Search

Bu çalışmada, uçak kanatlarının doğrusal olmayan dinamik ve aeroelastik davranışları incelenmiştir. İki çeşit kiriş modeli kullanılmıştır. Bunlar, Euler-Bernoulli kirişi ile ince cidarlı kompozit kiriştir. Her iki modelin, büyük deformasyonlar altında dinamik ve aeroelastik davranışları geometrik bakımdan doğrusal olmayan formülasyon kurularak tahmin edilebilmiştir. Kanat ilk olarak, eğilme ve burulma olmak üzere iki serbestlik dereceli Euler-Bernoulli kirişi olarak tasarlanmıştır. Doğrusal olmayan analizler için ise sertleşen yay modeli kullanılmıştır. Farklı ok açılı kanat konfigürasyonlarında aeroelastik denklemler hem sayısal hem de yarı-analitik yöntemler yardımı ile çözülerek limit çevrim titreşimleri incelenmiştir ve doğrusal olmayan frekanslar elde edilmiştir. Ok açısının, limit çevrim frekansları ve genlikleri üzerindeki etkisi incelenerek yorumlanmıştır. Ok açısı artıkça limit çevrim frekanslarının azaldığı görülmüştür. Ayrıca yüksek ok açılı kanatlarda (kiritik-üstü Hoph) çatallanmanın daha yüksek hızlarda ortaya çıktığı gözlenmiştir.İkinci olarak, uçak kanadı, geriye-doğru ok açılı, bikonveks kesite sahip ince cidarlı kompozit bir kiriş olarak modellenmiştir. Kiriş modeli; malzeme anizotropisi, enine-kayma ve çarpılma kısıtlaması gibi klasik olmayan birçok etkileri içermektedir ve bu sayede çok çeşitli elastik bağlaşımlar üretilmektedir. Daimi olmayan aerodinamik yükler hem zaman-tanım aralığında hem de frekans-tanım aralığında sırasıyla Wagner ve Theodorsen fonksiyonları kullanılarak ifade edilmiştir. Enine-kayma, elastik bağlaşım ve elyaf yönlenmesinin doğal frekanslar üzerindeki etkileri incelenmiştir. Farklı elyaf açıları için ıraksama ve çırpınma hızları hesaplanmıştır. Sonuç olarak, limit çevrim titreşimlerine ok açısının incelenerek yorumlanması bu çalışmanın literatüre sağladığı ana katkılardandır. Ek olarak, geometrik bakımdan doğrusal olmayan ince cidarlı kompozit kirişlerin dinamik formülasyonu türetilmiş ve doğrusal modelle karşılaştırarak yorumlanmıştır. In this study, nonlinear dynamic and aeroelastic behavior of aircraft wings are investigated using two different beam models, namely Euler-Bernoulli beam and thin-walled composite beam. For both models undergoing large deformations, geometrical nonlinear formulation is established to predict the behavior accurately. First, the wing is modeled as an Euler-Bernoulli beam with two degrees-of-freedom, i.e. plunge (vertical bending) displacement and pitch (torsion) angle. The unsteady aerodynamic lift & moment in an incompressible flow are expressed in the time domain by the use of Wagner?s function. Linear flutter analyses are conducted for several values of sweep angles to determine flutter boundaries and effect of sweep angle on LCO characteristics is delineated. The results indicate that LCO frequencies tend to decrease and supercritical Hopf bifurcation occurs at higher speeds when the sweep angle increases.Second, the wing is modeled as a sweptback thin-walled composite beam with biconvex cross-section. This beam model incorporates a number of non-classical effects such as material anisotropy, transverse shear deformation and warping restraint. Symmetric lay-up i.e. Circumferentially Asymmetric Stiffness (CAS) is adapted as structural coupling configuration to generate i) extension-chordwise bending-transverse shear and ii) flapwise bending-torsion-transverse shear coupled motion. The divergence and flutter speeds are evaluated for several ply angles and the divergence speed is determined to be the most critical speed for forward sweep configurations. The effects of transverse shear, elastic couplings and fiber-orientation on the natural frequencies, divergence and flutter instabilities are further discussed. 157

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Bu çalışmada uçak kanadına keyfi kesite sahip, tek hücreli ince cidarlı bir kiriş modeli uygulanarak serbest titreşim davranışı incelenmiştir. İnce cidarlı kompozit kiriş yapısal modeli enlemesine kesme, malzeme anizotropisi, ve çarpılma kısıtlaması gibi çeşitli klasik olmayan etkilere maruz kalmaktadır. Kanat modelinin hareket denklemlerini ve sınır koşullarını elde etmek amacı ile 3-boyutlu elastisite için Hamilton prensibi kullanılmıştır. Belirli katman özelliklerine sahip Çevresel Simetrik Katılık (ÇSK) ve Çevresel Asimetrik Katılık (ÇAK) adı verilen iki konfigürasyon uygulanarak, hareket denklemleri elde edilmiş, ardından dış yükler sıfır alınarak serbest titreşim incelenmiştir. Dikdörtgen tek hücreli kesite sahip ince cidarlı kirişin geometri ve malzeme özellikleri literatürden alınarak, Mathematica paket programı ile yazılmış olan kodlar yardımıyla doğal frekanslar hesaplanmıştır. Bunun yanında, ÇSK konfigürasyonuna sahip kiriş için elde edilmiş olan denklemler Diferansiyel Dönüşüm Metodu adı verilen ve Taylor seri açılımına bağlı olan bir teknik ile de çözülmüştür. Sonuç olarak hesaplanan değerler çeşitli grafik ve çizelgelerde gösterilerek, literatür ile karşılaştırılmış ve iyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir., In the present study, the aircraft wing is modeled as a single-cell of arbitrary cross-section thin-walled composite beam. Free vibration behavior of the aircraft wing is investigated by means of employing this model. The structural model of the thin-walled composite beam takes the interferences created by a number of non-classical effects such as transverse shear, material anisotropy and warping restraint into consideration. Hamilton’s principle for 3-D elasticity theory is used in order to derive the equations of motion and the associated boundary conditions. After implementing specific lay-ups referred to CUS (circumferentially uniform stiffness configuration) and CAS (circumferentially asymmetric stiffness configuration) in the present study, equations of motion are derived, later than setting external forces zero, free vibration is examined. Geometrical and material properties of a rectangular cross-section of single-cell beam are taken from the literature. Computer codes are written in Mathematica and natural frequencies are calculated using these codes for both lay-ups. Besides, for CUS configuration in order to solve the equations of motion another technique called differential transform method (DTM) which is based on Taylor series expansion is used. Finally, the calculated results are tabulated in several tables and graphics that showed good agreement with the literature., Yüksek Lisans, M.Sc.