modelinde yapısal testlere göre farklı tanımlanmasına bağlı olduğu düşünülmektedir.Bu tez çalışmasındaki sonuçlara göre Airbus A330-300 uçağına ait G1A kabin içi mutfak ekipmanının yapısal sertifikasyonu başarı ile gerçekleştirilmiş ve uçuşa elverişlilik kurallarına göre kullanılmasında herhangi bir olumsuz durum olmadığı kanıtlanmıştır. The history of aviation starts with the Wright Brothers' first powered flight in 1903. Until 20.th century, the studies on powered aircrafts took a crucial part in history of aviation. With airline companies becoming an important sector in aviation industry the works on those aircrafts are increasing and high-capacity, high-performance aircrafts entering to the inventories of the airline companies.After the first powered aircraft accident in 17 September 1908 and remain of this kind of accidents through increasing flight numbers, conciderable financial losses and many loss of lives have experienced, therefore the term of flight safety has came up.With the emergence of this term, flight safety rules were started to be controlled by ICAO, JAA, EASA and Eurocontrol which are the international aviation authorities. In Turkey EASA, FAA and SHGM are the partners as aviation authorities. To produce aircrafts and equipments, airworthiness requirements have to be completed by those authorities.After 1930, galley equipments have started to be used in aircrafts. While there are many companies that manufacture galley equipments in the world, TCI has succesfully carried out producing, designing and certification stages of galley equipments in Turkey.In this thesis, design and production works of TCI on the plane Airbus A330-300's G1A galley equipment have been explained and detailed information about the structural certification stages have been given.One of the most common materials that are used in aircraft manufacturing is composite materials due to necessity of low weight and high strength materials.Honeycomb sandwich panels are the most common ones of composite materials that are used in galley equipment. This kind of composite structures have several material configurations. While there are structural factors such as strength, specific strength and adhesive performance that affect cell structure, surface and glue choice of honeycomb sandwich composite materials; there are also some environmental effects as fire proof, heat conduction, acoustic and humidity.In designs which are made with honeycomb sandwich composite panels it is necessary to be careful about the stresses that caused by implementation of loads and shear stress rates. This thesis also gives detailed information in the matter of honeycomb sandwich composite materials' strength, stiffness, panel buckling, cutting fold, crushing surface, intercellular curl, types of deformation caused by local pressure. The production methods and mechanical properties of honeycomb sandwich composite panels are included in section 3. These mechanical properties have assisted structural analysis studies in certification. Structural analysis certification of galley equipment starts with design process. Design process is carried out by building the master geometry, panel designs, aircraft attachment designs, placing the equipment and structural improvements. After finishing the design with CATIA V5, Finite element model is prepared and mesh is done by using MSC Apex software. After the modeling attachment parts of the galley in Patran, materials are defined. Necessary loads are calculated according to insert configuration, these loads are identified by using nodal force and point weight in Patran software. After applying the boundary conditions in FEM, Model is ready to be run the model on Nastran. Before running finite element model, model quality is checked. Element quality check, material orientation check and checking the loads that is compared applied loads with calculated loads in FEM attachments are included in those model quality checks. As a result of these examinations, it is determined that there is no unfavorable situation about the FEM model and it run on NASTRAN software. After NASTRAN analysis results, Loads in upper and lower attachments have been calculated. Also deformations which critical points in the galley are calculated with NASTRAN software. According to calculated loads and detailed equations which are given in the section 4, reserve factors of attachments have been calculated. The amount of deformations that are calculated from critical points and the forces on upper attachments will be compared through the structural tests which will be run in later sections. By completing the finite elements model and static test plan and getting approval to perform static structural tests from EASA, galley is taken to the structural test area for the purpose of making the 9.0G forward structural test. Test fixture, spring plate, dummy parts, whiffle tree structure and data acquisition system have been using for carrying out the structural tests. Text fixtures are used to position G1A galley during the test. Spring plates are used between test fixture and galley for simulating stiffness of aircraft beams. Also, dummy parts are used for simulating the properties of galley equipment's configurations during the test and preventing the original parts from damage. Whiffle tree structures are used for distribution of loads to those configurations. The test has been controlled by Optest software which is controlling and data acquisition software. The locations of load application holes that will be applied on the configurations are defined and 9.0G Forward case load will be applied on those locations with hydraulic actuator. This load have been applying to the configurations by the whiffle tree method.It is determined as test stages that defining the applying loads during the structural tests, deformations and load measurements which will be measured with load cells. After that, these measurements will be compared with the finite elements method analysis results. At the end of the structural test results, it is approved that structural test certification process is successful in terms of there is not any unfavorable situation about galley structure and test graphics by EASA witness. After the structural tests and analysis studies successfully, the model of finite element must be validated. That is why, the loads that are measured from upper attachments and forces that calculated in upper attachments with Nastran are compared and the acceptable similarity between them is approved by EASA witness. Another comparison situation between structural test and finite elements model is deformation results. Differences between FEM and test occurred due to dummy structures and distribution of structure weight.According to the results of this theses study, the structural certification of G1A galley equipment for Airbus A330-300 has been validated. 83

Mekanik bir titreşim genellikle bir sistemin kararlı denge konumundan saptırılmasıhalinde ortaya çıkar. Sistem geriye döndürücü kuvvetlerin etkisi altında ilkkonumuna dönme eğilimi gösterir. Fakat sistem genellikle ilk konumuna belli bir hızkazanmış olarak döner. Eğer sistemde sönüm yoksa saptırılmış konum ile kararlıkonumu arasında daimi olarak gider gelir. Bu gibi bir sisteme örnek olarak,helikopter palleri gösterilebilir. Helikopterlerdeki en belirgin titreşim kaynağı anarotor ve kuyruk rotorunun aerodinamik formudur. Manevra hareketi sırasında oluşandüşük ve yüksek hız düzensizliğinden dolayı rotor göbeğinde aşırı titresimler oluşur.Oluşan bu aşırı titreşimler nedeni ile rotor üzerinde belirgin yüklenmeler ve bununsonucunda istenmeyen girdaplarlar (vortex) oluşur. Bu girdaplar aerodinamik yapınınbozulmasına, dolayısı ile istenilen performansın alınamamasına neden olur.Helikopterlerin motor ve gövde ömürlerinin uzatılması için titreşimsiz bir uçuşahazırlanılması şarttır. Titreşimsiz uçabilmesi için rotor pallerinin denge konumundaolması sağlanmalıdır. Bu nedenle, pallere etki eden kuvvetlerin uyum içinde olduğugerekli kontroller ile test edilmesi gerekmektedir. Helikopter palleri, helikopteruçarken zamanla değişen aerodinamik kuvvetlere maruz kalırlar. Bu kuvvetlerinzamana bağlı oldukları paller dönerken paller üzerindeki hız dağılımlarının ve hücumaçılarının değişimlerinden anlaşılabilir. Zamana bağlı olan bu kuvvetlerin palleriizleyerek, pallerin helikopter gövdesine bağlandıkları rotor göbeğinden geçer vegövdeyi tahrik eder. Bu akış şemasının tam ters yönündeki kuvvet iletimiyle degövde de oluşan kuvvet ve momentler kök kısmı vasıtasıyla palleri tahrik eder. Bunedenle titreşim problemi, helikopter palalarında büyük önem arz etmektedir. Eğersistemin titreşim frekanslarından biri veya birkaçının toplamı sistemin doğalfrekanslarından biri ile çakışırsa rezonansa veya flutter?a sebep olur. Bu nedenletitreşim, paller için önüne geçilmeye çalışılan bir problemdir. Bu çalışmadahelikopter performansları üzerinde büyük bir etkiye sahip olan rotor palleri elealınmıştır. Pallerin serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri ANSYSyazılımı yardımı ile sayısal olarak incelenmiştir. Sonlu eleman analizi yöntemiyleincelenen rotor pallerinin deneysel modal analiz yöntemiyle de doğal frekans ve modşekilleri tespit edilmiştir. Daha sonra bulunan bu sonuçlar birbirleriylekarşılaştırılmıştır. Sonlu eleman analizi ile elde edilen sonuçlar deneysel modalanaliz yöntemiyle de doğrulanmıştır.Yapıların dinamik davranışını modellemek için ileri modelleme ve analiz yöntemlerimevcut olmasına rağmen karışık yapıların kabul edilebilir seviyede hassasiyete sahipteorik modellerinin oluşturulması hala büyük zorluklar içermektedir. Böyledurumlarda, kritik yapıların dinamik modellerinin deneysel verilere dayanılarakoluşturulması gerekebilmektedir. Bu bağlamda deneysel modal analiz yapılarındinamik modellerinin oluşturulması için oldukça güvenilir bir yaklaşım sunmaktadır.Yapının deneysel verilerine dayanılarak elde edilen matematiksel modeli, teorik model veya modellerin doğruluğunun sınanması ve bu model ve modelleringüncellenmesi için de kullanılabilmektedir.Deneysel modal analiz, son yıllarda gittikçe daha önem arz eden bir konu halinegelmiştir. Özellikle bilgisayar teknolojisinin geliştiği günümüzde bilgisayar destekliölçüm cihazları bu işlemin daha hızlı yapılmasına olanak sağlamaktadır. Buyöntemle yapıların dinamik karakteristikleri olarak adlandırılan doğal frekanslar,mod şekilleri ve sönüm oranları deneysel olarak elde edilebilmektedir. Böyle birdeneysel yönteme gereksinim duyulmasının esas sebepleri arasında, yapıların teorikanalizinde yapılan kabullerin gerçekte sağlanıp sağlanamadığının tespit edilmesi,teorik analizinin yapılmasında güçlük olan sistemlerin dinamik karakteristiklerinindeneysel olarak belirlenmesi ve kullanılmış ve/veya hasar görmüş yapılarındurumlarının belirlenmesi yer almaktadır.Son yıllardaki teknolojik gelişmelere bağlı olarak, dijital sinyal işleme tekniği,bilgisayar sistemleri ve kullanılan yazılımlar da gelişmekte, böylece deneyseltitreşim analizi yaygın ve uygulanabilir bir hal almaktadır. Bir yapının ya da sisteminmodal parametreleri, onun dinamik davranışının anlaşılmasında önemli rol oynar.Basit bir deneysel titreşim analizinde bulunması gereken temel cihazlar; sinyalüretici, ivmeölçer (transducer) ve analizör olarak sayılabilir. Sinyal üretici adı verilencihaz farklı özelliklere sahip titreşimler oluşturmaktadır. Sisteme, giriş sinyali olarakverilen ve büyüklüğü bilinen bu titreşim hareketi, ivmeölçer ile elektrik sinyallerineçevrilir. Elde edilen dijital sinyaller, okumayı kolaylaştırmak amacıyla bir sinyalyükselticiden geçirilerek analizöre iletilir. Analizör, içerisinde bulunan yazılım ilesinyal üreticiden gelen ve ivmeölçerin ilettiği sinyalleri ivmeölçerin karakteristiközelliklerine bağlı olarak işleyerek analiz eder ve sistemin dinamik yapısı hakkındabilgi elde edilir. Sinyal üretici yerine titreşim ölçümleri için özel olarak tasarlanan birçekiç kullanılmış ve sistemlerin serbest titreşimleri ele alınmıştır.Bu tez çalışması beş bölümden oluşmaktadır. Birinci bölümde, modal analizyönteminin uygulama alanlarından ve bu konuda daha önce yapılan bazıçalışmalardan bahsedilmektedir. İkinci bölümde, hava araçlarında meydana gelentitreşimler incelenmiştir. Üçüncü bölümde modal analiz yönteminin formülasyonu,frekans tepki fonksiyonlarının özellikleri, yöntemin uygulamasına yönelik kullanılanölçüm düzenekleri ölçümler sonucunda modal parametrelerin elde edilme yöntemlerianlatılmaktadır. Dördüncü bölümde plaka gibi basit bir yapı üzerinden ölçülen verileryardımıyla gerçekleştirilen modal analizler sonucunda yapıların frekans tepkifonksiyonları ve modal parametreleri elde edilmiştir. Ayrıca modellerin teorikanalizleri sonucunda hesaplanan dinamik karakteristikleri ile deneysel ve teorikanaliz sonuçlarının karşılaştırılması verilmektedir. Beşinci bölümde, bu testlerdenelde edilen deneysel verilerden ve diğer kazanılmış olan tecrübelerden yararlanılarakgerçek helikopter pallerinin dinamik yapısının belirlemek için bu yapılar üzerindentitreşim testleri gerçekleştirilmiştir. Sonunda helikopter ana rotor pali ve kuyruk rotorpali için yapıyı iyi temsil eden bir sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur.Oluşturulan modeller üzerinde, deneysel modal analiz yöntemiyle gerçekleştirilenölçümlerden ve aynı modellerin teorik modal analizlerinden yapılara ait dinamikkarakteristiklerin birbirine oldukça yakın olarak elde edildiği görülmüştür. Machines which are manufactured today are exposed to force which is extorsive tomuch vibration because of having high speed and elastic construction. Frequencyspectrum of this force is a factor which is worth to know especially in terms ofresonance vibrations. Then, resonance vibrations which have destructive quality interms of vibration amplitude occur when frequency system of one or severalextorsive forces clash with natural system of them. Consequently, vibration analysismust be made at design phase in case of resonance vibrations and unexpecteddynamic state. Big vibration problems which can be occur in future can be preventedwith a set of basic practices which will be made at design phase.A mechanical vibration generally occurs when a system deviates from stableequilibrium position. The system tends to come back to first position under theinfluence of forces which have the quality of turning around. However; the systemcomes back to first position by gaining speed. If there is no amortization in thesystem, it always shuttles between distorted and stable position. Rotor blades ofhelicopter are an example of this system.The most explicit vibration source in helicopters is aerodynamic form of main rotorand tail rotor. Excessive vibrations occur in rotor hub because of low and high speedmalfunctions which arises during manoeuvre. Significant overloads on rotors occurdue to excessive vibrations and undesirable vortexes arise as a result of this. Thesevortexes cause breaking down of aerodynamical construction and accordingly causenot to achieve intended performance. Preparing of helicopters to a vibrationless flightis essential for increasing life-span of engine and body. Being of rotor blades ofhelicopter in equilibrium position must be provided for vibrationless. Therefore,assaying of whether forces affecting rotor blades, have intercompatibility or not isnecessary. Rotor blades are exposed to aerodynamical forces which gradually varywhile helicopter is flying. It can be figured out that these forces are bound to time,with velocity distribution on rotor blades while routing and variations of angle ofattack. These forces depending on time follow rotor blades, pass thorough rotor hubwhere rotor blades connect to the body of helicopter and drive the body. Forces andmomentums occurring with transmission of force which has reverse direction to flowdiagram, in body drive rotor blades by means of root part. For this reason, vibrationproblem has big importance on rotor blades of helicopter. If all one or several ofvibration frequencies of the system clash with one of natural frequencies of thesystem, it causes to resonance or a flutter. Therefore, vibration is a problem which istried to prevent, for rotor blades.In this study, rotor blades which have a significant effect on the performance ofhelicopter, are discussed. Natural vibration frequencies of rotor blades and modeswere examined with the help of software ?ANSYS? computationally. Natural frequency and modes of rotor blades which were examined with the method ?finiteelement analysis?, were determined with the method ?empirical modal analysis?.Then, these findings were compared with each others. The results which wereobtained with the method ?finite element analysis?, were verified with the method?empirical modal analysis?.Although modern tools are available for developing numerical models in order topredict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain suchmodels that will yield results with acceptable accuracy for complex structures suchas helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain amathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties ofstructures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable.The mathematical model obtained using measured data can be used for assessingquality of the numerical models. The experimentally derived models can also be usedfor model updating purposes.The experimental study of structural vibration has always provided a majorcontribution to our efforts to understand and to control the many vibrationphenomena encountered in practice. Since the very early days of awareness ofvibrations, experimental observations have been made for the two major objectivesof determining the nature and extent of vibration response levels and verifyingtheoretical models and predictions. Today, structural vibrations problems present amajor hazard and design limitation for a very wide range of engineering products.First, there number of structures from turbine blades to suspension bridge, for whichstructural integrity is of paramount concern, and for which a thorough and preciseknowledge of the dynamic characteristics is essential. Then, there is an even widerset of components or assembiles for which vibration is directly related toperformance, either by virtue of causing temporary malfunction during excessivemotion or by creating disturbance or discomfort, including that of noise. For all theseexamples, it is important that the vibration levels encountered in service or operationbe anticipated and brought under satisfactory control.The two vibration measurement objectives indicated above represent twocorresponding types of test. The first is one where vibration forces or, more usually,responses are measured during operation of the machine or structure under study,while the second is a test where the structure or component is vibrated with a knownexcitation, often out of its normal service environment. This second type of test isgenerally made under much more closely controlled conditions than the former andconsequently yields more accurate and detailed information. This type of testincluding both the data acquisition and its subsequent analysis is nowadays calledModal Testing.Although modern tools are available for developing numerical models in order topredict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain suchmodels that will yield results with acceptable accuracy for complex structures suchas helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain amathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties ofstructures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable.The mathematical model obtained using measured data can be used for assessingquality of the numerical models. The experimentally derived models can also be usedfor model updating purposes.The airvehicles parts are subjected to high levels excitation forces. These forces such that come from aerodynamic loadings on the surface. Therefore, vibration considerations are at the top of the importance during the design of these structures.There is hardly any other measurable parameter in practice that gives information asmuch as vibration signature gives. Vibration signature includes information about thehealth and operating characteristics of the structure. Thus, it is vital to establish areliable model of airvehicles structures in order to predict vibration levels so thatundesirable vibratory responses can be predicted and avoided.This thesis consists of five chapters. In the first chapter, firstly modal analysisapplication areas of this method and literature survey are presented. In the secondchapter, occuring vibrations on the air vehicles was examinated. In the third chapter,formulations of modal analysis methods and properties of frequency responsefunction, test equipments used in the experimental modal analysis measurements andmodal parameter estimetion methods are introduced in detail. In the fourth chapter,frequency responce functions and modal parameter of a simple structure like a platemodel determined by experimental modal analysis of the model and dynamiccharacteristic of the model determined by theoretical modal analysis are given. Inaddition, comparisons of experimental and theoretical modal analysis results aredone. In the fifth chapter, utilising the experimental results obtained from such testsand the experience gained from previous studies, vibration tests are also performedon an existing real helicopter blades in order to determine its modal propertiesexperimentally. At the end, a more realistic and representative finite element modelof the helicopter main and tail rotor blades are obtained.In conclusion of this study, it is seen that dynamic characteristics obtained fromexperimental and theoretical modal analyses are close to each other. 101

Son yıllarda gerçekleşen kazalar incelendiğinde, ağır ticari araçlarda önden çarpma en tehlikeli kazalar arasında yer almaktadır. Önden çarpma sırasında, araç içerisinde bulunan kişilerin sakatlanma veya ölüm riski, arkadan çarpma, devrilme ve binek otomobil ile ağır ticari aracın çarpışması durumlarına oranla çok daha fazladır. Bunun ana nedeni, araç ön yüzeyi ile kabin içerisinde şoföre en yakın parça olan kontrol paneli arasında kaza sırasında ezilebilecek bir yapı bulunmamasıdır. Önden çarpma kazalarında en sık görülen durum, kabin ön yüzeyinin deforme olarak ilerlemesi ve bunun sonucunda kabin içindeki sürücü/yolcu için yaşam alanını kısıtlaması hatta yaşam alanı bırakmamasıdır. Avrupa Ekonomik Topluluğu (ECE) standartlarına göre, ticari bir aracın kabini içerisindeki yolcuları korumaya yönelik olan regülasyon ECE R29' dur. Bu çalışmada, ECE-R29 regülasyonu kapsamındaki ağır ticari bir taşıtın tam ölçekli sonlu elemanlar modeli hazırlanarak önden çarpma testinin simülasyonu gerçekleştirilmiş ve test sonucunda taşıtın regülasyon şartlarını sağlayıp sağlamadığı araştırılmıştır. Bunun yanı sıra, sonlu elemanlar modelinin geliştirilmesi sürecinde, testin başlangıç ve sınır şartları tanımlanmış ve simülasyonu gerçekleştirmek için gerekli diğer parametreler üzerinde durulmuştur. Sonlu elemanlar modelinin oluşturulmasında, ön işlemci olarak Hypermesh ve Hypercrash, çözücü olarak doğrusal olmayan açık kod (RADIOSS), analiz sonuçlarının değerlendirilmesinde ise son işlemci olarak Envision ve TH++ yazılımları kullanılmıştır. In recent years, among the accidents of heavy commercial vehicles, front collision accidents have been the most hazardous ones. The risk of injury or fatality in front crash is several times bigger than the other types of accidents such as rear crash, roof crash, crash between heavy commercial vehicle and passenger car, etc. Main reason of the risk is that there are not large crushable structures between front end and instrument panel of the cabin. The most possible scenarios seen during front crash are; deformation on front end of the cabin and limiting the survival space of the occupants even there would not be enough survival space after crash. Economic Commission of Europe (ECE) regulation which is dedicated to prevent occupants of the cab of commercial vehicle is ECE-R29. In this study, mathematical model of an ECE-R29 subjected heavy commercial vehicle is created by using finite element method, numerical simulation of the model is performed and inspection is performed if the vehicle satisfies the regulation or not. Besides, the development stages of the finite element method, initial conditions, boundary conditions of the test and the other parameters to run the job are the further considerations of the study. Hypermesh and Hypercrash are used as pre-processors, a nonlinear explicit code RADIOSS is used as the solver, Envision and TH++ are used as post-processors throughout the simulation of the front crash test in heavy commercial vehicles. 86

Lifli kompozit yapılar, helikopter palaları ve rüzgar türbini kanatları gibi mühendislik yapılarında yaygın olarak kullanılmaktadır. Söz konusu yapıların, çoğunlukla dinamik yüklere maruz kaldığı düşünüldüğünde, lifli kompozit yapıların titreşimlerinin incelenmesi önem kazanmaktadır.Lifli kompozit yapıların analizlerinde, son yıllarda, varyasyonel asimptotik yöntem oldukça yaygın olarak kullanılmaktadır. Bu yöntem, literatürde mevcut çalışmalarda, homojenleştirilmiş malzeme özelliklerinin belirlenmesinde kullanılmaktadır. Bu çalışmada, söz konusu yöntem titreşim problemine uygulanmıştır.Bu çalışmanın amacı, kompozit malzemeden yapılmış dikdörtgen kesitli kirişin doğal frekanslarını ve mod şekillerini teorik ve deneysel olarak elde etmektir. Bu amaçla, öncelikle 367 mm uzunluğunda, 20 mm x 20 mm kesit alanına sahip olan, her hücresi, 8.1 mm uzunluğunda plexiglas ve 7.2 mm uzunluğunda kontraplakdan oluşan, periyodik olarak değişen bir kompozit kiriş, laboratuvar şartlarında imal edilmiştir. Ardından, kiriş ANSYS sonlu elemanlar programında, bir boyutlu ve üç boyutlu elemanlar kullanılarak modellenmiştir.ANSYS programı kullanılarak modellenen kirişin, serbest titreşimine ve statik yük etkisindeki uzamasına ait çözümleri elde edildi. Varyasyonel asimptotik yöntemle, ANSYS sonlu eleman programında bir boyutlu ve üç boyutlu elemanlarla hazırlanan modellerden elde edilen teorik sonuçlar, imal edilen kirişle yapılan titreşim deneylerinden elde edilen sonuçlarla karşılaştırıldı. Hem doğal frekansların hem de statik uzama çözümlerinin deney ve teori ile oldukça uyumlu olduğu gözlendi. Üretilen kirişle aynı boyutlarda olan bir alüminyum kiriş için, ANSYS sonlu elemanlar programında tek ve üç boyutlu elemanlar kullanarak, iki farklı model oluşturuldu. Ardından, bu alüminyum kirişle de deneyler tekrarlanarak, sonuçları sonlu elemanlar programından elde edilen doğal frekans sonuçları ile karşılaştırılmış ve sonuçların oldukça uyumlu olduğu görülmüştür. Fibrous composite structures are widely used in engineering structures such as helicopter blades and wind turbine blades. When it is considered that these structures are mostly exposed to dynamic loads, it becomes essential to analyze vibrations of fibrous composite structures.Recently, variational asymptotic method is used quite prevalently in the analyses of fibrous composite structures. This method is used for determining homogenized material characteristics in the studies available within the literature. In this study, the related method was applied to vibration problem in the study.The purpose of the study is to obtain natural frequencies and mod shapes of rectangular section beam made of composite material theoretically and experimentally. For that purpose, first, a composite beam varying periodically was manufactured in laboratory conditions which had a length of 367 mm and 20 mm x 20 mm cross sectional area and of which each cell was made of plexiglas about 8.1 mm in thickness and plywood about 7.2 mm in thickness. Then, the beam was modeled by using one-dimensional and three-dimensional elements in ANSYS finite element program.Analyses of free vibration and elongation under the effect of static load were obtained for the beam modeled by using ANSYS program. Theoretical results obtained from models prepared by one-dimensional and three-dimensional elements in ANSYS finite element program were compared with those obtained from vibration tests made by manufactured beam by means of variational asymptotic method. It was observed that both natural frequencies and static elongation analyses were quite corresponding with test and theory. For an aluminum beam with same dimensions of manufactured beam, two different models were created by using one- and three-dimensional elements in ANSYS. Then, tests were repeated with this aluminum beam and their results were compared with natural frequency results obtained from finite element program; it was seen that results were quite corresponding with each other. 75

Bu çalışmada günümüzde kullanım alanları giderek artan hibrit malzemeler incelenmiştir. Bir çok malzeme tipi ve bu malzemeleri birleştirme metotları tespit edilmiştir. Öncelikle kompozit hibrit malzemeler ele alınmıştır. Karbon kevlar kumaştan hibrit malzeme üretilmiş ve çekme testleri yapılmıştır. Çalışmanın ikinci kısmında aynı veya farklı cinsten metaller kullanılarak oluşturulan hibrit malzemelere yer verilmiştir. Metallerin birleştirilmesinde CMT metodunun kullanılmasına karar verilmiştir. CMT yöntemi ile alüminyum ve çelik ince levhalar birleştirilmiş, imal edilen kaynaklı parçalar analitik, sayısal ve deneysel olarak modellenerek deformasyon ve gerilme analizleri gerçekleştirilmiştir. Üçüncü kısımda ise çelik ve alüminyumdan oluşan elemanter bir hibrit malzeme sonlu elemanlar yöntemiyle modellenmiştir. Elemanter hibrit parçadan sonra literatürde çarpışma kutusu adı verilen parçalar üzerinde durulmuştur. Sonlu elemanlar programında modellenen çarpışma kutularına rijit cisimler çarptırılmıştır. Alüminyum ve çelik kısımların kalınlıklıkları ve çarpan cismin hızı gibi parametreler değiştirilerek, çarpışma sonucunda oluşan eksenel yer değiştirme incelenmiştir. Dördüncü bölümde ise deneysel çalışmalara ve sonuçlara yer verilmiştir. Sanal çarpışma testindeki parçalar üretilmiş, bunlar gerçek çarpışma testine tabi tutulmuştur. Sonuçlar sonlu elemanlar analiziyle karşılaştırılmıştır. Sonuç olarak imal edilen çarpışma kutularının daha da geliştirilerek otomobillerde kullanılabileceği öngörülmüştür. In this study, hybrid materials which has a growing use in nowadays, were investigated. As a result of research, a lot of material type and method of combining these materials have been identified. In the first part of the study, hybrid composite materials were discussed. At the end of the first section carbon-kevlar hybrid composite beams of woven fabric have been produced and the mechanical properties were obtained by tensile strength tests. In the second part of the study hybrid materials produced using the same or different kinds of metals were discussed. After this assessment, CMT has been decided to use as method of combining the metals by taking into consideration. Thin sheets of aluminum and steel are joined with CMT method. In the third section, an elementary hybrid material joined by steel and aluminum is modelled by finite element method. stress analysis of the modelled part is performed. Rigid bodies are crushed virtually to the collision boxes, modeled in finite element program. The axial displacement caused by collisions is investigated by changing the parameters such as, the thickness of aluminum and steel parts and the impactor object's velocity. Fourth section is devoted to experimental studies and results. The parts modelled for virtual crash tests, are produced and they are subjected to actual crash test. The results are compared with finite element analysis? results. As a result, it is evaluated that; the produced collision boxes can be used in automobiles by further development. 93

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008, Bu çalışmanın ilk kısmında kompozit malzemeler tanımlanmış, kompozit malzeme bileşenlerinden karbon elyafı, cam elyaf ve aramid elyafının özellikleri, birbirine göre üstün ve zayıf yönleri anlatılmıştır. Bununla birlikte kompozit malzemelerin diğer mühendislik malzemeleriyle kıyaslandığında tercih edilme sebeplerinin neler olduğu ve kullanım alanlarından örnekler verilmiştir. Daha sonraki bölümde yaygın olarak kullanılan kompozit malzemelerin imalat yöntemleri, hangi tür parçalara hangi yöntemin daha uygun olduğu, avantaj ve dezavantajlarının neler olduğu ve her bir yöntemde kullanılan kalıp özellikleri ve gerek duyulan ekipmanlar anlatılmıştır. Bu yöntemlerin başında gelen el yatırması, püskürtme, elyaf sarma, baskı kalıplama, reçine transfer metodu, enjeksiyon kalıplama, basınç kalıplama, otoklav prosesi, profil çekme, savurma döküm ve hazır kalıplama hamuru metotları detaylı olarak ele alınmıştır. Sonraki aşamada numune parçamız ANSYS’te sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak modellenip farklı katman sayılarında ve dizilişlerinde belirli yükler altında eğilme ve eğilmeli burulma analizleri yapılmıştır. Analiz sonuçlarından elde ettiğimiz verilere göre uçuş kontrol yüzeylerinde kullanılan bir destek elemanı ön kürlemeli akış masası yöntemi kullanılarak üretilmiştir. Deney kısmında ise üretilen parçamız ANSYS modelimize uygun olacak şekilde bir tarafından sabitlenerek ankastre olması sağlanmış ve üzerine analizde baz alınan yükler uygulanarak bu yükler altındaki birim uzamalar ve gerilmeler incelenmiştir. Deneyin ikinci aşamasında ise parçamızın ucuna lama ilave edilip yüklemeler lamanın ucundan yapılmış ve bu sayede eğilmeli burulma yükü altındaki birim uzamalar ve gerilmeler incelenmiştir. Deneyde elde edilen verilerle analiz sonuçları karşılaştırılmış ve yorumlanmıştır., The first part of this study defines composite materials, explains the properties of carbon, glass and aramid fiber, reveals their comparative superiorities and weaknesses. Besides, this study presents the reasons for composite materials to be preferred when compared to the other engineering materials and gives examples of the areas that they are used in. The following section lists the manufacturing techniques used for common composites, proposes techniques that fits each type of part, sets forth their pros and cons and explains cast features with the required equipment for each method. The most significant of these methods such as hand lay-up, spray-up, filament winding, press molding, resin transfer, injection molding, autoclave process, pultrusion, centrifugal casting and bulk molding methods are explored in detail. For the next step the sample part is analized under predetermined loads of bending and tortion at varying number and sequences of layers, using finite elements method at ANSYS. According to the obtained results of the analysis, the reinforcement element is produced using precuring flow table method. For the experiment section the produced part is made imbedded by being fixed on one side and through applying different loads, under these loads stresses and strains are examined. At the second stage of the experiment stresses and strains are examined under bending and torsional load. The outputs of the experiment and the results of the analysis are compared and interpreted., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Bu çalışmada kompozit malzemelerdeki elyafların burkulması incelenmiştir. Yapılan benzer konudaki literatür araştırmasının ardından, tek taraftan sabitlenmiş elyaflara uygulanan yükün sonucunda oluşan burkulma analizi, ANSYS programı yardımıyla araştırılmıştır. Öncelikle bor-elyaf için 3 boyutlu ve tek boyutlu modeller oluşturulmuş, bu modellere uygulanan kuvvetler sayesinde burkulma için gerekli olan kritik yükler elde edilmiştir. Bu kritik yükler ayrıca teorik hesaplamalarla elde edilen verilerle karşılaştırılmış ve yapılan çalışmanın doğruluğu ve hata payı incelenmiştir. Daha sonra yine üç boyutlu olarak cam elyaf ve karbon elyafların ANSYS programı yardımıyla analizleri yapılmış ve aynı şekilde teorik olarak elde edilen veriler karşılaştırılmıştır. Cam elyaf, karbon elyaf ve bor elyaf için serbest titreşim analizleri yapılmış, elde edilen sebest titreşim frekansları karşılaştırılmıştır. Elyafın tek başına incelenmesinin ardından, bor-elyaf bir matris içine konularak elyafın matrisle beraber bir yüke maruz kaldığı durumlardaki burkulması incelenmiştir. Bu analizde elyaf ve matrisin düğüm noktaları birbirleriyle birleştirilmiş ve matris yük uygulanan yüzeyi hariç tüm yüzeylerinden sabitlenmiş ve sadece alt yüzeyi sabitlenmiş olarak iki farklı çözüm yapılmıştır. Daha sonra matris içerisine dört adet bor elyaf konularak dörtlü elyaf-matris sistemi analizi yapılmıştır. Ardından matris yerine yay sistemi yerleştirilerek elyafın yaylar yardımıyla bir elyaf-matris sistemi gibi hareket edip etmediği araştırılmış ve sabitlenerek analiz yapılarak sonuçlar incelenmiştir., This study is conducted on buckling of fibers in composite materials. After the similar literature research, buckling analysis of fibers, which are constrained at one end, are done with the help of ANSYS program. First, one dimensional and three dimensional models are created for boron fibers and the critical buckling loads are determined. These critical loads are also calculated theoretically and comparisons are made. Later on, three dimensional carbon fiber and glass fiber analyses are made with ANSYS program. Theoretical critical buckling loads are calculated similarly. Free vibration analyses for glass fiber, carbon fiber and boron fiber are done and compared. After analyzing fiber on its own, a boron fiber is put in a matrix and the critical loads are analyzed. In this analysis, two different solutions are made, firstly, all the surface areas except the one which the load is applied are constrained and secondly, only one area at the bottom is constrained. In another analysis, four boron fibers are put in a matrix and the solution is done with ANSYS program. Later, instead of using a matrix, springs are used in order to examine if the fiber-spring system acts like a fiber-matrix system and the results are compared., Yüksek Lisans, M.Sc.

ANLIK BASINÇ YÜKÜ ETKİSİ ALTINDA KOMPOZİT MALZEMEDEN YAPILMIŞ YARI KÜRESEL BİR KABUK YAPININ DİNAMİK DAVRANIŞININ İNCELENMESİ ÖZET Bu çalışmada, cam elyafı ve epoksi kullanılarak üretilmiş yan küresel kompozit bir kabuk yapının, anlık basınç yükü etkisi altında dinamik davranışı deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Çalışma kapsamında, deneylerde kullanılmak üzere ani basınç deney düzeneği ile yan küresel kabuk tasarlanarak üretilmiş, malzeme kalibrasyonu amaçlı statik deneyler ile anlık basınç yükü deneyleri çeşitli basınç ve mesafelerde gerçekleştirilmiştir. Kompozit ve kabuk denklemlerinin incelenmesi ve ANSYS sonlu eleman yazılımı kullanılarak sayısal analiz gerçekleştirilmesi ise çalışmanın teorik bölümünü teşkil etmektedir. Kabuğun sonlu elemanlar yöntemi ile yapılan dinamik analizde elde edilen anlık basınç yüküne cevabının frekansı, deneysel sonuçlar ile uyum göstermiş, aynı zamanda bu cevap karakter bakımından deneysel sonuçlar ile uyumlu bulunmuştur. IX ANALYSIS OF THE DYNAMIC BEHEAVIOR OF A HEMISPHERICAL COMPOSITE SHELL UNDER AIR BLAST LOAD SUMMARY In this study, the dynamic behavior of a hemispherical composite sheil manufactured from fiberglass and epoxy under air blast load has been analysed experimentally and numerically. A blast load test structure and a hemispherical composite shell has been designed and built. Static tests has been conducted for material calibration and air blast load tests have been done under different pressure and distances. The equations for composite and shell structures were derived. The theoretical part of the study also contains the finite element analysis of the composite shell structure via ANSYS. The frequency response of the shell, computed by the finite element method, for the air blast load shows good agreement qualitatively with experimental results. 64