Search

Fiber-reinforced polymer composites are well-studied and established products, and today they are being used in different industrial and non-industrial areas. However, the increased interest in recyclability and the concerns about climate change caused materials scientists to look for a non-petroleum-based alternative to synthetic fibers and polymers. Since the beginning of this century, natural fibers and biopolymers have attracted increasing interest each year for composite applications. Thanks to this interest, studies on natural fibers and biopolymers have increased significantly. Despite the high number of studies on natural fibers and natural fiber-reinforced polymers (NFRP), there are gaps in the literature. This work reviews studies on natural fibers, biopolymers, and biocomposites with their advantages, disadvantages, and limitations. Studies that focus on the ways to reduce or eliminate these disadvantages and limitations have also been looked at. Also, current challenges and future perspectives for natural fibers, biopolymers, and NFRPs have been discussed.

Bu tezin birden fazla amacı bulunmaktadır. Birinci amaç, termoplastik keçe biyokompozitlerin mekanik olarak karakterizasyonudur. 4 farklı tip keçe sıcak preslenmiş, su jeti ile kesilmiş ve mekanik özelliklerini belirlemek için mekanik olarak test edilmiştir. Tüm keçeler, farklı polimer elyaf matrisleri ile takviye malzemesi olarak kısa kenevir elyafları kullanmaktadır. Bu matrisler polipropilen, geri dönüştürülmüş polipropilen, polilaktik asit ve düşük erime noktalı polyester elyaflardır.İkinci amaç, tek yönlü prepreg katmanlı biyokompozitlerin eklenmesiyle kenevir – polipropilen biyokompozitte mekanik performanstaki artışı görmektir. Tek yönlü prepregler, takviye olarak uzun keten lifleri ve matris malzemesi olarak polipropilen kullanmaktadır. 7 farklı tasarım sıcak preslenmiş, su jeti ile işlenmiş ve mekanik olarak test edilmiştir. Bu tasarımlar, keçeye göre farklı pozisyonlarda yerleştirilmiş farklı sayıda prepreg katmanından oluşmaktadır.4 keçe ve 7 tek yönlü keçe tasarımı ile toplam 11 farklı biyokompozit test edilmiştir. Bu malzemeler üzerinde 7 adet mekanik test tamamlanmıştır. Bu testlerden 4 tanesi statik testler olup çekme, basma, eğilme ve kesme testleridir. Geri kalan testler, ölçü aletli Charpy darbe, düşen ağırlık darbe ve yüksek hızlı darbe testleri olan dinamik testlerdir. Bu testlere ek olarak, yüksek hızlı darbe testlerinde elde edilen sonuçları simüle etmek için bir malzeme üzerinde sayısal analizler yapılmıştır.Mekanik karakterizasyon testleri tamamlanmış ve tüm biyokompozitlerin statik ve dinamik davranışları incelenmiştir. Keçeler ve tek yönlü prepreg katkılı keçelerin test sonuçları, kendi tasarım grupları ve diğer tasarım grupları ile karşılaştırılarak yüksek mukavemet ve kabul edilebilir ağırlıkta en uygun biyokompozitin bulunması sağlanmıştır. Keçelere tek yönlü prepreg biyokompozitlerin eklenmesiyle mekanik özelliklerde ciddi bir artış görülmüştür. Sayısal çalışmalar yapılmış ve hasar davranışlarının deneylerde karşılaşılan hasarlar ile benzer olduğu görülmüştür. This thesis has multiple aims with the first one being the mechanical characterization of thermoplastic felt biocomposites. 4 different types of felts have been hot pressed, water jet machined and mechanically tested to determine their mechanical characteristics. All felts use short hemp fibers as reinforcement material with different polymer fiber matrices. These matrices are polypropylene, recycled polypropylene, polylactic acid and low melt polyester fibers.Second aim is to reveal the improvement in mechanical performance in the hemp – polypropylene biocomposite with the addition of unidirectional prepreg layers. Unidirectional prepregs use long flax fibers as reinforcement material and polypropylene as matrix material. 7 different designs have been hot pressed, water jet machined and mechanically tested. These designs consist of different number of prepreg layers placed in different positions relative to the felt.With 4 felts and 7 unidirectional-felt designs, a total of 11 different biocomposites were tested. 7 mechanical tests were carried out on these materials. 4 of these tests are static tests, namely, tensile, compression, flexural and shear tests. Remaining tests are dynamic tests, which are instrumented Charpy impact, drop weight impact and high velocity impact tests. In addition to these tests, numerical analyses have been conducted on one material to simulate the results obtained in high velocity impact tests.The mechanical characterization tests have been completed and static and dynamic behaviors of all biocomposites have been investigated. Test results of felts and unidirectional prepreg added felts were compared with their own design groups and other design groups to find the most suitable biocomposite with high strength and acceptable weight. A drastic increase in the mechanical properties were seen with the addition of unidirectional prepreg biocomposites to felts. The numerical studies were carried out and the failure behaviors were found to be similar as those seen in experiments.

Havacılık, otomotiv, denizcilik ve askeri uygulamalarda, sandviç yapılar ve dolgu malzemeleri gibi düşük yoğunluklu hafif yapılar, darbe ve patlama durumlarında ezilme dirençleri göz önünde bulundurulduğunda önemli bir role sahiptirler. Çarpma, patlama ve ezilme olayları durumunda büyük deformasyonlar meydana gelebilir; bu nedenle sandviç yapılar ve kaza tüpleri tükenebilir ve yüksek pik kuvvetleri ortaya çıkabilir. Bu durumu önlemek için ökzetik malzemeler önemli bir role sahiptir. Ökzetik malzemeler, klasik malzeme davranışının aksine çekme yükleri altında yanal genişleme ve basma yükleri altında yanal daralma davranışı gösteren negatif Poisson oranlı malzemeler olmaları nedeniyle çekirdek ve dolgu malzemesi olarak dikkat çekmektedir. Bu çalışmanın amacı eksenel sanki-statik yüklere maruz kalan eklemeli imalat yöntemleri ile üretilmiş polimer ve metal ökzetik kafes yapıların enerji emilim özelliklerini ökzetiklik gösterdikleri doğrultuda incelemektir. Bu çalışma yapılırken kafes yapıların toplam kütlesi ve dış hat ölçümleri daha etkili karşılaştırma çalışması yapılabilmesi için eş tutulmaya çalışılmışılmıştır.Bu tezde sunulan çalışmada ökzetik kafes yapıları üretmek için eklemeli imalat yöntemi kullanılmıştır. Eklemeli imalat yöntemi hızlı ve karmaşık üretimler için geliştirilmiş bir yöntemdir ve katmanlı üretim eklemeli imalat için en yaygın yöntemlerden biridir. Ek olarak tasarım doğrulaması, görselleştirme ve kinematik işlevsellik testi gibi amaçlar için birçok yönden avantaj sağlayan bir üretim yöntemidir. Eklemeli imalatta bilgisayarda oluşturulan katı model doğrudan aktarılarak gerekli parçaların bilgisayar kontrolü ile etkili bir üretim yöntemidir. Ürün geliştirme süresini azaltmanın yanı sıra uygulanabilirliği yüksek ve kanıtlanmış bir üretim yöntemidir. Eklemeli imalat için seçici lazer sinterleme, elektron ışını ergitme, eriyik yığma modelleme ve stereolitografi olmak üzere çeşitli yöntemler vardır. Eriyik yığma modelleme tekniği; cihaz ve sarfiyat malzemelerinin bahsedilen diğer yöntemlere göre daha ucuz olması ve daha fazla kullanıcıya ulaşan bir yöntem olması nedeniyle bu çalışmada kullanılmıştır. Eriyik yığma yönteminin belirtilen avantajlarının aksine, tamamlanmamış alt katmanlar, asılı sarkıtlar, eksik duvarlar, yastıklama, kaydırılmış katmanlar, bitmemiş parçalar, katmanların ayrılması, çözgü sendromu, yanma izleri ve düzensiz duvarlar gibi çözülmesi sorun teşkin eden bazı üretim sorunları vardır. Bu çalışmada, eriyik yığma metodu üretim sorunları listelenmiş ve incelenmiştir. Ayrıca, bu üretim kusurlarını önlemek için çözüm yaklaşımları sunulmaktadır. Eriyik yığma metodu üretimleri için Zortrax M200 3B yazdırma cihazı ve sarf malzemesi olarak Akrilonitril bütadien stiren (ABS) kullanılmıştır. NX 12: Siemens PLM 3B modelleme yazılımı katı modellerin temsilini tasarlamak için kullanılmıştır ve ardından stereolitografi (STL) dosyasına dönüştürülmüştür. Dönüştürülen dosya daha sonra Z-Suite adı verilen Zortrax'ın makine yazılımına aktarılmıştır.Eklemeli imalatta üretim parametreleri üretilen yapının mekanik özellikleri üzerine etkisi yüksek olması sebebi ile optimum üretimlerin yapılabilmesi üzerine çalışma yapılmıştır. Bu çalışmada belirtilen bazı parametreler sabit tutulurken bazıları değiştirilerek çekme testleri yapılmıştır. Eriyik yığma modelleme tekniği ile yapılan üretimlerde sabit olan üretim parametreleri maksimum dolgu, normal dikiş ve desteksiz üretim olarak tanımlanmıştır. Kontrol edilebilir parametrelerden olan ve mekanik özellikler için önemli bir etken olan katman kalınıkları için farklı katman kalınlıkları olarak 0.09, 0.14, 0.19, 0.29 ve 0.39 mm belirlenmiştir. Katman kalınlığının üretilen malzemenin mekanik özellikleri üzerindeki etkisini belirlemek için her grupta belirli sayılarda numuneler üretilerek çekme testleri yapılmıştır. Sonrasında, gerilim-gerinim grafikleri elde edilmiş ve yazdırma seçeneklerinin mekanik özelliklere etkisi ve yapıların üretilmesi için en uygun katman kalınlığının etkisi üzerine çalışılmış ve kafes yapıların üretiminde kullanılmıştır.Sonuç olarak çalışmada kullanılan ABS malzemelerin; ökzetik yapıların ökzetik davranışlarının belirli bir süre devam edebilmesi için yeterli derecede sünek olmadığı anlaşılmıştır. Bu nedenle farklı uygulamalarda ve farklı malzeme ile aynı yapının vereceği cevaplar için çalışmada diğer bir katmanlı imalat yöntemi olan elektron ışını ergitme yöntemi kullanılmıştır. Elektron ışını ergitme metodu metalik tozları ergitmek için elektron ışını kullanan sofistike eklemeli imalat tekniklerinden biridir ve elektron ışını ergitme cihazı yanı sıra malzeme olarak Titanyum alaşımı (Ti6Al4V) olan yüksek özgül mukavemet, yüksek korozyon direnci, üstün biyouyumluluk gibi üstün mekanik ve kullanım özelliklerine sahip alaşım kullanılmıştır. Bu malzeme bu özellikleri dolayısıyla uzay ve biyomühendislik alanları için öne çıkan malzemelerdendir. ARCAM EBM A2 3B yazıcı ve 45-100 $/mu$m boyutundaki metal toz taneciklerden oluşan ve gaz atomizasyon yöntemi ile üretilen bir alaşım olan ARCAM Ti6Al4V ELI kullanılmıştır. EBM ile üretilen parçaların karakterize edilmesi ve mekanik davranışının anlaşılabilmesi için çekme testleri yapılmıştır. EBM ile üretilen parçalar izotropik olmayan davranış gösterdiği için 0, 45 ve 90olarak üç oryantasyonda üretim yapılmıştır. Ayrıca, EBM ile üretilmiş parçalarda füzyon eksikliği olarak tespit edilen iç kusurların üretilen parçaların mekanik etkisi üzerine bir çalışma yapılmıştır. Üretilen parçaların içindeki iç hataları gözlemlemek ve hataların büyüklüklerini ölçmek için tarayıcı elektron mikroskobu kullanılarak bunların mekanik performansa etkisine bakılmıştır. Sonuç olarak EBM ile üretilen Ti6Al4V parçalar izotropik elastisite ve akma dayanımı gösterirken kopma uzamalarında füzyon problemleri kaynaklı büyük farklılıklar görülmüştür. Çalışmanın çıktısı olarak füzyon eksikliğinden kaynaklı oluşan bölgelerin toplam alanı ile kopma uzamaları arasında neredeyse lineer bir bağlantı görülmüştür. Ökzetikler ile ilgili çalışmalara gelindiği zaman ilk çalışma girintili altıgen kafes yapı ile anti-tetrakiral ökzetik yapılar eriyik yığma yöntemi ile ABS'den üretilere ezme testleri yapılıp 2B ökzetik yapıyı oluşturan mekanizmalardan hangisinin ezilme yönünden daha işlevsel olduğu üzerine bir çalışma yapılmıştır. Bu çalışmaya bir diğer ökzetik mekanizması olan dönen rijit ökzetik kafes yapı olan ve içerisinde yüksek dolgulu geometriler içeren yapıların ezilme açısından verimli olmaması ile dahil edilmemiştir. 2B ökzetik yapılar eriyik yığma ve elektron ışınlı ergitme gibi katmanlı imalat yöntemleri için uygun geometrilerdir. Üretim tablası üzerinde ekstrüzyon yapılarak üretimleri sağlanabilir. 3B gibi kompleks yapılar üretilmek istendiğinde yapının boş olan iç kısımlarında ve çevresinde destek yapıları kullanmak gerekmektedir. Bu yapıların üretim sonunda el yordamı ile temizlenmesi gerekmektedir. Kompleks geometrilerde bazı ulaşılamayan bölgelerden temizlenemezken bazı bölgelerde temizlik sonrası yüzeyde oluşan bozulmalar yük altında gerilme yığılması ve çatlak oluşumu gibi mekanik problemlere sebebiyet vermektedir. Girintili altıgen kafes yapı ile anti-tetrakiral ökzetik yapıların ezilme davranışları kıyaslandığında girintili altıgen kafes yapının ezilme davranışının düşük olması sebebi ile geometrisinde modifikasyona gidilmiştir. Bu modifikasyondan sonra anti-tetrakiral ve modifiye edilmiş girintili altıgen kafes yapıların karşılaştırmalı ezme araştırması deneysel yöntem ve sayısal analizler kullanılarak ökzetiklik gösterdikleri doğrultuda gerçekleştirilirmiştir. Kafes yapılar eriyik yığma 3B yazdırma teknolojisi kullanılarak üretilmiş ve yarı-statik yük altında ezilmiştir. Her iki yapının doğrusal olmayan sonlu elemanlar modelleri ABAQUS ticari sonlu elemanlar yazılımı kullanılarak oluşturulmuş ve sonlu elemanlar sonuçları sistematik olarak deneysel sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Ezme sonucunda ezilen yapılar ezilmenin ilk fazında lineer elastik bir davranış gösterirken, ikinci fazında plato ve son fazından yoğunlaşma denilen fazlar sergilemektedir. İlk fazda eğilme etkili deformasyon modu iken ikinci fazla burkulma, plastik deformasyon, gevrek kırılmalar meydana gelir. Son fazda ise kafes yapının içindeki boşluklar kapanarak yapı yığın bir malzeme gibi davranmaya başlar. Yapının absorbe ettiği toplam enerji hesaplanırken bu yoğunlaşma noktasından öncesi hesaba katılır. Bu çalışmada her iki yapının yoğunlaşma fazlarının başlangıcı sayısal olarak belirlenmiştir. Sonuçlar deformasyon modlarının her iki tasarımın kuvvet-deplasman cevabını güçlü bir şekilde etkilediğini göstermektedir. Bu şekilde, testlerdeki kırılma bölgeleri ve burkulma deformasyonu teori ile bir ilişki bulmak ve geometrilerin modifikasyonu için tanımlanmıştır. Anti-tetrakiral tasarım, modifiye edilmiş girintili kafes altıgen yapılardan daha yüksek özgül enerji emilimi sergilemektedir. Ökzetik karakteristiğinin ötesinde anti-tetrakiral ökzetik yapılar deformasyon mekanizlarından kaynaklı yüksek kesme kuvveti dayanımı sayesinde ezilme altında yüksek özgül enerji emilimi sağlamaktadılar. Eriyik yığma üretim metodu ile üretilen ABS malzeme için deneysel ve nümerik analiz ile korelasyon sağlanıp oluşturulan nümerik analiz modelinin validasyonu yapıldıktan sonra hekzakiral, trikiral, anti-trikiral, tetrakiral, anti-tetrakiral gibi kiral deformasyon mekanizması içeren yapılar arasındaki enerji emilimi yönünden en etkili kiral mekanizmayı değerlendirmek, bal peteği yapı ile kıyaslamak için ABAQUS ticari sonlu elemanlar yöntemi (FEM) yazılımı kullanılarak kıyaslama testi yapılmıştır. Sonuç olarak hekzakiral (kiral) ökzetik kafes seçilmiştir ve çalışmanın bir kısmı tek eksenli ve yanal yarı-statik yüke maruz kalan dolgulu kiral ökzetik kafes yapı dolgulu silindirik kompozit tüplerinin enerji emme karakteristiklerinin anlaşılmasına ayrılmıştır. Kafes yapılar eriyik yığma modelleme tekniği kullanılarak üretilmiştir. Dolgu malzemesi içermeyen boş kompozit tüpler başlangıçta tek eksenli ve yanal yarı-statik ezme yükleri altında 10 mm/dakika hızında deformasyona maruz bırakılmıştır. Aynı deneyler daha sonra kiral yapılar ve kiral ökzetik yapı ile doldurulmuş kompozit tüpler üzerinde gerçekleştirilir. Farklı durumlar için yük-deplasman eğrileri analiz edilirek özgül enerji emilim değerleri karşılaştırılır. Kiral kafeslerle doldurulmuş kompozit tüplerin eksenel yarı statik ezilmesi için özgül enerji emilimi kapasitesi içi boş kompozit tasarıma kıyasla /%45'lik bir azalma ile 43 J/kg'a ulaşılmıştır. Aksine - ve oldukça dikkat çekici bir şekilde - yanal yükleme durumunda ortalama özgül enerji emilimi değeri içi boş kompozit konfigürasyonuna kıyasla /%450'lik bir artışla 2.36 J/kg'dır. Kafes yapılar kendilerini oluşturan ve birbirini tekrarlayan en küçük yapılar olan birim hücrelerin oluşturduğu ağ ile ortaya çıkmaktadır. Bu birim hücrelerde yapılan değişiklikler kaynaklı ortaya çıkan mekanik özellik değişimleri tüm yapıyı etkilemektedir. Bu sebeple de çalışma birim hücre üzerindeki çalışmaya indirgenerek kiral ökzetik kafes yapıların birim hücreleri elektron ışın ergitme üretim teknolojisi kullanılarak Titanyum alaşımı (Ti6Al4V) metalik tozdan üretilmiştir. Elektron ışın ergitme ile üretilen kiral ökzetik kafes yapılar sayısal ve deneysel olarak ökzetiklik gösterdiği doğrultuda üç aşamalı çevrimsel yük profili ile basma kuvvetine maruz bırakılmıştır. Ayrıca EBM ile üretilmiş Ti6Al4V alaşımlı kiral ökzetik yapıların enerji emme özelliklerini belirleyebilmek için ezme testi yapılmıştır. Malzeme karakterizasyonu ve elektron ışın ergitme ile üretilen parçaların malzeme davranışlarını anlamak için çekme ve üç nokta eğme testleri yapılmıştır. Çekme ve eğme test örnekleri iki farklı kalınlık ve üretim oryantasyonu doğrultusunda üretilmiştir. Ayrıca elektron ışın ergitme baskılı parçaların yüksek yüzey pürüzlülüğü nedeniyle yüzey pürüzlülüğü çalışması yapılmış ve kesit ölçüm hatalarının önlenmesi için yükü taşıyan etkin alanını tanımlamak için tarayıcı elektron mikroskobu ile etkin alanlar belirlenip bir eşitlik sunulmuştur. Eşitlik ve çekme testi sonuçları kullanılarak seçim ve kalibrasyon işleminden sonra yapısal bir denklem nümerik analiz için oluşturulmuş ve kullanılmıştır. Yapısal eşitlik denklemi deneysel ve sayısal üç nokta eğme testi sonuçlarının karşılaştırılması ile doğrulanmıştır. Ayrıca elektron ışınlı ergitme ile üretilen kiral ökzetik birim hücreler iki farklı kalınlıkta üretilirek farklı yükler altında Poisson oranı değişimi ve büyük deformasyonlarda lineer olmayan deformasyon sınırını, hasar ve kalıcı deformasyonlar olmaksızın izlemek için bir basma yük profili uygulanmıştır. Optimum topoloji tasarımı ve mekanik performans tahmini için sayısal modeli doğrulamak amacıyla sonlu eleman kodunun kullanılmış ve daha sonra basma yük profili deneylerinde incelenen aynı senaryolar doğrusal olmayan hesaplama modelleri kullanılarak değerlendirilmiştir. Hesaplamalı modellerde yük ve yer değiştirme sınır şartları kontrollerini tanımlamak için bir Fortran altyordamı kullanılmıştır. Ezme testleri analizlerin kiral yapıların ezilmesi sırasında ortaya çıkan kırılmaların simülasyonunu yaparak daha iyi sonuçlar elde edebilmek için hasar kriterleri kullanılmıştır. Sonuç olarak kiral kafes hücrelerin kalınlığı, rijitliği ve ökzetikliği konusunda etkin bir parametre olduğu deneysel olarak belirlenmiştir. Kiral ökzetik kafes yapıyı oluşturan silindir yapıların duvar kalınlığı-yarıçapı oranı olan değerin 0.15'ten 0.30'a olan oran artışı ökzetik davranış kaybına neden olmuştur. Son olarak ezilme davranışları karşılaştırılmıştır ve ökzetiklik gösteren yapının ezme kuvveti etkinlik oranında daha iyi enerji emilim kabiliyeti sağlandığı özgül enerji emilim değerinde ise tam tersine bir davranış gösterdiği görülmüştür. In aerospace, automotive, marine, and military applications, low-density lightweight structures such as sandwich structures and filling materials have an important role in crashworthy applications due to their crush resistance during impact and blast situations. Large deformation can occur during the impact, blast and crush events; therefore sandwich structures and sacrificial crash tubes can bottom out and very high peak load can rise. For preventing this phenomenon, auxetic materials have drawn attention as a core and filling material due to their negative Poisson's ratio (NPR) specification, which provides lateral expansion under tensile loads and shrinkage under compressive loads. The purpose of this study is to examine the energy absorption characteristics of additively manufactured polymer and metal 2D auxetic lattice cells, in the edgewise direction where auxeticity can be experienced, subjected to axial quasi-static loads. Total mass and volume of lattice cell structures are kept almost equal for better comparison.% In the work presented in this dissertation, additive manufacturing (AM) is used to produce auxetic lattice structures. AM is an improved method for quick and complex productions, and layered manufacturing is the most common method for AM; aiming the design verification, visualization, and kinematic functionality testing. AM is a computer-controlled manufacturing method of needed parts which are directly transferred as a solid model from the computer. It is a very sufficient and proved way to reduce the time for product development. There are several methods for AM, which are selective laser sintering (SLS), electron beam melting (EBM), fused deposition modelling (FDM) and stereolithography (SLA).FDM is used in this study because of its device and consumption material are cheaper compared to other mentioned methods. On the contrary of advantages of FDM method, there are some uncontrollable production problems to be solved such as incomplete bottom layers, hanging strands, missing walls, pillowing, shifted layers, unfinished parts, delamination of layers, warping syndrome, burn marks and irregular walls. In this study, FDM production problems are listed and investigated. Furthermore, solution approaches are presented to prevent those production flaws. Zortrax M200 3D printing device and Acrylonitrile butadiene styrene (ABS) are used in this study. NX 12: Siemens PLM Software is used for designing the representation of a solid model then it is converted to a stereolithography (STL) file. The converted file is then imported to the machine software of Zortrax which is called Z-Suite. For the FDM productions, production variables are defined as high quality, maximum infill, normal seam, and no support usage. Different layer thicknesses of the productions are assigned as 0.09, 0.14, 0.19, 0.29 and 0.39 mm. Several specimens in each group are manufactured to determine the effect of the layer thickness on the tensile properties. As a result, stress-strain graphs are obtained, and the effect of printing options to mechanical properties are investigated to define the feasible layer thickness for producing structures.Consequently, it is understood that ABS is not enough ductile to maintain the auxeticity of the structures for a certain period. Thus, electron beam melting (EBM) is used in this study. It is one of the promising and sophisticated AM techniques that uses an electron beam to melt metallic powders. Titanium alloy (Ti6Al4V) is used by the reason of its outstanding mechanical properties of high specific strength, high corrosion resistance, excellent biocompatibility; hence titanium alloys are prominent material for aerospace and bioengineering fields. ARCAM EBM A2 3D printing machine and ARCAM Ti6Al4V ELI, which is a gas atomized prealloyed powder in a size range of 45-100 $/mu$m, are used in this study. To understand the mechanical behaviour and characterize EBM printed parts tensile tests are conducted. Each test specimens are produced in three different directions, 0, 45 and 90 due to characteristic anisotropic behaviour of EBM printed parts. Moreover, a study on the effect of inner defects, which are detected as the lack of fusion, in the EBM printed parts is conducted to define the mechanical performance of EBM printed components. The area of defect regions are observed using a scanning electron microscope and measured to investigate the defect area effect to mechanical performance. As a result, EBM printed Ti6Al4V parts experiences isotropic elasticity and yield stress, however, strain at break specifications show substantial differences according to build orientation which is dominated by the lack of fusion (LOF) problems. As an output, it is understood that the increase in the LOF region shows an almost linear decreases pattern with the strain at break value.Furthermore, firstly a comparative study with re-entrant and anti-tetrachiral auxetic is conducted to define the better auxeticity mechanism for 2D auxetic lattices. However, anti-tetrachiral auxetic structures show greater results than the re-entrant auxetic structures and, a modification for the re-entrant structure is needed to increase its energy absorption ability. Besides, another 2D auxeticity mechanism, which is called rotating rigid auxeticity, exists, however, this type of structure is not feasible for crushing applications due to bulky parts in the structure so it is not counted in this study. A comparative compression investigation of anti-tetrachiral and modified re-entrant lattices is conducted in-plane direction using experimental and numerical analyses. Lattice structures are manufactured using FDM 3D printing technology and crushed at the quasi-static condition. Non-linear finite element (FE) models of both structures are established, and the FE results are systematically compared with the experimental results. The onset of densification phases of both structures is determined numerically. Results indicate that deformation modes strongly affect the force-deflection response of both designs. In this manner, failure regions and buckling deformation in the tests are identified to find a relation with theory and to modify geometries. The anti-tetrachiral design exhibits higher specific energy absorption than modified re-entrant hexagonal lattices. Beyond the auxetic characteristics, deformation mechanism of the anti-tetrachiral lattices provides an opportunity to construct excellent crush absorption in-plane direction thanks to its high shear strength stem from its unique deformation mechanism. After having the validated constitutive equation for FDM printed ABS, a benchmark test is conducted using ABAQUS commercial finite element method (FEM) software to evaluate and define the energy absorption effective chiral mechanism among hexachiral, trichiral, anti-trichiral, tetrachiral, anti-tetrachiral and regular hexagonal topologies. As a result, hexachiral (chiral) auxetic lattice is selected, and a part of the study is devoted to the understanding of the energy absorption characteristics of filled chiral auxetic lattices cylindrical composite tubes subjected to a uniaxial and lateral quasi-static load. The lattice structures are manufactured using an FDM 3D printing technique and ABS material. Composite tubes without filling material are initially subjected to uniaxial and lateral quasi-static crushing loads at a rate of 10 mm/min. The same types of experiment are then performed on chiral lattices and chiral lattices filled composite tubes. For the different cases, the load-displacements curves are analyzed and the specific energy absorption (SEA) values are compared. The SEA capability for the axial quasi-static crushing of the chiral lattices filled composite tubes reach 43 J/kg with a 45/% decrease in comparison with the hollow composite design. On the contrary – and quite remarkably - the average SEA value in the case of lateral loading is 2.36 J/kg, with a 450/% increase in comparison with the hollow composite configuration.%Finally, chiral auxetic unit cell structures are produced from Titanium Alloy (Ti6Al4V) metallic powder using Electron Beam Melting (EBM) additive manufacturing technology. EBM printed chiral auxetic lattices are compressed with a three steps cyclic load profile in the edgewise direction numerically and experimentally. Also, a crush study is performed numerically and experimentally to evaluate the energy absorption ability of EBM printed metallic chiral lattice cells. For material characterization and understanding the material behaviour of EBM printed parts tensile and three-point flexural tests are conducted. Tensile and bending specimens are produced in two different thicknesses and orientations. Moreover, a surface roughness study is conducted due to high surface roughness of EBM printed parts, and an equation is offered to define load-carrying effective area for preventing cross-section measurement mistakes. In compliance with the equation and tensile test products, a constitutive equation is formed and used in the numerical analyses after selection and calibration process. The constitutive equation is verified by the comparison of experimental and numerical three-point bending test results. Furthermore, a compressive load profile is applicated to the EBM printed chiral lattice unit cells with two different thicknesses to track their Poisson's ratio variation, and displacement limit under large displacements without the formation of degradation, permanent deformations and failures. The utilization of a finite element code to verify a numerical model for optimum topology design and mechanical performance forecast, the same scenarios investigated in the compressive load profile experiments are then evaluated using non-linear computational models. In the computational models, a Fortran subroutine is used to define the load and displacement controls. In addition, in the numerical crush analysis, auxetic lattice cells are crushed between two rigid plates using damage and failure criteria for simulating failures. As a result, it is revealed that the thickness of the chiral lattice cells is the dominating parameter about its stiffness and auxeticity. Increase in the chiral node radius to thickness rate of 0.15 to 0.30 causes loss of auxetic behaviour. Lastly, their compression behaviours are compared, and the one showing auxeticity presents better energy absorption ability in terms of crush force efficiency, however, considering specific energy absorption value the results show the opposite. 171

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

Kompozit malzemelerin havacılık, denizcilik, enerji ve otomotiv endüstrilerindeki kullanımı oldukça yaygınlaşmış durumdadır.Bu malzemelerin bilinen avantajları, onları karmaşık yük taşıyıcı yapılar için tercih edilir kılmaktadır. Fakat, kompozit malzemelerin uzun süreli kullanımlarındaki yorulma benzeri durumlara karşı bilinmeyen dayanım özellikleri, tasarım aşamasında görece yüksek güvenlik katsayıları gerektirdiği için, bu malzemelerin bilinen metalik malzemelerin tamamiyle yerine geçmesi kısa vadede mümkün gözükmemektedir. Bu çalışma yapıların kullanım esnasındaki bütünlüğü hakkında fiber Bragg ızgara (FBG-Fiber Bragg Grating) sensörler yardımıyla sürekli bilgi sahibi olunmasını sağlayacak yapısal sağlık takibi (SHM-Structural Health Monitoring) yöntemleri geliştirerek güvenlik odaklı tasarım anlayışının değişmesine olanak tanımak adına gerçekleştirilmiştir.Bir FBG sensör belli bir dalgaboyundaki ışığı ışık kaynağına geri yansıtan bir çeşit filtre gibi çalışmaktadır. Geri yansıtılan ışığın tepe dalgaboyu, sensör içerisindeki ızgaraların arasındaki mesafeye bağlıdır. Izgaralar arasındaki mesafe değiştiğinde, geri yansıtılan ışığın tepe dalga boyu değişir. FBG sensörlerin bu özelliği onların mükemmel bir gerinim ölçer olmasını sağlamaktadır. Küçük çapları, elektromanyetik alanlara karşı olan bağışıklıkları, çoğullanabilme ve malzeme içerisine gömülebilme özellikleri gibi bir çok avantajı bulunan FBG sensörlerin, yapısal sağlık takibi için benzeri olmayan bir algılayıcı tipi olduğu söylenebilir.FBG sensörlerin kompozit malzemelerin içerisine gömülmesi, özellikle kapalı bir kalıp üzerine kurulu olan Reçine Transfer Kalıplama (RTM-Resin Transfer Molding) gibi yöntemler ile uygulandığında oldukça hassas ve karmaşık bir işlemdir. RTM yöntemiyle üretilen numunelerin henüz tasarım aşamasında fiber optik kablo çıkışının belirlenmesi ve numuneden çıkan bu kablonun üretim boyunca korunması gerekmektedir. Bu çalışmanın başında, sensör içeren fiber optik kablonun numuneden dışarıya çıkarılma yöntemi sebebiyle FBG sensör içeren numunelerin testleri özel aparatlar kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Çalışmalar göstermiştir ki bu ek aparatlar gerçekleştirilen deneyleri daha karmaşık hale getirmiş ve numunelerin çoğunlukla yorulma testleri esnasında beklenenden çok daha erken kırılmasına sebebiyet vermiştir. Bu durumu aşmak için, tezin ilk araştırmaları optik sensörlerin numunelereden daha efektif bir çıkışının sağlanarak hem üretim hem de deney süreçlerinin daha verimli bir hale getirilmesi üzerine yoğunlaştırılmıştır. Bu bağlamda, çalışmalar sonucunda L şeklinde deney numuneleri geliştirilmiş ve aparat gereksinimi tamamen ortadan kaldırılarak deneylerle ilgili tüm sıkıntılar giderilmiştir.Gömülü FBG sensörler, SHM uygulamaları için oldukça değerli olabilecek bir özellik olan yorulma yükü altındaki yapı içerisinden sürekli veri toplayabilme görevine çok uygundurlar. Bu tez çalışmasında, kompozit malzemelere gömülmüş FBG sensörlerden yorulma yüklemesi altında sürekli olarak alınan veri vasıtasıyla her bir yük tekrarında harcanan gerinim enerjisi miktarı hesaplanarak literatürde bir çok araştırmacının çalışmalar yürüttüğü kalan ömür tahmini gerçekleştirilmiştir. Öncelikle sensör içermeyen cam fiber takviyeli polimerik (GFRP-Glass Fiber Reinforced Polymeric) kompozit numunelerin geniş kapsamlı deneysel çalışmaları yapılmış ve çeşitli gerinim oranlarında strain enerjisi salınım oranı (SERR-Strain Energy Release Rate) değerleri bulunarak malzemenin yorulma katsayıları çıkartılmıştır. Sonrasında FBG gömülü GFRP numuneler üretilmiş ve yorulma testlerine tabi tutulmuştur. Çalışmalar FBG sensörlerin yorulma yükü altında kompozit malzemeler içerisinden veri toplamada çok başarılı olduğunu göstermiştir. Kompozit içerisindeki homojen olmayan micro yapılar sebebiyle oluşan değişken gerinim bölgelerinin uzun FBG sensör sinyalinde tepe dalgaboyunun ayrışmasına sebebiyet verdiği gözlemlenmiş, bu sebeple kısa uzunluğa sahip gömülü FBG sensörlerin daha güvenilir sinyal sağladığı sonucuna varılmıştır. FBG sensörler 4 Hz frekansta gerçekleştirilen yorulma deneyleri esnasında malzemedeki sinüsoidal gerinim davranışının hassas bir biçimde ede edilmesini sağlamışlardır. Bu FBG verisi analiz edilerek kalan ömür tahminleri belli kabuller altında başarıyla gerçekleştirilmiştir. İlginç bir sonuç olarak, dış sensörler vasıtasıyla elde edilen kompozit malzemenin global davranışı ile gömülü FBG sensörlerden elde edilen lokal davranış arasında farklılıklar olduğu gözlemlenmiştir. Kullanılan FBG sensörlerin numunelerin kırılma anlarına kadar çalışır durumda kalabildiği not edilmelidir. Bu durum uygulanan yöntemin gerçek hayatta güvenle kullanılabileceğinin en önemli göstergesidir. Çift FBG sensörün tek bir fiber optik kablo üzerine yazılması ile çoklu sensör oluşturularak çift eksenli gerinim sensör konfigurasyonu elde edilmiş ve sensörler bu şekilde malzeme içerisine gömülmüştür. Bu yöntem yorulma yükü altındaki malzemenin içerisinde oluşan gerinim değişimlerinin hem eksenel (yüke paralel) hem de yanal yönlerde elde edilmesine olanak tanımıştır. FBG sensörlerden elde edilen gerinim verisi analiz edilerek GFRP kompozitten üretilmiş numunelerdeki Poisson oranı her bir yük tekrarı için ayrı ayrı elde edilmiştir. Yorulma deneyleri esnasında elde edilen FBG verileri tekrarlı yükleme sebebiyle malzemenin Poisson oranında azalma davranışı gösterdiğini ortaya koymuştur. Kompozit malzemelerin o anki yapısal bütünlüğü hakkında önemli bir gösterge olan Poisson oranının FBG sensörler vasıtasıyla tüm malzeme ömrü boyunca anlık olarak başarıyla izlenebileceği görülmüştür. Bu çalışmalar esnasında hem ekstensometre hem de deplasman kontrollü deneyler gerçekleştirilmiştir. Önceki çalışmadakine benzer şekilde, FBG sensörlerin lokal olarak gözlemlediği kompozit davranışı ile ekstensometre ve deplasman ölçüm cihazlarının gösterdiği tüm ölçüm alanı için global olarak ölçülen veriler farklılık göstermiştir. Buna ek olarak, aynı deneylerde kullanılan gerinim ölçerlerin özellikle yorulma yükleri altında FBG'ler gibi dayanıklı olmadığı görülmüştür. Düşük gerinim oranlı bir yorulma deneyi esnasında 3.5 milyondan fazla yük tekrarı uygulanmış, deney malzemede gözle görünen herhangi bir hasar bulunmaması sebebiyle sonlandırılmış ve her iki FBG sensörün de hatasız biçimde görevlerini deneyin sonuna kadar yerine getirdiği görülmüştür. Bu çalışma kapsamında, sıcaklığın FRP kompozitler ve bu kompozitler içerisine gömülmüş olan FBG sensörleri nasıl etkilediği de incelenmiştir. Hem RTM hem de vakum kürleme masası ile üretilmiş numuneler soğuk, oda sıcaklığı ve yüksek sıcaklık ortamlarında mekanik olarak incelenmiştir. RTM ile üretilen numunelerin her sıcaklık ortamında daha iyi performans gösterdiği gözlemlenmiştir. Malzemenin nihai kopma dayanımının oda sıcaklığındaki değerlere kıyasla -40C'lik soğuk ortamda yükseldiği, 70C'lik sıcak ortamda ise azaldığı görülmüştür. Her iki üretim yöntemi ile elde edilen kompozit numuneler arasındaki fiber hacim oranı farkı göz önünde bulundurulduğunda, değişen sıcaklıklara bağlı statik mekanik özelliklerde çok ciddi meretebe farkları gözlemlenmediği de not edilmelidir. Yüzey kalitesi bakımından karşılaştırma ise oldukça farklı sonuçlar doğurmuştur. Elle yatırılarak vakum kürleme masasında üretilen numunelerde çok fazla hava kabarcığı kaldığı ve yüzeylerinin ciddi ölçüde gözenekli bir yapıya sahip olduğu görülürken, RTM yöntemi ile üretilen numunelerin mükemmel yüzey kalitesiyle birlikte gözle görülür hiç bir hava kabarcığı ve gözenek içermediği gözlenmiştir. Sonuçlar, ıslak elle yatırma tekniğinin malzeme içerisindeki süreksizliklere karşı oldukça hassas olan FBG sensörlerin gömülmesine müsait olmadığını göstermektedir. Buna ek olarak, ıslak elle yatırma ile üretilmiş numunelerdeki gözenekli yapı yorulma dayanımında büyük kayıp yaratacağı için bu numunelerin tekrarlı yüklere maruz kalmaya uygun olmadığı da belirtilmelidir. Bu sebeplerle, sadece RTM ile üretilmiş FBG içeren numunelerin sıcak ortam yorulma deneylerinin yapılması uygun bulunmuştur. Deney 50C'de 0.27 gerinim oranında gerçekleştirilmiştir. 2 milyondan fazla yük tekrarı uygulanmış deney numunesi herhangi bir hasara uğramamış ve bununla birlikte FBG sensör de görevini deney sonuna kadar başarıyla devam ettirmiştir. Sensör verisi SERR hesaplaması için kullanılmış ve analizlerde sıcaklığa bağlı herhangi bir olumsuzluk görülmemiştir. Delik içeren fiber takviyeli kompozitler de SHM bakış açısı ile incelenmiştir. 4mm çapında merkezi delik biçiminde çentik içieren GFRP numuneler üretilmiştir. Malzemenin davranış biçiminin anlaşılması için başlangıç aşamasında sensör içermeyen numunelerin statik çekme testleri gerçekleştirilmiştir. Sonrasında, çift eksenden ölçüm almak üzere FBG sensörler içeren üç numune üretilmiştir. Eksenel ve yanal sensörler her üç numune için delik merkezinden sırasıyla 4mm, 7mm ve 10mm mesafelere yerleştirilmiştir. CNC ile deliklerin açılırken FBG sensörler ile numunelerin yapısal takipleri gerçekleştirilmiştir. Delme esnasında elde edilen veriler incelendiğinde kürlenme sürecinden kaynaklanan kalıntı gerinimlerin bu işlem nedeniyle hangi büyüklüklerde serbest kaldığı elde edilmiştir. Delik merkezinden 7mm mesafede sensörler içeren numune statik olarak test edilmiştir. Her iki sensör de numunenin kırılmasına kadarki süreçte beklenen şekilde veri sağlamıştır. Diğer FBG içeren numuneler ise yorulma deneyleri yapılarak incelenmiştir. Çalışmalar, delik kenarından 2mm, yani merkezden 4mm mesafede yer alan FBG sensörlerin delik çevresinde tekrarlı yükleme kaynaklı hasarın ilerlemesi sebebiyle toplam yorulma ömrünün sadece % 28 ila % 40'lık bir kısmında veri sağlayabildiğini göstermiştir. Diğer numunedeki delik kenarına 8mm mesafeye (merkezden 10mm mesafeye) yerleştirilmiş FBG sensörler, malzemenin yaklaşık 50000 tekrarlık yorulma ömrü boyunca çalışır durumda görevlerini idame ettirmişlerdir. Analiz edilen FBG verisi deney süresince delik çevresinde oldukça düzensiz bir gerinim davranışı oluştuğunu göstermektedir. Hasara bağlı olarak oldukça değişken bir gerinim bölgesi olan delik çevresinin gömülü FBG sensörler için en zorlu kullanım alanlarından birini oluşturduğunu belirtmek gerekir. Bunun en büyük nedenlerinden biri kuşkusuz FBG sensörlerin dairesel delik şeklindeki çentik çevresinde hızla ilerleyen çatlaklara doğrudan maruz kalmasıdır. Buna rağmen, gömülü sensörler delikten belirli bir mesafeden itibaren yorulma yüklemesi altında yapısal sağlık takibi görevlerini yerine getirmiştir. FBG sensörlerin delikli kompozit malzemeler içerisindeki davranışları yukarıdaki araştırmalara ek olarak sonlu elemanlar yöntemi ile incelenmiştir. Bu çalışmada FBG içeren tek yönlü karbon/epoksi kompozit numuneler ele alınmıştır. Bu malzeme, çalışmalar esnasında FBG sensörlerin 1mm kalınlıktaki ince numunelerde yorulma takibi araştırması amacıyla kullanılmış ve oldukça iyi sonuçlar elde edilmiştir. Öncelikle malzeme katsayıları deneyler ile elde edilmiş, sonrasında bütün bir numune ve sadece delik çevresi ayrı ayrı sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak modellenmiştir. Bu modeller sayesinde FBG sensörlerin çekme yüklemesi altında delikli kompozitler içerisindeki davranışları hakkında detaylı bilgiler elde edilmiştir. Sonuçlar, delik kenarına ve numunenin eksenel yönünde tam ortasına yerleştirilmiş bir FBG sensörün kendi uzunluğu boyunca ciddi miktarlara (yaklaşık 900 mikrogerinim) ulaşan bir gerinim dağılımına maruz kaldığını ortaya koymaktadır. Delik kenarına yerleştirilmiş bir FBG sensörün, delik çevresindeki ilerleyen hasar durumu ihmal edildiği durumda bile, oldukça çetrefilli bir değişken gerinim alanı içerisinde kaldığı ortaya konmuştur. Bu bağlamda sonuçlar, önceki çalışmalarda yorulma yüklemesine maruz bırakılmış delikli numuneler içerisindeki FBG sensörlerin karmaşık davranış biçimlerine ışık tutmaktadır. Sonuç olarak, bu tez çalışmasında fiber takviyeli kompozitlerin statik ve yorulma takipleri FBG sensörlerin verimli bir şekilde kullanılmasıyla birlikte hayata geçirilmiştir. Belirtilmelidir ki kompozit malzemelerin gömülü sensörler ile takibi için kullanılan bu yöntemler geleceğin yapısal sağlık takibi sistemleri için güçlü bir altyapı oluşturmuştur. Use of composite materials have become prevalent in aerospace, marine, energy and automotive industries. The well known advantages of composites make them very attractive for complex load bearing structures. However, there is still a long way to fully exchange metallic materials with composites; because unknown factors like long term fatigue behavior necessitates relatively higher safety factors that should be applied for composite structures during the design phase. This study was performed to develop structural health monitoring (SHM) methods using Fiber Bragg Grating (FBG) sensors, which may reduce safety-oriented design perspective by providing continuous information about the integrity of structure during the service.An FBG sensor behaves like an optical filter that reflects a specific wavelength of light back to the light source. The reflected light's peak wavelength is dependent on the distance between gratings. Once the distance between gratings change due to a mechanical load, peak wavelength of reflected light shifts. This property of FBG sensors make them perfect for strain measurement. Advantages such as small diameter, immunity to electromagnetic fields, multiplexed usage opportunity and embeddable nature of FBG sensors make them unique for the use of SHM applications. Embedding FBG sensors into composite materials is not a straight-forward task, since it is a delicate process especially for manufacturing technique like Resin Transfer Molding (RTM) method which utilizes a closed mold. Specimens manufactured by RTM method should be designed in such a way that the fiber optical cable must be taken out from the end of the specimen in one piece and should be protected during the entire manufacturing process. In the beginning of this study, testing the specimens that contain embedded FBGs were performed by special apparatus because of the method that was used to take the fiber optics out of the specimen. Studies showed that additional apparatus was complicating the experimental procedure and most of the time caused immature failure of the specimens during fatigue tests. To overcome this, initial research was focused on developing an effective method for taking the optical sensor out of the specimen that makes both manufacturing and testing more feasible. In this context, L shaped geometry was developed for specimens that contain FBG sensors which resolved all complications related to testing of FBG embedded specimens by eliminating apparatus use.Embedded FBG sensors are ideally suited for continuous monitoring of composites under cyclic loading conditions, which can be very useful for SHM applications. Remaining useful life (RUL) of composite structures under fatigue loading, which have been investigated by many researchers in literature, was utilized in this thesis study for FBG embedded composites by calculating released strain energy at each load cycle by using FBG sensor data. Initially fatigue constants of GFRP material derived experimentally by testing sensorless specimens and calculating strain energy release rate (SERR) in a wide variety of strain ratios. Following to that FBG embedded GFRP specimens were manufactured and tested under high cycle fatigue conditions. Research results showed that FBG sensors are very effective to obtain strain from the interior of structure during fatigue experiments. It has been seen that shorter sensor lengths are more reliable in terms of signal quality as an embedded sensor since long FBGs are prone to peak splitting due to the variable strain fields within the composites. Sinusoidal strain behavior for each load cycles were clearly obtained using embedded FBGs at 4Hz of cyclic loading. Predicting the remaining life under some assumptions was successfully performed by analyzing the FBG data. As an interesting outcome, it was revealed that the local behavior of composites monitored by embedded FBG sensors differs from the global observations made by external sensors. It should be noted that FBG sensors stayed intact until the fracture of specimens, which proves the method's usability for actual applications.Two FBG sensors on the same optical fiber were used as a multiplexed sensor and embedded into specimens to utilize a biaxial sensor configuration. This method was enabled to collect strain data both in axial (i.e. loading) and transverse directions using embedded FBG sensors under cyclic loading conditions. By analyzing the fatigue strain data of both FBGs, Poisson's ratio of GFRP specimens was utilized at each load cycle. Poisson's ratio degradation trend of tested specimens was revealed using embedded FBG data during fatigue loading. It has been seen that Poisson's ratio of composite materials can be simultaneously monitored using embedded FBGs during the entire life of the structure, which contains critical data about the current state of the structure in terms of integrity. Both extensometer and displacement controlled test types were used during the experiments. It has been revealed that the local strain trends of composites observed by FBG sensors was different than the global behavior throughout the gage length obtained by extensometer and LVDT in a similar manner with previous study. Strain-gage sensors were also used during the experiments and it has been seen that these sensors are not as durable as FBG sensors especially for cyclic loading conditions. More than 3.5 millions of load cycles were performed in a low strain fatigue experiment and both FBG sensors were working flawlessly when the test was ended intentionally without any visible damage in the specimen. Temperature effect on FRP composites and embedded FBG sensors was also studied within the scope of this thesis study. FRP composites manufactured by RTM and hand layup with Vacuum Curing&Debulking Table (VCDT) methods were mechanically compared under cold, room and elevated temperature conditions. Products of RTM method were performed better for all temperature conditions. It has been seen that cold temperature (i.e. -40C) was increased while elevated temperature (i.e. 70C) was deceresed the ultimate strength of the composite materials compared to room temperature conditions. Overall, the mechanical behavior of both specimen types did not heavily differentiate especially considering the fiber volume fraction difference. Surface quality of the specimens was totally different for both techniques. Hand layup specimens manufactured using VCDT were containing many bubbles and the surfaces of them were heavily porous while RTM products' surfaces were perfectly smooth without any porosity and visible bubbles. Results revealed that wet hand layup technique was not suitable for embedding FBGs since the sensors are very sensitive to discontinuities within the hosting material. Moreover, porous nature of wet hand lay up products were not appropriate for fatigue testing since it would reduce the fatigue life substantially. Therefore, it was decided to investigate elevated temperature behavior of FBG embedded specimens manufactured by RTM method under fatigue loading. Experiment was performed at 50C with a 0.27 peak strain ratio. Specimen was tested more than 2 million cycles under these conditions and both specimen and FBG sensor were stayed intact without any failure. The data of FBG sensor was analyzed for SERR calculations and no any adverse effect of elevated temperature was noticed on FBG data.FRP composites containing open holes were also investigated from the SHM point of view. GFRP specimens were manufactured that contains central hole notch with a 4mm of diameter. Static experiments were performed on specimens without sensors in the beginning to understand the mechanical behavior. Following to that, three specimens manufactured with biaxially embedded FBG sensors. Axial and lateral sensors were located at 4mm, 7mm and 10mm away from the center of the holes of each specimen. Opening the holes using CNC for all specimens were monitored by the embedded FBGs. Release of the residual strains resulted by impregnation was observed within the analyzed data during the drilling process. Specimen that contains FBGs at 7mm from the hole center was tested statically. Both sensors were collected strain data around the hole notch as expected till failure of the composite. Other two specimens that contains biaxially located FBG sensors were fatigue tested. Experiments revealed that the sensors at 2mm distance from the hole edge (i.e. 4mm from the center) were able to survive only about 28-40 /% of total fatigue life due to the progressive damage caused by cyclic loading. Other specimen's FBG sensors, which were located at 8mm distance from the hole edge (i.e. 10mm from center),were survived during the entire fatigue life of the specimen (i.e. around 50000 cycles). Analyzed FBG data was indicated that a very unstable strain behavior exists around the hole during the experiment. It can be stated that monitoring damage dependent strain field around an open hole was the most challenging environment for embedded FBG sensors since they were directly exposed to the growing cracks in the vicinity of the hole edges. Nevertheless, embedded sensors were able to perform their monitoring function under cyclic loading condition at a designated distance from the hole edges.FBG sensor behavior in open hole composites was also studied using FEM analysis. Unidirectional carbon/epoxy composite specimens were considered as host material about 1mm thick, which were used for fatigue monitoring with FBG sensors and performed very well. After performing experiments for obtaining material constants, three FEM models were run to simulate behavior of FBG sensors embedded into open hole specimens under tensile loading. Results showed that a significant amount of axial strain (i.e approx. 900 microstrain) variation may develop along an FBG sensor which is located near the hole and aligned with center point of specimen in longitudinal direction. The revealed uneven strain field in the vicinity of an open hole is already a challenging environment for an FBG sensor even ignoring the growing damage in its surroundings under cyclic loads. These results clarify complicated behavior of FBG sensors that were embedded into open-hole specimens and tested under fatigue loading in previous studies.Overall, different techniques were investigated that effectively utilize FBG sensors in this study for static and fatigue monitoring of FRP composites. It can be stated that the used methods of monitoring FRP composites with embedded FBG sensors have created a strong basis for future SHM systems. 176

Poisson orani, temel malzeme özelliklerinden olup, malzemenin herhangi bir yükleme altında nasıl tepki verdiğini göstermektedir. Temel olarak iki farklı eksendeki gerilmenin negatifine eşittir. Geleneksel malzemelerde bir eksende uzama olduğunda diğer eksenlerde küçülme gözlendiğinden, formüldeki eksi ifadesi ifade kolaylığı sağlamaktadır. Ayrıca, farklı kombinasyonlardaki eksenler için poisson değerleri bulunabilir (x-y,x-z,y-z).Ökzetik(Ing. Auxetic) kelimesi Poisson oranı negatif olan malzemeleri ifade etmektedir. Geleneksel malzemelerin aksine kendine has bir geometrik şekle ve malzeme özelliklerine sahip olması, ökzetik malzemeleri ilgi odağı haline getirmiştir. Örneğin çekme kuvvetine maruz kalan bir cismin boyu kuvvetin uygulandığı eksen boyunca uzarken, diğer yönlerde kısalmaktadır. Bu da, poisson oranının tanımından ötürü pozitif bir orana sebep olmaktadır. Ökzetik malzemelerde ise bu durum tam tersidir. Çekme kuvvetine maruz kalan ökzetik bir malzeme hem kuvvetin uygulandığı yönde hem de diğer yönde genişlemektedir. Basma kuvveti altında ise kuvvetin uygulandığı yönde ve diğer yönlerde küçülmektedir. Kısaca ökzetik malzemeler, kuvvetin uygulandığı eksenden bağımsız olarak çekme kuvveti altında genişlemekte, basma kuvveti altında genişlemektedir.Ökzetik malzemelerin avantajı tek bir fiber tanesi düşünüldüğünde daha iyi anlaşılacaktır. Pozitif poisson orana sahip (geleneksel özelliklere sahip) bir fiber çekme kuvvetine maruz kaldığında eksenel yönde daralacak ve epoksiden ayrılmaya başlayacaktır. Fakat ökzetik bir fiber cekmeye maruz kaldığında eksenel yönde de genişleyecek ve epoksiye daha iyi tutunarak kaymalara ve ayrılmalara engel olacaktır. Böylelikle daha dayanıklı bir kompozit elde edilmiş olacak ve daha yüksek şiddetteki kuvvetlere dayanabilecektir.Oldukça yenilikçi olan bu konuda deneysel incelemelerin yapılması malzeme araştırmaları alanında oldukça ilgi cekmektedir. Ökzetik malzemelerin kendine has benzersiz malzeme özelliklerinden faydalanarak yenilikci ürünler üreterek askeri, savunma, ve havacılık alanlarında kullanılması oldukca olasıdır. Özellikle mermi ve ani basınç yüklemelerine karsi eksen ici ve eksen disi carpma dayanikliliklari bu tez calismasinda da detayli olarak incelenmektedir.Negatif poisson oranına sahip malzemeler doğada nadir olarak bulunmakla birlikte, genel olarak insanlar tarafindan üretilmektedir. İnsan yapımı negatif poisson oranlı malzemeler, tüm ökzetik malzemeler arasında büyük çoğunluğu oluşturmaktadır ve geleneksel (pozitif poisson oranlı) bir malzemenin geometrisinin özel olarak tasarlanıp değiştirilerek ökzetik malzemeye çevrilmiş halidir. Bu malzemeler için maalesef geleneksel üretim yöntemleri kullanımı pratik değildir. Gelişen teknoloji ve üç boyutlu yazıcıların yaygınlaşması ile kolaylaşan üretim teknikleri, karmaşık geometrilerin üretilmesine de olanak tanımıştır. Bu çalışmada da ökzetik malzemelerin üretimi Infotron marka üç boyutlu yazıcıda yapılacaktır.Üç boyutlu yazıcıdan üretilecek olan numunelerin bilgisayar kullanarak sayısal analizini yapmak deneysel ve sayısal değerlerin karşılaştırılmasına da olanak sağlamaktadır. Ayrıca üç boyutlu yazıcı sayesinde bilgisayarda analizi yapılanxxviparçanın birebir aynısının üretimi yapılabilmekte ve böylelikle bilgisayar analizi ile deneysel sonuçların karşılaştırılması yapılabilmektedir.Bu çalışmanın birinci bölümünde Ökzetik malzemeler ile ilgili genel bir bilgi verilmiş, daha önceden yapılan çalışmalardan bahsedilmiştir. Ökzetik malzemeler, kendilerine has deformasyon mekanikleri sayesinde çok farklı araştırmanın konusu olmuşlardır. Bu araştırmalar ve genel olarak Poisson oranı hakkında bilgilendirilme yapılmıştır.İkince bölümde ise, bu çalışma kapsamında yapılan sayısal analizler anlatılmıştır. Kullanılacak olan malzemelerin tasarımları, sayısal analizin yapılacağı programın tanımı ve sayısal modellerin bu programa aktarımlarından bahsedilmiştir. Sayısal analizin yapılması için gerekli olan bilgiler sırasıyla verilmiştir. Bu bilgilerden bazıları kullanılan parçaların eleman ve düğüm sayıları, parçaların birbiri arasındaki ilişki bilgileri, kullanılan malzeme özelliklerinin tanımlanması, ve çarpma etkisi için kullanılan parçanın hız bilgilerinin ve özelliklerinin tanımlanmasıdır.Üçüncü bölümde öncelikle var olan test sistemleri tanıtılmıştır. Daha sonra bu çalışma için gerekli olan ve test sistemine entegre edilebilecek parçaların tasarımı ve bu parçaların üretimi gösterilmiştir. Daha sonra darbe testi anlatılmaya başlanmıştır. Darbe testi için kullanılması gereken alüminyumun kalınlık değerinin bulunması ve bu değer bulunduktan sonra üretilen numunelerin alüminyum ile kaplanması gösterilmiştir. Daha sonra numuneler test düzeneğine bağlanarak atışlar gerçekleştirilmiş ve gerekli değerler elde edilmiştir. Bu atışlar sayısal analiz sonuçları ile karşılaştırılarak analizlerin doğrulanması yapılmıştır.Üretilecek ökzetik malzemeler öncelikle bilgisayar ortamında üç boyutlu olarak oluşturulmuşlardır. Bilgisayar ortamında Ls-Dyna analiz programı kullanılarak deneysel olarak test edilen numuneler için analizler yaptırılmıştır. Analizler farklı parçacık hızları, farklı kabuk kalınlıkları, ve farklı sayıdaki dış katman sayıları için tekrarlanmış ve incelemeler yapılmıştır. Analizler sonucu bulunan değerler yapılan testlerle karşılaştırılmıştır.Bilgisayar ortamında analizi yapılan numuneler üretilerek deneysel testleri de yapılmış ve çıkan sonuçlar literatür ve analiz sonuçlarıyla karşılaştırılmıştır. Bilgisayar analizleri ve deneysel sonuçların doğruluğu açışından öncelikle kullanılan malzemelerin kupon testleri yapılmıştır. ASTM standartlarında belirtilen standartlara göre numuneler hazırlanarak gerekli testler yapılmış ve malzeme özellikleri elde edilmiştir. Daha sonra bu malzeme özellikleri bilgisayarlı analiz için temel özellik olarak kullanılarak analizler güncellenmiştir. Böylelikle deneylerde kullanılan malzemelerin özellikleri tam olarak öğrenilmiş ve bilgisayar analizleri gerçeğe yaklaştırılmıştır.İlk olarak yapılan darbe analizinde üç farklı geometri kullanılarak farklılıkları ortaya konmuştur. Penetrasyon mesafesi, darbe yüklemesi için oldukça önemli bir konudur. Kritik durumlar için mesafe ölümcül olabilir ve mümkün olduğunca küçük bir nüfuz mesafesini korumak, darbe yüklemesi araştırmaları için ana konudur. Parçacık, bal peteği çekirdeğinde, reentrant çekirdekten daha fazla mesafe kat etmiştir. Ek olarak, darbe yükü sırasında meydana gelen maksimum stres değeri, balpeteği için daha yüksektir. Darbe yüklemesi için bir diğer önemli konu, malzemenin belirli bir deformasyon değeri altında kalması için daha az stres değerine sahip olmasıdır.Reentrant geometride daha küçük maksimum stres değerine sahiptir. Bu da reentrant geometrinin daha dayanıklı olduğunu göstermektedir.Ezme testi, numunenin ezilme direncini görmek için önemlidir. Ayrıca bu testin en önemli beklentisi, ökzetik malzemenin sıkışma etkisini görmektir. Kendilerine uygulanan bir basma yüklemesi olduğunda, ökzetik malzemelerin genişlemek yerine daralarak sıkılaşması beklenmektedir. Bu olgu, birinci bşlümde girinti direncinin yardımıyla açıklanmaktadır. Ezme testi için bir reentrant ve bir anti tetrachiral numune hazırlanmıştır. Her iki numune de 4 mm uzunluğunda ve 4 mm genişliğinde ve 5 mm kalınlığındadır.Her iki geometrinin de zamanla daha sıkılaştığı görülmüştür. Bu sadece malzemenin üzerine uygulanan basma kuvveti etkisinden kaynaklanmamaktadır. Ökzetik malzemelerin kendine has olan geometrisi dolayısıyla kaynaklanmaktadır. Anti-tetrachiral formda ökzetik etki daha belirgindir. Zaman geçtikçe, hücreler arasındaki boşluklar küçülmüştür ve numunenin genişliği azalmıştır. Bu etki, malzemenin daha güçlü olarak daha yüksek kuvvete dayanmasına yardımcı olmuştur.Yapılan testler karşısında umut vaat eden bir görüntü sergileyen ökzetik malzemelerin uygulanabileceği çok değişik alanlar bulunmaktadır. Örneğin kurşun geçirmez yelek üretiminden tanklara, hava-uzay yapılarında koruyucu ek katman olarak kaplanmaya kadar değişik bir skalada uygulama alanı vardır. Özellikle havacılık alanındaki malzeme arayışına da cevap verebilecek bir malzemedir. Geleneksel malzemelerin aksine alışılagelmemiş bir deformasyon mekanizması olması ökzetik malzemeleri çekici yapmaktadır. Örneğin farklı koşularda farklı yüklemelere maruz kalan bir uçak parçası için ökzetik malzeme kullanılarak bir tasarım yapılabilir, veya geleneksel malzemeyle birlikte kullanılarak her türlü yükleme durumuna karşı daha güçlü hale getirilebilir. Poisson's ratio is simply the ratio between strain values of any two directions. The Poisson's ratio tells many things about the deformation behaviour of the material and what should be expected from material under specific loading conditions. Generally materials have Poisson's ratio between 0 and 0.5, mostly around 0.3. The negative sign in front of the formula causes conventional materials to have positive value.Conventional materials tend to expand in the transverse direction when they are under compressive loading in longitudinal direction. Also, they shrink in the transverse direction when they are under tensile loading in longitudinal direction. However, these load applications are just the opposite for the auxetic materials. They shrink when they are compressed in any direction, and they expand in all directions when pulled in any direction. This causes auxetic materials too have negative Poisson's ratio.Normally there are not too many natural auxetic materials. There are only few examples such as, some ligaments of muscles and joints, tooth gum of some animals. Most of the auxetic materials are man made. Even if the raw material has positive Poisson's ratio, auxetic material can be produced from it. Generally, unique geometry is used to create auxetic material. Without the improving technology, the production of the complex shapes would be so hard to process. For this thesis study, 3D printer is used to produce complex and complicated geometries. Also, the technical devices are designed and produced according to the needs.In this study, two auxetic and one conventional geometries are used. First they are designed in CAD software programme and then analysed in finite element programme. After obtaining required knowledge about their strengths and weaknesses, these geometries are produced from 3D printer. Then impact tests and edge crush tests are performed on them to see their responses. Comparison between numerical analyses and experimental results are done. The importance and promising features of auxetic materials are detailly analysed. 85

Havacılık ve otomotiv endüstrisi araç ve aktarma organları tasarımında hafifletilmiş tasarım gün geçtikçe daha da önem kazanmaktadır. Şimdiye kadar her iki endüstride de önemli ilerlemeler kaydedilmiş olsa da bazı yenilikçi tasarımlar üretim kısıtlamaları nedeniyle yapılmamaktaydı. Eklemeleri imalat yöntemlerindeki yeni teknolojiler sayesinde ürün tasarımı, geliştirilmesi ve lojistiğine ait yöntemler değişim geçirmektedir. Eklemeli imalat malzemeleri ve yenilikçi tasarım yöntemlerindeki güncel gelişmeler bu teknoloji entegrasyonunun birçok endüstriye uyarlanabilir kılmakatadır.Yaratıcı tasarımın en önemli araçlarından biri uzun yıllardır ürün optimizasyonunda kullanılmakta olan topoloji optimizasyondur. Buna rağmen kalıp çıkma yönü, kalıp çıkma açısı ve eşit et kalınlığı gibi birçok kısıtlama olmaktaydı. Eklemeli imalat yöntemi sayesinde, topoloji optimizasyonu sonuçları mümkün olduğunca direk olarak tasarıma yansıtılabilmektedir. Eklemeli imalatın en büyük avantajlarından birisi tasarım özgürlüğüdür. Hem tasarımcı hem de imalatçı için bu özgürlük aşikardır. Tasarımcılar çok geniş bir yelpazede tasarımlarını yaratabiliyorken imalatçılar da karmaşık geometrileri dahil geleneksel üretim yöntemlerinden daha kolay şekilde üretebilmektedirler.Her ne kadar tasarım uygulaması geleneksel yöntemlere göre daha kolay olsa da tasarım doğrulaması yapılmalı ve parça/sistem seviyesinde uygulanmak zorundadır. Doğrulama metotları geleneksel yöntemlere kıyasla neredeyse aynıdır. Doğrulama yöntemi olarak modal analiz ve yapısal gerilme analizi uygulanmaktadır.Literatür araştırmasında topoloji optimizasyonu ve eklemeli imalatla entegrasyonu üzerinde durulmuştur. İlk örnekte bir otomotiv aktarma organı braketinin geleneksel üretim yöntemlerine göre topoloji optimizasyonu çalışması incelenmiştir. Bu örneklerde değişebilir ve değişemez bölge tanımı, modal değerlendirme ve ağırlık azaltma çalışmaları gösterilmişir. Şimdiye kadarki otomotiv ve havacılık uygulamalarında yoğun olarak kullanılmıştır. Başka bir örnekte havacılıkta kullanılan bir mafsal braketi üretim yöntemi değişitirilerek bir yeniden tasarım örneği olarak sergilenmiştir. Malzeme değişimi ve tasarım güncellemesi katkısıyla oldukça belirgin bir ağırlık azaltması elde edilmiştir. Son örnekte topoloji optimizayonunu geleneksel tasarımlara uyarlarken kulanılabilecek farklı eklemeli imalat tasarım yaklaşımları sunulmuştur. Direk entegrasyon, kısmi entegrasyon ve CAD modelin yeniden modellenmesi gibi yaklaşımlar mümkün olmaktadır. Kısmi entegrasyonun en önemli avantajı ürün hayat döngüsü süresince güncellenebilir bir CAD modele olanak sağlamasıdır.İkinci kısımda topoloji optimizayonu teorisi ve metotları kısaca anlatılmıştır. Yapısal optimizasyonda her ne kadar boyut, şekil ve topoloji optimizasyonu kullanılsa da bu tezde sadece topoloji optimizasyonu bir optmizasyon metodu olarak kullanılmıştır. Aynı zamanda yoğunluk ve homojeneştirme metodlarına da değinilmektedir.Üçüncü kısımda eklemeli imalat tarihçesi, tanımı, teknolojileri,malzemeleri ve boyutsal hassasiyetleri açıklanmıştır. Tüm endüstrilerde eklemeli imalat kabiliyetlerinin net anlaşılması başarılı bir tasarım için oldukça kritik öneme sahiptir. Başarılı bir hafifletme çalışması ve daha az tasarım ötelemesi için eklemeli imalat teknolojisi çok iyi bilinmelidir.Tasarım dönüşümü ve güncellenmiş tasarımın sanal doğrulaması için etkin yazılım kullanımı da oldukça önem kazanmaktadır. Güncel tasarım programı her ne kadar daha kolay kullanıma sahip olsalar da büyük ölçekli firmalar daha geleneksel yazılım araçları kullandıklarından dolayı program kullanma kabiliyeti hala büyük öneme sahipir. Gelecek yıllarda yeni programlar çok daha kullanıcı dostu olacağından dolayı tüm işlemler tek bir program üzerinden yürütülebilecektir. Halihazırda benzer örnekler olmasına rağmen kitlesel bazda kullanılcak platformlar henüz yeterince yaygınlığa ulaşamamış durumdadır. Tasarım uzayı Catia V5'de oluşturulmuş olup parça meşlemesi Hypermesh'de yapılmıştır. Bu aşamadan sonra input dosyası Abaqus programına aktarılarak modal ve gerilme analizleri için sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Analiz dosyalarının abaqus çözücüsünde çözdürülmesinin ardından sonuç göselleştirmeleri Hyperview programında yapılmıştır. Hyperview özellikle görselleştirme yazılımı olarak oldukça etkin bir program olup birçok sonlu elemenlar çözümünün incelenmesi bu program vasıtasıyla yapılmaktadır. Bu çalışmalarla tasarım uzayının mevcut durumu incelenmiş olup dökme demir malzeme kullanıldığında 226 Hz'lik ilk titreşim modu ve 122 Mpa'lık Von-Mises gerilmesi hsaplanmıştır. Bu değerler hedef değerlerden oldukça yüksek olduğundan tasarım uzayının ağırlık azatmaya elverişli olduğuna karar verilmiş ve topoloji optmizasyonuna başlanılmıştır. Optimizasyon programı olarak Abaqus'le uyumlu olan Tosca yazılımı kullanılmıştır. Tosca programının TO kabiliyeti uluslarası kabul görmüş olup bu çalışmada güvenle kullanılabilmektedir. Optimizasyon, gerilme enerjisini minimize etme (Rijitliği maksimize etme) ve ilk rezonans frekans değerini maksimize etme üzerine kurulmuştur. Her iki optimizasyondan çıkan geometriler Tosca'da yumuşatılıp .igs formatına çevrildikten sonra Catia V5 ortamında aynı montaj dosyası altına atılarak karşılaştırılmış ve ortak geometrilerin korunmasına özellikle dikkat edilmiştir. Elde edilen sonuçlara göre gerilme enerjisi optimizasyonunun ilk rezonans frekans optimizasyon sonuçlarını büyük oranda kapsadığı gözlemlenmiştir. Tasarım güncellemesine gerilme enerjisi optimizasonu referens alınarak devam edilmiştir. 3D model Catia'da katı modelleme ve yüzey modelleme arayüzleri kullanılarak geliştirilmiş olup ilk iterasyon modeli henüz kenar ve köşe yumuşatmaları yapılmadan frekans analizine gönderilmiştir. Amaç hedef frekansa ne ölçüde yaklaşıldığını hızlıca anlayıp farklı malzeme kullanımında hangisiyle devam edileceğine karar vermektir. İlk sonuçlara göre paslanmaz çelik malzemesinde 231 Hz ve aluminyum temelli malzemeyle 167 Hz'lik ilk rezonans freansı yakalanmıştır. Bu sonuçlarla hafif tasarıma daha fazla olanak sağlayabilecek olan Aluminyum malzemeyle ilerlemeye karar verilmiştir. Hedef değere olan 170 Hz'e ulaşmak için alınan tasarım aksiyonlarının ardından ikinci tasarım modeli oluşturulmuştur. Yeni modelin ilk rezonans frekans değeri 173 Hz'e yükseltilmiş olup Von-mises gerilme değeri maksimum 172 MPa olarak gözlemlenmiştir. Açıkça gözükmektedir ki ikinci model modal ve dayanımsal olarak kabul edilebilir düzeydedir. Özellikle 172 MPa'lık maksimum gerilme değerinin 250 MPa'lık yorulma dayanımı değerininn altında olması bu parçanın herhangi bir yorulma dayanımı problemi yaşamayacağını göstermektedir.Son model geleneksel tasarım yöntemlerinin yteneklerine göre oldukça karmaşık bir yapıya sahiptir. Parçanın üretimi geleneksel yöntemlerle oldukça zor olup çok özel maçalama teknikleri ile mümkün olabilmektedir. Halbuki eklemeli imalat yöntemi parçayı tamamen katman katman oluşturmaktadır ve bunun gibi karmaşık geometrileri rahatlıkla oluşturabilmektedir. Aluminyum temelli olan Scalmalloy malzemesi eklemeli imalat endüstrisinde rahatlıkla bulunulabildiğinden dolayı parçanın üretilebiliği bir o kadar rahatlamaktadır. Lightweight design is becoming increasingly more important for vehicle design in aerospace and automotive industry. Although very important advances achieved in product design for both industry, some innovative designs could not be implemented due to the production restrictions. By means of emerging technologies in additive manufacturing, the ways of product design, development and logistics are transforming. Current advances in AM materials and creative design methods enable AM integration for lots of industries.One of the major tools of the creative design is topology optimization which was used for years in product optimization. However, lots of design restrictions observed due to the manufacturing constraints such as mold direction, draft angle, equal wall thickness, etc. By means of AM, topology optimization results have the possibility to be directly integrated as much as possible. Design freedom is the most important advantage of the AM. It is obvious that both designers and manufacturers have this freedom. Designers can create the designs in a wide range of alternatives, suppliers can produce the complex features easier than the conventional production methods.Although design implementation is easier than the conventional methods, design verification is a must and have to be applied as part and system level. The verificaiton methods are nearly same compared to the conventional designs. As digital verification, modal analysis and structural stress analysis have to be aplied on the design. In literature review, mainly focused on topology optimization and integration with AM. First, an automotive driveline bracket topology optimization example shared according to the conventional production methods. Design and non-design space definition, modal assesment and weight reduction studies showed in the example.It has been very common application in automotive and aeorospace application up to now. Then, a re-design study of an AM aerospace hinge bracket shared to show the transformation of the design while changing production method. Very significant weight reduction obtained by means of material change and design update. Lastly, different AM design approaches showed while integrating TO results to the conventional design. Direct integration of TO or partly integration of TO and standart CAD remodelling of the part is possible. Most important advantage of the partly integration is to having updatable 3D model to enable model updates in any phase of the product lifecycle.Topology optimization theory and methods explained shortly in second section. Although size, shape and topology optimization is used as the structural optimization methods, only topology opimization used as the optimization method in this thesis. Density and homogination methods explained also.Additive manufacturing history, definition, technologies, materials and dimensional accuracies explained in third section. Clear understanding of AM capabilities and currrent apllication is very crucial for a successful design integration in all industries. For a successful lighweight design integration, AM manufacturing methods have to be known very well to prevent design phases.Effective software tool usage are also very important for the design transformation and virtual verification of the updated design. Catia V5 used for design space creation and meshing works completed in Hypermesh. Then, FE model creation, modal analysis and stress analysis performed in Abaqus. As a post process tool, Hyperview used to view the analysis results. After completion of the design space analysis, TO initiated in Tosca which is compatible with Abaqus models. According to the TO results, first 3D model phase created and modal analysis performed to check whether the target achived or not. Due to the lower values of first mode, further phases were required. Afterwards, second 3D model phase performed to get higher frequency results. Finally, modal and stress analysis of second phase performed in Abaqus and targets achieved for both of them.Final model has very complex features for conventional production methods, also manufacturability of the final part is nearly impossible by using conventional manufacturing methods. On the other hand, AM feasibilty seems very promising with the help of advanced capability of the AM technologies. 107

Havacılıkta en önemli kısım olan türbinler, yüksek güvencede olmalarını ve arızalarını minimuma getirmek gerekir, çünkü arızalar yüksek maaliyetler ve hatta can güvenliğine tehlikelerine sebep olabilir. Bu arızaların büyük kısmı türbin kanatlarında oluşuyor. Bir türbin kanatı, bir gaz türbininin türbin bölümünü oluşturan en önemli parçadır. kanatlar, yakıcı bölümü tarafından üretilen yüksek sıcak ve yüksek basınçlı gazdan enerji çekmeye sorumluluğundadır. Türbin kanatları genellikle gaz türbinlerinin sınırlayıcı bileşenidir. Türbin kanatları Arızaları yorulma, yabancı obje çarpması, krozyon, erozyon, sulfidasyon, titreşim ve … olarak biliniyor. Gaz türbin motorlarının kanatlarındaki arızalar, yüksek sıcaklıkta ve yüksek hızda dönme koşullarında türbini çalıştırması ve … nedeniyle ortaya çıkar ve çeşitli mekanizmalara neden olur. Araştırmalar, gaz türbinlerinde arızalarının % 28'inin türbin kanatları ve rotor bileşenleri nedeniyle olduğuna ve türbin kanatları soğutma sistemi, türbinlerin toplam hasarlarını %62'ye kadar düşürebileceğine ilişkin istatistikleri göstermektedir. Türbin kanatları en çok yorulma neden ile arizaya maruz kalır. Yorulma arızaları üç kategoriye bölünür: yüksek çevrimli yorulma, düşük çevrimli yorulma ve termo-mekanik yorulma. Ama gerçek bir motoru, gerçek şartlar altında test etmek ve incelemek zor ve mali olarak pahalı olduğu için, yorulma arızaları incelemek ve bu arızaları azaltmak için farklı çalişmalar ve farklı yöntemler geliştirmiş. Modern türbin kanatları sıklıkla krom, kobalt ve renyum içeren nikel bazlı süperalaşımlar üretiliyor. Nikel bazlı süperalaşımlardan biri günümüzde yaygın olarak kullanılan Inconel 718'dir ve daha düşük maliyet ve daha yüksek performans ve kolay imalat özeliklerine sahipdir. Bu malzeme 700°C gibi yüksek sıcaklıklarda çalışabilir. Inconel 718, yüksek sıcaklığa kadar korozyon direnci ile birlikte uzun süre dayanıklılık ve tokluğu sahipdir. Yorulmaya karşı yüksek dirençle iyi bir sürünme ve yırtılma gücünü birleştirir.Bu çalışmada, birinci evre türbin kanatları genel olarak arıza sebeblerinden biri olan yorulma için analiz yaptım. öncelikle türbin kanatları üç boyutlu olarak modellenmiş ve sonrası ANSYS programı kulanarak analizler yapilmış. Farklı Kanat profil tasarımları ve farklı malzemeleri göz önüne bulundurarak, Inconel 718'den yapılmış bir model tasarlandı. CATIA V5R21 yazılımı kulanarak, tasarım için seçilen patentlerde bulunan boyutlara göre üç boyutlu model hazırlandı. Hazırlanan model 860 mm disk çapı ve 30 mm disk kalınlığı ve 85 mm kanat uzunluktadır. Malzeme özellikleri, belirtilen referansları ve bir özel metodu kulanarak, stres ve gerilim özelikleri farklı sıcaklıklarda hesaplandı ve diğer mekanik ve yorulma özelliklerle beraber ANSYS yazılımda modelendi. Bu model farklı çalışma şartlar altında analiz yaptıktan sonra analiz sonuçlarını karşılaştırarak arıza sebepleri araştırıldı. Asıl amaç, gaz türbin motorunun ömrü ve performansında etkili olan tasarımdakı onemli parametreleri elde edebilmek ve en uygun tasarımı yapmaktır. Genel olarak türbin kanatları üzerinde 3 farklı yük etki eder. Bunlar sıcak hava basıncı, yüksek sıcaklıktan kaynaklı termal yükler ve dönme etkisinden yaratılan merkez kaç küvvetidir. Gerçek şartlar altında analiz yapmak için GasTurb12 programından, üç farklı ısı ve iki farklı yükseklik için bu yükler elde edildi. ANSYS yazılımı kulanarak, farklı gerçek yükleme durumlarında ANSYS yorulma araçı kularanak, yorulma ömrü, çevrim olarak hesaplandı. Ayrıca her yük kanat ömrunu nasıl etkilediğini araştirmak için farklı yüklemeler belirlendi. Bu durumlarda üç yükden her birini değiştirerek, toplan 9 yükleme belirlendi. Sabit bir yükleme göz önüne alarak, dönme hızı 2000 RPM, hava basıncı 200 kPa ve sıcaklıkın 150 derecelik değişimleri ve bu yükleme değişimlerin, kanat ömrünü nasıl değiştirdiği araştırıldı. Her yükleme durumu için sıcaklık dağılımı, von-mises stres dağılımı ve toplam deformasyon, ve yüksek çevrimli ve düşük çevrimli yorulma ömrü hesaplandı.Sonuç olarak tasarlanan türbin kanadı için arızalar kanatın disk'e bağlantı kısmında oluşiyor ve kanat ömrünü azaltiyor ve buna sebep olan en önemli neden, yüksek sıcaklıklardır. Basınc ve dönme hızı kanat üzerindeki stresler ve yorulma ömrunde, bu yükler artarak azaltdığına rağmen ama bu azalma sıcaklıktan sebep olan stres ve yorulma ömrüne göre azdır. Inconel 718'den yapılan kanatlarda, kanat yüzeyi 1000 decelik ısıya kadar dayana bilir ama bağlantı kısmı 500 derecelik ısıya dayana bilir ve bundan fazlası kanat ömrünü düşüriyor.Netice olarak yorulma arızasına dayanıklı ve yüksek ömürlu tasarım için kanat ve disk bağlantı kısmı dikkate almak gerekir. Farklı tasarımlar kulanila bilir ve ya bağlanti kısmında malzemeni güçlendire bilir yada daha güçlu ve dayanıklı malzemer kulanila bilir ve ya soğutma sistemi kulanarak, kanatda oluşan yorulma arızları önlenebilir. As a part of aviation, gas turbines need insurances but they actually face to many failures in different stages such as vibration, fatigue, foreign object damage, corrosion, erosion, sulphidation. Turbine blades are the most component that face to failures and affect on the lifetime and the performance of turbines. Several reasons cause failures on blades, several hostile environment factors, the amount of fatigue stress a blade can tolerate, mechanical design problems, temperature and it's cycling, the amplitudes and frequency of vibratory stress, quality control problems within blades or vanes and delivery system problems for the cooling air and turbine section domestic object damage. Although experimental test and analysis of these failures for a real gas turbine in real work condions are very hard and expensive, many research and methods has been improved to analysis fatigure failures and increase turbine life.In This Study, the main goal is analysing HCF and LCF failures in different operate condition for a model based on real designs with Inconel 718 material and investigate failure reasons, to achieve a solution on design of turbine blade with higher life and decreased failure possibility. 3D model of blade and its assembley to disk has been created and using ANSYS software, a finite element model for LCF and HCF analysis prepared. Using this model and discussing on results and comparing to each other, best design parameters would be defined.In General, three loads are acting on turbine blade that cause in high stresses. These loads are hot air pressure, thermal loads caused by hot air, and resulting centrifugal force from rotation of turbine. I get these loads for real gas turbine performance conditions from GasTurb12 software for different conditions. Also to inspect effect of each load on turbine blade life, other loading cases has defined as changing just one load and taking the other two loads constant. Analysis performed in ANSYS and results for these conditions obtained. By studying on results it can be concluded that fir-tree region of blade, which is connection part of blade to disk, is the source of failure caused by high temperature on that part. Blade surface can resist up to 1000C without any fatigue failure, but dovetail of blade can stand up to 500C. In order to improve design life in high loaded conditions with very high temperature, different materials or very efficient cooling system can be used. 99

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, uzay ve otomotiv sektöründe, karbon fiber takviyeli kompozit malzemelerinkullanımı son yıllarda ivmelenerek artmaktadır. Geleneksel fiber oryantasyonuile üretilmiş olan olan kompozitlerin yanında, fiber açıları uzaysal olarak değişenyönlendirilmiş fiber oryantasyonlu kompozitlere olan ilgi hızla artmakta ve birçokaraştırmacı ve ticari firma bu konularda çalışmaktadırlar. Karbon fiber takviyelicompozitler metallere göre daha yüksek özgül mukavemet ve katılığa sahiptirler,ayrıca daha hafif olmalarından dolayı da, kompozitler metallere göre önemliavantajlara sahiptirler.Geleneksel fiber takviyeli katmanlı kompozitlerde, katmanlar standart 0, 90and 45 derecelik katmanlardan oluşurlar. Bu fiber açılarının kullanılmasının sebebi,fiber takviyeli polimer kompozit malzemelerin ilk kullanıma başladığı dönemlerdeüretimlerin elle yapılmasından dolayı karşılaşılan üretim zorluklarından kaynaklanmaktadır.Son yıllarda geliştirilen otomatik fiber yerleştirme makineleri ile standartaçılı fiber katmanlara ilave olarak istenen her açıda fiber yerleşimi sağlanabildiğigibi, yönlendirilmiş fiberlere sahip kompozit malzemelerin üretilmesine de olanaksağlanmış oldu. Yönlendirilmiş fiberler, bir katmandaki fiberlerin açılarının sabitolmayıp uzaysal olarak değişmesini içermektedir. Bu nedenle yönlendirilmişşekilde tasarlanmış olan kompozitlerde katılık da uzaysal olarak değişmektedirve değişken-katılığa sahip kompozitler olarak adlandırılırlar. Değişken-katılıklıkompozitlerde amaç yapının mekanik özelliklerinin iyileştirilmesi, kompozitin kalınlıkveya ağırlığının azaltılmasıdır.Değişken katılıklı sahip kompozitlerle ilgili düz paneller, konik yapılar ve silindirikkompozit yapılarla ilgili gerçekleştirilmiş olan çeşitli çalışmalar bulunmaktadır. Buçalışmalardan bazılarında üzerinde delikler bulunan kompozit paneller ile değişkenkatılık yöntemi ile tasarlanarak hasar yükünün artırılmasını hedefleyen örnekler demevcuttur.Bu tezde, silindirik katmanlı kompozit bir yapıda, silindirin her iki yanınasimetrik olarak açılan dairesel pencerelerin bileşik yükleme altındaki, sabit-katılıklı(geleneksel) ve değişken-katılıklı (geleneksel olmayan) kompozitlerde hasar yüküve hasar şekline olan etkisi incelenmiştir. Silindirik kabuk üzerine açılan daireselpencerelerin yerleşimi ve çapları değiştirilerek analizler gerçekleştirilmiş ve sonuçlarıtablolar ve grafikler halinde sunulmuştur. Yapılan çalışmada elde edilen hasardurumlarına göre hasar modları oluşturulmuştur. Bu modlar incelendiğindehasarın pencere ölçüsü ve yerleşimine göre farlı eğilimler izlediği tespit edilmiştir.Silindirlerin burkulma ve hasar karakteristiklerinin tespit edilebilmesi amacıyla lineerburkulma analizi, Riks metodu kullanılarak lineer olmayan analizler ve ilerlemeli hasaranalizleri gerçekleştirilmiştir. Lineer olmayan analizler gerçekleştirilirken burkulmaanalizinden teorik olarak elde edilen geometrik kusurlar silindirik kabuğun kalınlığının% 10'u oranında analize dahil edilmiştir.Seçilen geometri ve pencere konfigürasyonun amacı bir uçak gövdesine benzer biryapının simüle edilmesi nedeniyledir. Dairesel kompozit silindir 304.5 mm (12 in)çap ve 813 mm (32 in) uzunluğa sahiptir. Silindirin toplam kalınlığı ise 4.392 mm(0.173 in) dir. Eğilme yükü silindirin her iki ucundan uygulanarak, silindirin üstbölgesinin çekme, alt bölgesinin ise basma yüküne maruz kalması sağlanmıştır. Sayısal analizler gerçekleştirilirken ticari Sonlu Elemanlar Metodu (SEM) olanABAQUS ve S4R eleman tipi kullanılmıştır. Modelleme yapılırken, sabit katılıklısilindirik kabuk için, her katmanda, katmanların dizilim sırası ve fiber oryantasyonlarınınbelirlendiği KOMPOZ˙IT modülü kullanılmıştır. Ancak yönledirilmiş fiberleresahip değişken katılıklı silindirik kompozit için ilave hesaplamaların yaplması ve herkatmanda bulunan tüm elemanlar için fiber oryantasyonunun ayrı ayrı hesaplanmasıgerekmektedir. Bu amaçla Pyhton kodu ve FORTRAN kullanılarak programlaryazılmış ve ABAQUS tarafından kullanılacak olan eleman oryantasyon bilgileriniiçeren `DISTRIBUTION TABLE` oluşturulmuştur. Bu tezde yapılan çalışmada,silindirde çevresel olarak belirlenen noktalarda fiber oryantasyonları belirlenmiş vedaha sonra sabit eğim yöntemi kullanılarak bu noktalar arasında kalan herbir elemaniçin fiber oryantasyonları belirlenerek tablolar oluşturulmuştur.Modelde kullanılan S4R eleman tipi geometrik merkezinde bir integrasyon noktasınasahiptir. Tek integrasyon noktasına sahip olan bu eleman tipinin seçilmesininsebebi, ilerlemeli hasar hesaplaması sırasında bir integrasyon noktasında hasarıntespit edilmesi durumunda hasarlanan elemanın kolaylıkla çıkarılmasının sağlanmasıve böylelikle daha doğru bir sonuca ulaşabilmek içindir. Herbir elemanın fiberoryantasyonunun aktarılması için gerekli olan bu noktanın koordinatlarının tespiti içinise elemanın düğüm noktalarının koordinat bilgilerinden faydalanılmıştır. Pythondilinde yazılmış bir programla, modele ait parametre değerleri (model geometrisi,mesh ölçüsü, malzeme özellikleri, katman dizilimleri, geometrik kusur oranı vepencere ölçü ve lokasyonları) kullanılarak fiber oryantasyon tabloları ve ABAQUS'üngirdi dosyası oluşturulmuştur. Bahsedilen Pyhton kodu FORTRAN'da yazılan birkodla interaktif olarak çalışmakta ve fiber oryantasyon tablolarını oluşturmaktadır. Butablolar ayrı bir dosyada oluşturulduğundan herhangi bir değişiklik durumunda orjinalABAQUS girdi dosyasının değiştirilmesine gerek kalmamaktadır.İlerlemeli hasar analizleri sırasında ise Helius PFA ticari programı kullanılmıştır. Buprogram, ABAQUS yazılımı ile entegre olmakta ve hasar analizi yapmasını sağlayacakolan çeşitli modül ve malzeme veri bankasından oluşmaktadır. Helius PFA hasaranalizi Multi-continuum teorisine dayalı bir hasar kriterini kullanmaktadır. Ayrıca,bu programla Tsi-wu, Hashin, Larc gibi bilinen hasar kriterleri ile de analiz yapmakmümkün olmaktadır.Bu teze konu olan silindirik kompozitlerdeki pencereler için tanımlanan herbir ölçüve lokasyon için ilerlemeli hasar analizleri yapılarak hasar modlarını içeren tablo vegrafikler oluşturulmuştur. Bu çalışmanın sonucunda eğilme yükü veya bileşik yüklemealtındaki silindirler için temelde üç farklı hasar modunun olduğu tespit edilmiştir.Bunlardan ilki olan Mod I hasar tipi, silindirde oluşan global burkulmadan kaynaklımukavemet kaybı sonucu oluşan hasar olarak tanımlanabilir. Mod II hasar tipi genelolarak, delik çevresinde oluşan burkulmadan kaynaklı mukavemet kaybı sonucu oluşanhasar olarak tanımlanabilir. Mod III hasar modunda ise, global veya yerel herhangibir burkulma olmadan önce malzeme mukavemet hasarının delik çevresinde oluşanyüksek çekme veya basma gerilmelerinden dolayı hasarlanma oluşmasıdır.Test sonuçları ile sayısal analiz sonuçlarının karşılaştırılması, eğilme yükü altındakisilindirin uçlarındaki dönme miktarları ile belirli noktalardaki gerinimlerinkarşılaştırılması ile gerçekleştirilmiştir. Değişken katılıklı silindir, eğilme yükü altındasabit katılıklı silindire göre daha mukavemetli olarak tasarlanmış olmasına ve dahayüksek eğilme yüküne dayanmasına rağmen, silindirlere belirli ölçülerde, örneğin0.3R/120 (0.3R yarıçap ve 120'lik oryantasyon) ölçülerindeki pencere açıldığında,değişken katılıklı silindirde yönlendirilmiş fiberlerin mukavemete olan katkısınınönemli ölçüde azaldığı anlaşılmıştır. Bunun sebebi, hasar modunda meydana gelendeğişimden kaynaklanmaktadır. Pencereler silindirin tarafsız ekseninin altında,basmaya maruz kalan tarafta yer aldığında, hasar oluşumu, global burkulmanınaksine, deliklerin etrafında meydana gelen burkulma sonucunda meydana gelmektedir.Başlangıçta silindirler, üzerlerinde herhangi bir delik açılmamış halleriyle, eğilmeyükü altında hasar yükünü artımaya yönelik olarak yönlendirilmiş fiberlerinoptimizasyonu ile tasarlanmışlardır ve genel olarak global burkulma sonucu oluşanhasar modlarında (Mod I) etkili olmaktadırlar. Bu nedenle, belli bir çapın üzerindeve silindirin basmaya maruz kalan tarafında silindirler üzerine delikler açıldığındayönlendirilmiş fiberlerin mukavemete olan katkısı önemli ölçüde azalmaktadır.Basit eğilme yükü altında yapılan bu analizlerden sonra bileşik yükleme altındakianalizler gerçekleştirildi. Bu analizler sırasında eğilme yüküne ilave olarak, birucundan ankastre sabitlenmiş silindirin diğer ucundan kesme kuvveti uygulandı.Kesme kuvveti neticesinde silindirin orta kısmında oluşan momentin değeri ugulananeğilme momentinin 0.2 oranına ulaştığında, oluşan hasarda kesme kuvvetinin etkisinindaha yüksek olduğu görülmüştür. Bileşik yükleme sırasında, kesme kuvvetindendolayı silindirde burkulma meydana gelerek hasar oluşmasına sebep olmaktadır.Sayısal analizlerin tamamlanmasının ardından silindirler üzerine açılacak deliklerinyerleşimi ve ölçülerine karar verilmiş ve deliksiz olarak üretilmiş olan silindirlere bupencereler açılmıştır. Sayısal analizler yapılırken teorik olarak hesaplanan kusurlarkullanıldığından, silindirlere delikler açıldıktan sonra DIC yöntemi kullanılaraksilindirlerdeki gerçek kusurlar ölçülmüş ve sayısal analizler gerçek kusur değerlerikullanılarak tekrarlanmıştır.Eğilme testi yapılacak olan silindirler Boeing firması tarafından desteklenen birproje ile otomatik fiber yerleştirme makinesi ile üretilmiştir. Ayrıca, eğilmetestinin yapılabilmesi için gerekli olan fikstürler de daha önce bir doktora tezikapsamında TU Delft üniversitesinde üretildiğinden bu fikstürler kullanılmıştır. Bunedenle, oluşturulan bu model daha sonra Boeing firması ile TU Delft üniversitesinegönderilerek modeli incelemeleri ve silindirlere açılması için karar verilen pencereölçülerinde kesimlerin yapılması sağlanmıştır.Testler sırasında silindir üzerindeki gerinimler ve yer değiştirmeler gerinim ölçerlerve DIC ile ölçülmüştür. Test sonuçları ile sayısal analiz sonuçları karşılaştırıldığındasonuçların birbirine oldukça yakın olduğu ve böylece model ve analizlerin geçerliliğidoğrulanmış oldu.Bu tezde, üzerinde pencere kesitleri olan karbon fiber kompozit silindirlerin sonluelemanlar yöntemiyle analizleri ve sonrasında da testleri yapılarak bu kesitlerinmukavemete ve hasar oluşumuna olan etkileri incelenmiş oldu. Sayısal analizlergerçekleştirilirken, ilerlemeli hasar analizlerinin dahil edilmesinin gerçeğe yakınsonuçların elde edilmesi için önemli olduğu tespit edilmiş oldu. Aksi takdirde testsonuçlarından daha yüksek hasar sonuçlarına ulaşılmaktadır. Bu sonuçlar gösterdi ki,üzerinde pencere kesitleri olan silindirik kompozit yapılar temel olarak üç tip hasarmodu altında hasarlanmaktadırlar. Bu nedenle, üzerinde büyük ölçülerde delik olansilindirik havacılık yapılarının bu deliklerin ölçü ve oryantasyonlarının, hasarın delikkenarından burkularak başlayacak şekilde ayarlanmasının yapının hasar dayanımınınartırılmasında önemli olduğu tespit edilmiştir. The rate of the usage of fiber reinforced composite structures both in aerospace and automotive industries has been increasing very rapidly over the past few decades. In addition to conventional fiber orientation laminate composites, the steered fiber layup composites have also become in the center of interests. Having higher specific strength and stiffness and being light-weight compare to metallic structures give polymer composites an important advantage over metals.Traditional fiber-reinforced composite laminates are composed of 0, 90 and 45 degree plies and are called as constant stiffness (CS) composites. Those specific fiber orientation selections are due to the ease of manufacturing, since at the initial times of composite manufacturing the only way was to manufacture manually. On the other hand, with the development of automated fiber placement machines, recently designed steered fiber composites have been able to put into service. This manufacturing technique allows fibers to be oriented other than 0, 90 and 45 degrees such that the curved fiber orientation within a ply changes continuously. Due to spatially oriented fibers within a ply, the laminate has spatially varying stiffness and therefore, those fiber composites are called as variable-stiffness (VS) composites. The purpose of having VS is to improve the mechanical properties of the composite. There have been various researches on the VS composites including flat panels, conical and cylindrical shells with some of the works including cutouts as well.The work presented in this dissertation includes the effect of cutouts varying circumferentially and geometrically on both CS and VS cylindrical shells under pure bending and combined loading. The geometry and cutout configurations of the CFRP cylindrical composite shell was selected to simulate the fuselage of the airframe. The structure under consideration is a circular cylinder with a radius R of 304.5 mm (12 in), length L of 813 mm (32 in), and an overall shell thickness H of 4.392 mm (0.173 in). Loading is introduced at each end of the cylinder and for this study is confined to a pure bending, applied in a direction so that the bottom of the cylinder is under compressionand the top in tension. In the combined loading study, in addition to bending moment, vertical shear force applied from one end of the cylinder while applying encastre boundary condition to the other end. The results of a parametric study, concerning on the effects of a pair of cutouts symmetrically located with respect to the vertical axis perpendicular to the bending axis, varying both the location and size of the cutouts and evaluating their effects on the maximum load levels and predominant failure modes of a circular cylindrical shell were presented. Several baseline cases were presented to illustratethe type of results that were encountered. Overall failure trends from the study were introduced, and a supplemental study to highlight an interesting aspect of the results was demonstrated.The analysis methods that were used for the evaluation of the buckling and failure characteristics of shells include linear buckling analysis, nonlinear analysis using Riks method and nonlinear progressive failure analysis using Riks method. During the nonlinear analysis, the imperfections coming from the buckling analysis were also included at a rate of 10% of the shell thickness. Analyses were performed using the commercial FEM solution ABAQUS using S4R element. In that model,the stacking sequence was defined using the COMPOSITE option of the SHELL SECTION designator to define the fiber orientation angle of each layer. For the VS case, additional computations were required due to the spatial variation of the fiber orientation angle within the plies. Subroutines were generated with FORTRAN coding to produce fiber orientation angles for each ply. The fiber angle values were introduced into the model through the DISTRIBUTION TABLE designator within ABAQUS. This feature allows the user to construct tables to list specified values for each element or node. In this case, one table was used for each distinct ply and default values were used for the CS plies. During finite element analysis S4R shell element which possesses one integration point at the centroid of the element was used. The centroid was calculated from the four connected nodes of each element and the fiber orientation angle values were calculated there based on the parametric formulation of the circumferential variation. A Python script was used to construct both the inputfile and the tables based on the model parameters (geometry, mesh size, material properties, stacking sequence, and cutout configuration), where the tables used the FORTRAN subroutines interactively to calculate the fiber orientation angles. The tables were written to external files so they could be easily changed without having to alter the original input file.During nonlinear progressive failure analysis, Helius PFA commercial tool was used. It is composed of a set of software modules and a composite material library that integrates with the ABAQUS finite element analysis system. Helius PFA utilizes a form of material modeling that is based on Multi-continuum Theory in addition to other common composite failure criteria like Tsi-wu, Hashin, Larc etc.In the analysis of cylindrical shell model with cutouts, failure modes were defined and tables of failure modes were generated for the prescribed cutout size and locations. It was discovered that, there are generally three types of failure modes, which appears under pure bending for cylindrical shells with cutouts. To classify them; Failure Mode I may be defined as strength failure driven by global buckling of the cylinder. Failure Mode II can be defined as; strength failure around the cutout driven by local cutout edge buckling. As third mode, in Failure Mode III, before global buckling, material strength failure starts due to high stress concentration and therefore, it was defined as the strength failure initiated around the cutout without buckling.Finally, comparison of the finite element predictions with the experimental results were realized by matching the end rotations and strains. Although, the VS cylinder was designed to be stiffer than the CS cylinder and expected to have higher failure load in bending, after placing cutouts with certain size and locations on the cylinder, the effect of steered fiber laminae reduced dramatically. The effect of steered fiber is reduced due to the change in the failure mode as a result of applied cutouts. When the cutouts are below the neutral axis, that is the compression side of the cylinder, failures are usually driven by local buckling around the holes in contrast to global buckling fromthe bottom of the cylinder. The steered fiber laminate were designed to increase the failure load under pure bending and it can be effective in global buckling since the VS shell was optimized without cutouts. Therefore under local buckling conditions failure load were dropped for both CS and VS laminates.After completing the nonlinear analyses and finalizing the cutout size and locations, the cylinders without cutouts were machined with the 0.3R/120 cutout configurations. Following the machining, real imperfections were measured with Digital Image Correlation method. A final improvement of the finite element predictions was achieved by including real geometric imperfections in the model and by performing nonlinear progressive failure analysis using Riks method.Testing of cylindrical shells with cutouts was performed in TU Delft using a fixture that was designed to test the constant-stiffness and the variable-stiffness cylinders in pure bending. Strains and displacements were measured using strain gauges, digital image correlation, LVDT's and lasers. Two cylinders were tested: one with conventional layup laminate baseline cylinder (CS) and one with circumferentially varying laminate stiffness (VS). A comparison of the experimental response of the two cylindrical shells with the finite element predictions showed that the experimental boundary conditions has almost the same flexibility as modeled in the finite element model and resulted ingood agreement between the experimental and the numerical results. The ultimate failure loads of testing also showed very good correlations with the finite element predictions.The results of this study show that, during the numerical analyses of composite structures it is important to apply nonlinear progressive failure analyses in order to obtain realistic results close to the test results. It was also proved that there are basically three failure modes of the cylindrical shells with cutouts. Although, the failure resulting from the global buckling of the cylinder has the highest failure load, generally the cylinders with moderate cutout size will tend to either buckle or tear up from the cutout edge. Therefore, in the design of cylindrical aerospace structures the window or door cutouts, the sizes and locations of the cutouts should be adjustedso that the buckling will tend to start from cutout edge to increase the post buckling strength of the cylindrical shells . 299

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2016, Sandviç yapılar, katmanlı iki ince yüzey arasına hafif ve daha kalın bir çekirdek malzemenin tutturulmasıyla üretilen bir kompozit malzeme türüdür. Çekirdek malzemenin dayanımı yüzeylerin malzeme özelliğine göre çok daha düşüktür. Oluşturulan yeni malzeme türü çok sağlam ve eğilmeye karşı çok dirençli olur. Sandviç yapılar, havacılık-uzay, savunma ve denizcilik endüstrisinde çok geniş bir uygulama alanına sahiptir. Tasarım süreci, geometrik gereklilikler ve ağırlığın optimize edilmesi gibi nedenlerle sandviç veya katmanlı kompozit komponentlerin bazı durumlarda değişken kalınlığa, bazen de sabit kalınlığa sahip olması gerekebilir. Değişen kalınlık etkisinin lineer olarak sivrilme şeklinde verilmesi yaygın bir uygulama olarak komponentler için yeterli olabilir. Daha dayanıklı sandviç yapılar tasarlamanın kritik noktalarından biri, bu yapılar çeşitli tipteki anlık dinamik yüklemelere maruzken verdikleri dinamik cevapları doğru tahmin etmektir. Patlama ile oluşan anlık basınca sahip hava yükleri, süpersonik ve hipersonik uçuşlarda gerçekleşen türbülans, sonik patlama ve şok dalgaları nedeniyle oluşur. Hava-uzay yapıları, şok dalgaları yaratan sonik patlama hadisesine uçakların, uzaya çıkan araçların, roketlerin ve füzelerin atmosferde uçuş sırasında ses hızına ulaşıp geçmesi neticesinde maruz kalır. Bununla birlikte, bir infilak neticesinde açığa çıkan ani enerji yayılımı patlamaya neden olur. Bomba gibi kimyasal patlayıcılar, nükleer kaza ve bombalar, yakıt patlamaları gibi etkiler, anlık basınç ile oluşan ve aşırı basınca neden olan patlamalara örnektir. Bu çalışmada, zamana bağlı basınç darbesi yüklerine maruz, kalınlığı değişen kompozit sandviç plakların lineer olmayan dinamik davranışı analitik ve deneysel model ile sonlu elemanlar metodu kullanılarak incelenmiştir. Kalınlığı değişen plak, kalınlıkça lineer olarak sivrilmiş şekilde tanımlanmış ve bu plak tasarımı, basıncın dinamik etkisi olarak patlama ile oluşan anlık basınç yüklemesine maruz bırakılmıştır. Sivrilen sandviç plak, bal peteği yapısına sahip çekirdeğe ve katmanlı kompozit sandviç yüzeylere sahiptir. Çalışmanın ilk kısmında, kalınlıkça sivrilmenin bal peteği yapısı ve katmanlı hibrid kompozit yüzeylerin ikisinde de birlikte olduğu dört kenarı da basit mesnetli bir sandviç plak tasarımına ait sonuçlar elde edilmiştir. İkinci kısımda, deneysel çalışmalar ile elde edilen sonuçları da kapsayacak şekilde, kalınlıkça sivrilmenin sadece bal peteği yapısında olduğu ve sabit kalınlığa sahip katmanlı kompozit yüzeyler içeren dört kenarı da ankastre olan imal edilmiş bir sandviç plağa ait sonuçlar karşılaştırılmıştır. Üretilen sandviç plak için kalınlıkça sivrilmenin bal peteği yapısı yanında, sanki katmanlı kompozit yüzeylerde de olduğu kabulü yapılarak, bu tip bütünüyle sivrilen sandviç plaklar için de ankastre sınır koşulları için sonuçlar elde edilmiştir. Kullanılan teorik yöntem, büyük yer değiştirme etkilerini hesaba katacak şekilde geometrik açıdan lineer olmama etkilerini, düzlem içi katılık ve ataletleri ile kayma deformasyonu içeren bir sandviç plak teorisine dayanır. Geometrik olarak lineer olmama etkileri, plaklar için kullanılan von Kármán büyük yer değiştirme teorisi kullanılarak yönteme dahil edilmiştir. Literatürde bulunan, bir katmanlı yüzeylere sahip sabit kalınlıkta bir sandviç plağa uygulanabilen sandviç plak teorisi geliştirilerek kalınlıkça sivrilen ve çok katmanlı yüzeylere sahip sandviç plakların analizinde kullanılabilecek bir teori haline getirilmiştir. Plak için gerekli hareket denklemleri virtüel iş prensibi kullanılarak türetilmiştir. Uzay bölgesi için yaklaşık çözüm fonksiyonları kabul edilmiş ve hareket denklemleri içine eklenmiştir. Bunun için yaklaşık çözüm tekniği olan Galerkin metodu kullanılmıştır. Daha sonra, zaman bölgesinde lineer olmayan diferansiyel denklemleri elde edilmiştir. Lineer olmayan bağlaşık denklem sisteminin çözümü için sonlu farklar yöntemine başvurulmuştur. Bu işlemler sonunda hareket denklemleri, lineer denklem sistemlerinin çözümü için kullanılan yöntemlerden biri olan LU ayrıştırma ile kolaylıkla çözülebilen lineer bir forma dönüştürülmüş olur. Daha sonra plak üzerinde belirlenmiş noktalardaki yer değiştirme-zaman ve birim uzama-zaman grafikleri basit mesnetli ve ankastre sınır koşulları için elde edilmiştir. Elde edilen bu sonuçlar, sonlu elemanlar yöntemini kullanan ticari bir program olan ANSYS ile ve deneysel yöntemle elde edilen sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Basit mesnetli sınır koşullarına sahip sivrilen plağın dinamik davranışına, farklı sivrilme açılarının ve katman diziliminde fiber yönelim açılarının etkisi de ayrıca araştırılmıştır. Sonlu elemanlar çözümü için dört kenarı basit mesnetli ve ankastre olarak ayrı ayrı tanımlı iki sivrilen plak, 28x28 sekiz düğüm noktalı katmanlı kabuk elemanlara bölünmüştür. Shell281 olarak tanımlanan bu eleman, geometrik yönden lineer olmama kapasitesine sahiptir ve her düğüm noktasında altı serbestlik derecesi mevcuttur. Üç serbestlik derecesi yer değiştirme, üç serbestlik derecesi de dönme için kullanılır. Shell 281 kabuk elemanları, genel anlamda sadece düzlemsel elemanlar olarak tanımlanmaz, aynı zamanda bu elemanlar uzaysal olarak üç boyutlu elemanlardır. Kabuk sonlu elemanlar, eğilmeyle sonuçlanmış bir yüklemeye maruz ince ve kalın kabuk ile plak yapıların sonlu elemanlar modellenmesinde yaygın olarak kullanılırlar. Bu çalışmada, plak sonlu elemanlar modellenmesinde kullanılan 784 eleman sayısı tatmin edici bir miktardır ve ağ oluşturma için yapılan hassasiyet analizi sonucunda elde edilmiştir. Sandviç yapının her bir yüzeyinin katmanları ve çekirdek yapı, ayrı ayrı birer tabaka olarak tanımlanmış ve birbirine mükemmel şekilde yapıştırılmış olarak kabul edilmiştir. Sonlu elemanlar analizi sadece, tamamı sivrilen sandviç plak olarak tanımlanan, çekirdeğin ve sandviç yüzeylerin kalınlıklarının birlikte lineer değiştiği basit mesnetli ve ankastre plaklar için yapılmıştır. Bunun nedeni, kabuk elemanlarla yapılan sonlu elemanlar modellemesinde programın, tanımlanmış ve daha sonra plağa atanmış sivrilme fonksiyonunu, tüm katmanlar için aynı anda sadece tek bir fonksiyon şeklinde tanımlayabilme imkanı vermesidir. Deneysel çalışmaların içeriği, kalınlıkça sivrilen bir sandviç plak üretimini, üretilen sandviç plağın bileşenlerinin malzeme özelliklerinin belirlenmesini ve nihayetinde anlık basınç oluşturabilen iki aşamalı bir patlama testi ortamının yaratılmasını kapsar. Katmanlı karbon-epoksi sandviç yüzeylerin malzeme özelliklerinin belirlenmesi için kuponlar üzerinde yoğunluk, çekme ve kayma testleri yapılmıştır. Çekirdek kısmın malzeme özelliklerinin bir kısmı literatürden alınarak, diğer kısmı da çeşitli hesaplamalar yapılarak elde edilmiştir. Patlama testinin birinci aşamasında, gerçek sivrilen sandviç plak yerine pleksiglas bir model plak patlama sonucu oluşan anlık basınca maruz bırakılarak, sandviç plak ile aynı yüzeysel boyutlara sahip bir alandaki basınç dağılımı belirlenen noktalarda basınç sensörleri ile yapılan ölçümler sonucu elde edilir. Basınç ölçümleri bittikten sonra model plak sökülür ve üzerinde çeşitli noktalara birim uzama ölçer ve ivme ölçer yapıştırılmış üretilen sandviç plak sisteme monte edilir ve patlama testleri birçok kez tekrarlanarak gerçekleştirilir. Basınç, birim uzama ve ivme verileri, veri toplama cihazları yardımıyla bilgisayar hafızasına kaydedilir. Elde edilen ivme dataları, deneysel olarak elde edilmiş yer değiştirme-zaman grafiklerine dönüştürülür. Bu çalışmada kullanılan iki aşamalı deneysel modelin, benzer deney metotlarına göre deney zamanını ve maliyetini azaltıcı etkisi olabilir. Öncelikle, plak ile membran arasındaki uzaklık, membran sayısına bağlı olan patlama basıncı ve plak boyutları değişmiyorsa, model plak ile basınç ölçümü yapmak yeterlidir. İkinci aşama patlama testi, sadece birim uzama ve ivme ölçümü özelinde, farklı katman dizilimlerine, fiber açılarına yada değişik malzeme özelliklerine sahip birçok kompozit plağa hızlıca seri bir şekilde yapılabilir. Kullanılan basınç sensörleri, delik açma yoluyla montajlanan, maliyeti düşük ve patlama etkisi ile zarar görmesi çok düşük ihtimal olan sensörlerdendir. Bu çalışmada kullanılan, patlama etkisi yaratmak için yüksek basınç bölgesi oluşturan poliyester film membranlar, kullanımı çok pratik, test için hazırlama evresi çok kısa ve çok ucuz olduklarından, deney yöntemine kattıkları süre ve maliyet avantajı yadsınamaz bir gerçektir. Sadece basit mesnetli sivrilen sandviç plak için teorik ve sonlu elemanlar yöntemi sonuçları arasında değil, ayrıca ankastre sivrilen sandviç plak için deneysel, teorik ve sonlu elemanlar yöntemi sonuçları arasında da iyi bir uyum olduğu gözlenmiştir. Kullanılan kapalı çözüm yöntemi, ANSYS çözüm süresi ile karşılaştırıldığında, çok daha az çözüm zamanı harcamıştır. Ayrıca, sadece çekirdek katmanının sivrildiği kalınlıkça sivrilen plak tipi, teorik yöntem ile çözülebilirken, ANSYS kabuk elemanlarla sonlu elemanlar modellenmesi dahi yapılamamaktadır. Bu tip plağın üç boyutlu model üzerinden sonlu elemanlarla modellenmesi, sadece çözüm zamanını çok daha arttırmakla kalmaz, aynı zamanda modelleme süresini de birkaç kat arttırır. Problemin deneysel çalışmalarıysa, uzun zaman gerektiren zahmetli bir işlem gibi gözükse de, teorik ve sonlu elemanlar yöntemlerinin doğrulanması adına fazlasıyla gerekli görülmüştür. Bununla birlikte, teorik sonuçlar ilk aşamada testle doğrulandıktan sonra, arzu edilen diğer plaklar üzerinde hızlıca çözümler elde edilebilir. Çünkü, teorik kapalı çözüm, bir plağın tasarım parametrelerinin hızlıca değiştirilebileceği şekilde nümerik parametrik bir FORTRAN bilgisayar programı şeklinde kodlanmıştır. Kullanılan teorik yönteme dayalı program, bu çalışmanın başlangıcı sayılabilecek geçmiş kalınlıkça sivrilen katmanlı kompozit plak çalışmalarını da dahil ederek, kalınlıkça lineer sivrilen sandviç ve katmanlı kompozit plakların ön tasarım evresinde kullanılabilir. Yöntemin, çok katmanlı kompozit yüzeylere sahip kalınlıkça sivrilen sandviç plakların lineer olmayan dinamik davranışının tahmin edilmesindeki kabiliyeti yüksektir. Bu çalışmada, kalınlık değişimi koordinat ekseninin lineer bir fonksiyonu olarak tanımlansa da, kalınlık değişimi farklılaştırılarak ikinci yada üçüncü dereceden fonksiyonlar olarak da tanımlanabilirdi. Oluşturulan parametrik programa bu fonksiyonların da dahil edilmesi kalınlığı değişen kompozit plakların hızlı ön tasarım seçeneklerini genişletecektir. Deneysel olarak elde edilen basınç dağılımı sonuçlarını da hesaba katarak, patlama sonucu sivrilen plak üzerinde basıncın üniform dağılım gösterdiği kabul edilmiştir. Kalınlıkça sivrilen sandviç plaklar, üniform olmayan basınç dağılımı etkisi altında daha fonksiyonel olabilir. Plağın daha kalın bölümünün daha yüksek basınç değerlerine maruz kalırken, daha ince bölümünün daha düşük basınç değerlerine maruz kaldığı bir basınç dağılımının etkisi altındaki bir plak davranışı incelenebilir., A sandwich structure is a class of composite material which is manufactured by attaching two thin laminated stiff faces to a core which is lighter and less stiff. Sandwich structures have a wide application area in aerospace, defence and marine industry. Sandwich and laminated composite components such as panels can have variable thickness in some cases while the others have constant thickness according to design, geometric necessities and minimum weight requirements. A tapered effect in thickness can be sometimes sufficient to obtain the variable thickness. The crucial point to design more durable sandwich structures is predicting dynamic responses of them when they are subjected to various types of transient dynamics loadings. This study focuses on the sandwich structure as a plate and the transient dynamic load as explosive air blast waves. Air blast loads occur on supersonic and hypersonic flights due to turbulences, sonic boom and shock waves. Sonic boom is a phenomenon and aerospace structures are subjected to sonic booms that cause shock waves while aircrafts, rockets and missiles reach and pass the speed of sound on flights. On the other hand, an explosion is another phenomenon which is the result of a rapid release of energy because of an explosive event. Chemical explosions like bombs, nuclear explosions, fuel explosions, etc. can be a blast source which causes overpressure. In this study, nonlinear dynamic behaviour of composite sandwich plates with variable thickness subjected to time dependent pressure pulse has been investigated by an analytical model, experimental model and finite element method (FEM). Tapered plate subjected to air blast loading is considered as a design model for the variable thickness and pressure pulse. The tapered sandwich plate has a honeycomb core and laminated composite face sheets. In the first part of study, the tapering thickness is varying for both sandwich core and face sheets together in case of simply supported boundary conditions for all edges. Moreover, a tapered sandwich plate which has a thickness varying for only sandwich core, is analysed for clamped boundary conditions for all edges to include the experimental model into the second part of study. Clamped sandwich plate with both tapered sandwich core and tapered face sheets is also considered. The theoretical method is based on a sandwich plate theory including the large deformation effects, such as geometric nonlinearities, in-plane stiffness and inertias, and shear deformation. The geometric nonlinearity effects are taken into account by using the von Kármán large deflection theory of thin plates. The classical sandwich plate theory for plates with constant thickness which have one-layered face sheets found in the literature is developed to analyse the tapered sandwich plates with multi-layered face sheets. The equations of motion for the plate are derived by the use of the virtual work principle. Approximate solution functions are assumed for the space domain and substituted into the equations of motion. The Galerkin method is used to obtain the nonlinear differential equations in the time domain. The finite difference method is applied to solve the system of coupled nonlinear equations. Finally, the equations of motion are reduced into a form that can be easily solved by one of the methods for solution of linear equation systems such as LU decomposition. The displacement-time and strain-time histories are obtained on certain points through the tapered direction. Then, the results obtained by using the present method are compared with the ones obtained by using a commercial finite element package ANSYS and the experimental method. The effects of taper ratio, the stacking sequence and the fiber orientation angle on the dynamic responses of the tapered sandwich plates are also investigated for the simply supported boundary condition. The simply supported and clamped tapered plates are discretized using 28x28 eight nodded layered shell elements (Shell281) which have the geometric nonlinearity capability for the FEM. Shell 281 has six degrees of freedom which are at each node. Three degrees of freedom is in translation while three is in rotation. These types of shell elements are not only typically described as geometrically planar elements, but also they are spatially 3D elements. Shell elements are very used to model thin and thick shell and plate structures which are subjected to bending. The total number of elements, 784 is satisfactory and is chosen as based on the mesh sensitivity analysis. The individual laminas (laminated faces and core) are assumed to be perfectly bonded in the finite element model. Finite element analysis is examined for only tapered sandwich plate that has both a tapering core and tapered faces because of the restrictions of defining the tapering function in FEM. The experimental studies contain manufacturing a tapered sandwich plate, determining mechanical properties of the constituents and finally simulating an environment of the blast effect with a two stage procedure. At first, blast load tests for transient pressure measurement on a plexiglass model plate are done. Then, air blast load tests on the real tapered sandwich clamped plate are carried out for measuring strain and acceleration at certain points. Acceleration data work useful on obtaining displacement-time histories experimentally. The experimental model presented here can reduce the period of time and can be defined as low cost in comparison with conventional tests by using the mentioned two stage procedure. Polyester film membranes for bursting which are used in this study are also very practical and cheap for the blast testing. There is a good correlation between not only the results of theory and FEM for simply supported tapered sandwich plate but also the results of the experimental model and theory with FEM for the clamped tapered plate. The closed form solution presented here costs much lower computer time compared to the FEM. The experimental studies are a troublesome process anyway which have a long period of time. However, the testing process is strongly needful for the validation of the theory. The code is once validated with the test, then the theory can be carried out the desired design of plates. Because, it is very easy to change design parameters for the theory. The method present here can be used in preliminary design of sandwich and laminated plates with variable thickness. The method is very capable of predicting the nonlinear dynamic response of the tapered sandwich plate with multi-layered faces. The thickness variation is taken as a linear function of coordinate axis in this study. However, the thickness variation could be taken as the second or third degree functions of coordinate axis. The blast pressure is uniformly distributed on the tapered plate. Tapered sandwich plates could be more functional under the effect of non-uniform pressure distribution. The thicker part of the tapered plate could be subjected to higher pressure load while the thinner part is subjected to lower pressure load., Doktora, PhD

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

Araçların (uçak, araba, raylı sistem araçları, gemi, vs.) darbelere dayanımı çok büyük önem teşkil etmektedir. Bu yüzden, insan hayatını korumak amacıyla bu konuda katı standartlar getirilmektedir. Daha iyi bir performans için, araçların yolcuları koruma kapasitelerini artırma yönündeki tasarımlar bir evrim geçirmektedir. Tasarım zamanını azaltmak, araçların ve bileşenlerinin çarpma ve ezilme tasarım standartlarını sağladığından emin olmak için çarpışma testleri genellikle sayısal olarak bilgisayarlarda yapılmaktadır. Elde edilen veriler yeni tasarımların geliştirilmesinde kullanılmaktadır. Sayısal simülasyonların bilgisayar ortamında yapılabilmesi her defasında fiziksel bir model üretme zorluğunu ortadan kaldırmakta, zaman ve maliyet açısından çok daha hızlı olmaktadır. Bu simülasyon süreci, gerçek bir araç prototipi üretilmeden önce en iyileştirmesinin yapılabilmesini sağlamaktadır. Ezilme veya çarpışma esnasında en önemli konu kinetik enerjinin nasıl emileceğidir. Bu amaçla tasarlanan ezilme kutuları birçok alanda kullanılmaktadır. Ezilme kutuları, araç çarpışmalarında ortaya çıkan büyük değerlerdeki kinetik enerjiyi plastik enerjiye dönüştürebilme kabiliyetlerine haizdir. Bu yüzden, ezilme kutularının çarpışma sonrası ezilme davranışları konusuna ilgi sürekli devam etmektedir.Ezilen bir kutuda, ilk çarpmada meydana gelen pik kuvveti sonrakilerden çok daha fazladır. Çoğu zaman kaza esnasında, kutular araçlarda ve bileşenlerinde en fazla ivmelenmeye neden olan bu pik kuvvetlerini emmek için kullanılırlar. Aslında enerji emen ideal bir sönümleme yapısı tüm darbe süresince üniform bir yavaşlatma sağlamalıdır. Sürekli olmasa da kademeli olarak enerji yutma seviyeleri değiştirilen bir ezilme kutusu tasarımı ile pik kuvveti azaltarak mümkün olduğunca üniform bir yavaşlamayı sağlamak burada önerilen çalışmanın motivasyonunu oluşturmuştur. Ezilme kutusu önce ilk darbeyi şiddetli bir pik kuvveti oluşturmadan emmeli, daha sonra geri kalan enerjiyi yutabilmek için kademeli olarak deforme olmalıdır. Belirlenen bu amaç doğrultusunda, iç içe geçen farklı uzunluktaki tüplerden oluşan yeni bir ezilme kutusu düşünülmektedir. İçteki en uzun tüp, ilk darbeyi emecek ve sonra diğer tüplerle birlikte deforme olacaktır. Yeni tüpün aynı boylarda olan iç içe tüplerden daha hafif olacağı ve tüplerin yerleşiminin, geometrik parametrelerinin sıralamasının önemli olacağı düşünülmektedir. Bu yüzden, daha önce hiç çalışılmamış olan, iç içe geçmiş farklı uzunluk ve geometrideki tüplerin deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir.Öncelikle, ezilme kutusunda kullanılacak olan metal malzemelerin çekme deneyleri farklı gerinim değişim hızlarında yapılarak gerilme-gerinim diyagramları elde edilmiştir. Çeşitli ezilme kutusu tasarımları geliştirilerek ve elde edilen malzeme test verileri kullanılarak sonlu elemanlar analizleri yapılmıştır. Doğrusal olmayan açık (explicit) sonlu eleman yazılımı (LS-DYNA/Explicit) ve kapalı (implicit) sonlu eleman yazılımları (LS-DYNA/Implicit) kullanılarak tasarlanan ezilme kutularının çarpma sonrası ezilme davranışları analiz edilerek incelenmiştir. Farklı metallerin ve geometrilerin birleşimi olarak tasarlanan ezilme kutusu yapısının enerji emme kapasitesi geometri ve malzeme özelliklerine bağlıdır. Bu yüzden farklı boy ve kesitlerde iç içe geçen tüplerden oluşan farklı bir ezilme kutusu analizlere tabi tutulmuştur. Malzeme, cidar kalınlığı, flanş genişliği, çarpma hızı, iç içe tüplerin yerleşimi, uzunluğu ve çarpma hızı parametreleri için en iyileştirme yapılacaktır. Literatürde farklı uzunluklardaki tüplerin iç içe geçmesi ile meydana gelen ezilme kutuları ve parametrik analizleri mevcut olmadığından, bu tip tüplerin maksimum deformasyonları ve enerji emme kapasitelerinin analizinin yapılması ve değerlendirilmesi bu alanda önemli bir katkı sağlayacaktır. Sayısal modelleme çalışmaları sonucunda en iyi çarpışma kutusu tasarımları belirlenmiştir. Seçilen ezilme kutularının deneysel simülasyonları yapılarak analiz çalışmaları doğrulanmış. Bu duruma göre deneysel süreçler için farklı malzeme ve geometride ezilme kutuları üretttirilmiştir. Kutular, dinamik ve statik ezilme deneylerinde incelenmiştir. Testlerden elde edilen sonuçlar sayısal analiz sonuçları ile karşılaştırılarak değerlendirilmiştir.Test çalışmaları neticesinde birtakım gözlemler yapılmıştır. Alüminyum 6063 ve Çelik AISI 304'ten üretilmiş numuneler ile deneyler gerçeklenmiştir. İç içe üç daireden oluşan AL 6063 tüpler, iç içe üç daireden oluşan AISI 304 çelik tüpler üretilmiştir. Ayrıca dairesel kesitlere ek olarak kare kesitli AL 6063 ve AISI 304 malzemeden iç içe tüpler üretilmiştir. Bunlara ek olarak içten dışa kare-daire-kare şeklinde alüminyum-çelik-alüminyum malzemeden sistem, kare-daire-kare şeklinde çelik-çelik-çelik malzemeden sistem, daire kesit alanlı alüminyum-çelik-alüminyum malzemeden sistem üretimi yapılmıştır. Bütün bu sistemler 2.69, 3.28, 3.77 ve 4.22 m/s gibi hızlarda çarpma testine tabi tutulmuştur. Kare kesitli tüplerde kenarlardan yırtılmalar gözlemlenmiş, bunların önüne geçilmesi için en dıştaki tüp duvar kalınlığını artırılabileceği, en dıştaki tüpün kenar uzunluklarının düşürülebileceği, en dışta kare kesit bulundurmama ve ya köşelerin yuvarlatılması gibi öneriler sunulmuştur. Alüminyum tüplerde gerçekleşen bu durumların benzeri çeliklerde de gözlemlenmiştir. Çelik tüplerde de köşelerin yuvarlatılmaması benzer sonuçlar doğurmuş ve köşelerde yırtılmalar meydana gelmiştir. Tüp çapları analizlerle global burkulma olmayacak şekilde seçildiğinden deneylerde de analizlerle uyumlu olarak global burkulmalar gözlemlenmemiştir. Lokal burkulmalar ile katlanmalar düzgün şekilde yaşanmıştır. Bu durum, yırtılma olan en dıştaki kare tüp içeren tasarımlar için içteki tüplerde de yaşanmıştır. Dairesel kesit alanlı tüplerde katlanmalar lokal burkulmalar şeklinde olsa da geometrik mükemmel olmayan durumlardan ötürü farklı katlanma şekilleri gözlemlenmiştir. Ancak farklı katlanma mekanizmaları benzer pik kuvvet değerleri üretmiştir. Farklı malzemeden tüplerin birarada olduğu sistemler kuvvet davranışı açısından verimli sistemler üretebilmiş ancak çelik içeren bu sistemlerin düşük ağırlık verimi de gözönüne alınmıştır. Sanki statik ezme testleri optimum geometri kararından sonra yapılmıştır. Dairesel kesit alanlı AL 6063 tüpler için 4 farklı statik ezme testi 2 mm/dakika hızlarda yürütülmüş ve kuvvet-zaman, kuvvet-ezilme eğrileri oluşturulmuştur. Bu grafikler, dinamik ezme test sonuçları ile karşılaştırılmış ve uyum gözlemlenmiştir. Gerinim hızlarının alüminyumda çok etkili olmadığı bu karşılaştırmalar ile görülmüştür.Bu doğrultuda yapılan analiz, deney ve optimum tasarım için deney ve analiz uyumunun gözlemlenmesi çalışması tezin yapısını oluşturmaktadır. Analiz çalışmalarında Abaqus ve LS-DYNA sonlu eleman programları ve çözücüleri kullanılmıştır. Genel olarak benzer fikir verselerde programların farklı malzeme verileri ve değme durumlarında farklı kuvvet davranışlarını çıktı olarak verebilmektedir. Yine dikkat çeken bir unsur olarak, köpek kemiğ şeklinde oluşturulan ve çekme testi yapılan malzeme gerilme-gerinim eğrilerinin programlara girdi olarak verilmesi sonrasında deneylerle yeterli uyum gözlemlenmemiş ve statik ezme testlerine göre gerilme gerinim eğrilerinin modifiye edilmesi gerekmiştir. İncelendiğinde ezme hareketinde emze, çekme, burkulma birlikte olduğundan sadee çekme testinin yeterli olmaycağı görülmüştür. Sonuç olarak optimum geometri olarak içiçe tüplerde kullanılmak üzere alüminyum 6063 malzemeden dairesel sistem tercih edilmiştir. Bunun yanısıra çelik ve alüminyum sistemlerin birlikte olduğu durumlarda pik kuvvetinin davranışının çarpma kuvvet verimi açısından çok iyi sonuçlar verebildiği görülmüş ancak sistem ağırlığı açısından sadece alüminyum sistem tercih edilmiştir. The crush and crashworthiness of a vehicle (airplane, automotive, ship, etc.) is today of great importance. Strict standards need to be adhered to in the industry, in particular to protect human life. In the aim for better performance, the design of vehicles has also evolved to improve protection capabilities. In order to decrease design times and ensure safe design standards regarding the crush and crashworthiness of vehicles, and their components, virtual tests are usually performed in numerical simulations. The virtual crush and crash test data are used throughout the entire development of a new design. These numerical simulations produce results without building a physical model, and can be performed relatively quickly and inexpensively. This permits optimization of the design before an actual prototype of the vehicle has to be built.The most important phenomenon in a crush or crash situation is to absorb the kinetic energy. Crash tubes are designed for that purpose and are used in many practical situations. They have the ability to absorb and convert large amounts of kinetic energy into plastic strain energy under severe loading conditions. Therefore, there has been continued interest on the axial crushing and crashing behavior of tubes. When a tube fails under progressive buckling, the initial peak force is much greater than the subsequent peak. In many instances, these tubes are used to absorb energy in cars and the high force peaks lead to high acceleration on the vehicle occupants during an accident/impact event. An ideal energy-absorbing device should therefore cause a uniform deceleration during the entire stroke. This ideal structure would absorb the shock first and then deform under progressive buckling to absorb the energy. Thus we considered a new geometric crash tube model which would be nested with different lengths. The longest tube would absorb the kinetic energy first, and they could act together with the other tube(s) after strong impact effect. This new tube would be lighter than bi tubular crash tubes and alignment of the tubes, geometric parameters would be important. Thus, we planned to investigate this event by experimentally and numerically, which was never investigated in te open literature before. First of all, material tensile tests at elevated strain rates were carried out. For a constant thickness, different (cross-section, length, constant, etc.) specimens were produced. After producing specimens, some of them will be chosen for the experiment, and new specimens for experiments were produced. The tubes were be quasi-statically and dynamically crushed. The explicit non-linear finite element code (LS-DYNA, Abaqus were used to predict the response of the crash tubes subjected to axial crushing, and will be compared with experiments. The energy absorption capacity of a sheet metal structure depends on geometric and material parameters. Thus, it was investigated a different crash tube geometry which consist of nested tubes with different lengths. Important parameters such as arrangement, material, sheet thickness, flange width, spot-weld spacing and impact velocity will be optimized. There were no studies for these kind of crash tubes in the literature. So, it would be interesting to observe final deformations and energy absorption characteristics of these kind of nested crash tubes. Optimum nested crash tubes were realized by numerical studies. These results were compared and validated by experiments. 109

Kardan şaftı, arkadan itişli araçlarda torku şanzımandan arka aksa aktararak süspansiyonun bağıl hareketlerini kompanse eden sistemdir. Şaftın gövdesini meydana getiren tork tüpü, ağırlığı düşürmek ve eğilme/burulma rijitliği sağlamak açısından genellikle içi boş imal edilirken; tek, iki veya üç parçalı olabilir. Malzeme olarak çoğunlukla çelik veya alüminyum kullanılırken imalatta çeşitli kaynak teknikleri uygulanabilir. Kompozit malzemeler de tork tüpü için son dönemlerde yeni bir alternative olarak ortaya çıkmıştır.Tork tüpü için kompozit malzeme kullanmanın en temel avantajı, eğilme rezonansı tarafından kısıtlanmakta olan şaft boyunun uzatılabilmesine imkan vermesidir. Kompozit bir tork tüpü, daha yüksek elastisite modülü sayesinde, şaft boyunun uzamasıyla iki parçalı yapının tek parçaya indirilebilmesini sağlar. Bu durumda aracın sürüş karakterinde iyileştirmeler sağlanmasının yanı sıra, daha yalın bir yapıyla üretim zamanının kısalması, envanter maliyetlerinin düşürülmesi ve bakım kolaylığı sağlanır. Maliyet açısından bakıldığında ise; kompozit bir şaftın üretimi metal muadiline göre daha karmaşık ve pahalı gibi gözükse de, bir kompozit şaft ömür devri içerisinde metal bir şafttan daha ucuza malolacak şekilde tasarlanıp üretilebilir. Metalik malzemeler otomotiv uygulamaları için şaft tasarımında geleneksel bir seçim olmakla birlikte; ağırlık, yorulma dayanımı/ömrü ve kritik hız açısından teknolojik sınırlara ulaşmış durumdadır. Otomotiv şaftı tasarımlarını ileriye taşımak açısından çeşitli öneriler getirilmiş olsa da bunu şaft ağırlığını arttırmadan yapabilen bir çözüm henüz sunulamamıştır. Tork tüpü olarak elyaf takviyeli kompozit yapıların kullanılması performans limitlerinin ağırlık artışına sebep olmadan sağlanabilmesi potansiyelini taşımaktadır. Buradan hareketle tezin amacı; bir ağır ticari araç uygulamasında kullanılmak üzere, iki parçalı çelik bir şaftı değiştirecek tek parçalı kompozit bir şaftın tasarlanması, üretimi ve testidir.Mevcut tez çalışması; T.C. Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığı ile Ford Otosan'ın desteklemiş olduğu 0529.STZ.2013-2 kodlu SAN-TEZ projesinin ürünüdür.Tasarım çalışmaları literatürden elde edilen malzeme verileriyle başlatılmış olup tork tüpü analitik olarak katman teorisi ve nümerik olarak da sonlu elemanlar analizi yoluyla modellenmiştir. Şaftın bir başlangıç modeli oluşturulmasının ardından, kupon üretimi ve testleri yoluyla üretim malzemesinin mekanik özellikleri belirlendikten sonra güncellenmiştir. Üretimi yapılan prototip şaftın burulma durumundaki statik ve yorulma mukavemetinin belirlenmesi amacıyla bir test düzeneği tasarlanmıştır. Şaftın dinamik karakteristikleri modal testler yoluyla belirlenecektir. Çalışmanın son adımı ise prototipi üretilip statik, yorulma ve modal davranışı düzenek üzerinde belirlenen şaftın araç üzerinde test edilmesi olacaktır.Otomotiv uygulamalarında kullanılacak bir şaftın temel performans isterleri, kritik hız, burulma ve burkulma dayanımı ile yorulma ömrü olarak belirtilebilir. Metal bir şaftın tasarımında şaft kesidi, üzerine gelen belirli bir tasarım torku ile malzemenin izin verilebilir kesme gerilmesine göre kolayca belirlenebilir. Metal şaftlardan farklı olarak kompozit şaftlarda değiştirilebilecek parametre sayısı daha fazla olması sonucunda elastik sabitlerin düzenlenebilmesi yoluyla performans isterlerini karşılayabilen, birden çok daha fazla sayıda şaft seçeneğinin tasarımı mümkün olabilmektedir.Temel tasarım hedefi; çalışma hızından daha yüksek bir kritik hız, azami torktan daha yüksek bir burkulma torku ve Tsai-Wu gibi bir hasar kriteri uygulandığında arzu edilen bir dayanım oranı sağlanırken ağırlığın minimumda tutulabilmesidir.Statik tork iletimi, burkulma yük katsayısı ve doğal eğilme frekansı mevcut tasarımda göz önüne alınan temel tasarım kriterleridir. Şafttan belirli bir yorulma ömrü de istenmekte olup bunun belirlenmesi tamamen deneysel yollarla gerçekleştirilecektir. Tasarım kriterleri; 17000Nm değerindeki bir azami torkun iletimi, burkulma kararlılığı, 130Hz değerindeki doğal eğilme frekansı ve ±6800Nm değerindeki değişken torkta 300.000 çevrimlik yorulma ömrü olarak özetlenebilir.Şaftın analitik modeli bir EXCEL dokümanı yardımıyla oluşturulmuştur. Katman teorisi ve Tsai-Wu hasar kriteri uygulanarak azami tork yüküne dayanım oranı bulunmuştur. Doğal eğilme frekansı ve kritik burkulma torku da çeşitli formüllerden yararlanılarak hesaplanmıştır.Şaft, nümerik olarak, sonlu elemanlar analizi yöntemiyle modellenmiştir. ANSYS ACP ve Mechanical APDL ortamında iki farklı yapı oluşturulmuş olup eleman ağları aynı olmakla birlikte sınır koşullarında çeşitli farklılıklar mevcuttur. Şaft, bir ucundan sabiltlenmişken diğer ucunda tanımlanmış bir merkezi düğüm noktası yardımıyla tork yükü uygulanmıştır. Yapı, toplamda 1650 SHELL181 elemanıyla modellenmiştir.Burkulma analizi, şaftın burkulma kararlılığını ortaya koymak üzere gerçekleştirilmiştir. Burkulma analizinde kullanılan model ve uygulanan sınır koşulları static analiz ile aynıdır.Modal analiz ise şaftın doğal frekansları ve mod şekillerinin tespit edilerek eğilme frekansları ve modlarının belirlenmesi amacıyla gerçekleştirilmiştir. Şaft tamamen serbest durumdayken incelenmiş olup modal analiz sırasında herhangi bir sınır koşulu veya yük uygulanmasına gerek bulunmamaktadır.İç çapı 120mm olan A modelleri ve 140mm olan B modelleri olmak üzere toplamda 10 farklı şaft modeli oluşturulup analitik ve nümerik modellerden elde edilen sonuçlar tasarım kriterleri ile karşılaştırılarak bir tablo halinde verilmiştir. Katman sayıları A1 ve B1 başlangıç modellerinden Tsai-Wu dayanım oranına göre itere edilmiş olup diğer tasarım kriterlerinin değerlerine göre de farklı katman dizilimleri oluşturulmuştur.Kompozit malzemelerin üretimi, birçok değişkene bağlı karmaşık bir konu olup literatürden alınan malzeme verileri ile atölyede üretilen malzemenin özellikleri birbirinden büyük farklılıklar gösterebilmektedir. Bu durumun yarattığı belirsizliğin giderilebilmesi amacıyla ISO 1268 standardı referans alınarak test plakaları üretilmiş, bu test plakalarından kesilen numuneler de ilgili ASTM standartlarına göre testlere tabi tutularak üretim malzemesinin mekanik özellikleri belirlenmiştir.Üretim malzemesinin mekanik özelliklerinin belirlenmesi amacıyla test plakasından numuneler kesilerek MTS322.21 üniversal test cihazı üzerinde kupon testleri gerçekleştirilmiştir. Çekme testi için ASTM D3039, basma testi için ASTM D6641 ve kesme testi için de ASTM D3518 standartları referans alınmıştır. Modül ve Poisson Oranı gibi verilerin elde edilebilmesi için numuneler üzerine gerinim ölçerler yerleştirilmiştir. Mekanik özellikleri belirlenen üretim malzemesinin yoğunluğu da ASTM D792 standardı referans alınarak belirlenmiştir.Piyasadaki mevcut uygulamalar hakkında fikir vermesi amacıyla bazı örnek şaftlar temin edilmiş olup bunlardan alınan numunelere de yoğunluk testi uygulanmıştır. Örnek şaftlara yoğunluk testi uygulanmasının amacı, belirli bir elyaf ve matris yoğunluğu üzerinden elyaf hacim oranının tahmin edilebilmesidir.Üretim malzemesinin mekanik özelliklerinin belirlenmesinden sonra analitik ve nümerik şaft modellerinin buna göre güncellenmesi gerekliliği doğmuştur. Analizlerin güncellenmesinden sonra 120mm iç çaplı A modellerinden performans isterlerinin düşük değerleri nedeniyle vazgeçilmiştir. Bunu takiben 130mm iç çapa sahip C modeli şaftlar oluşturulmuş, katman sayısı ve dizilimi de performans isterlerine göre belirlenmiştir.Kompozit bir şaft tasarımının teknik açıdan en ilginç kısımlarından birini de kompozit boru ile şaft mafsallarının bağlantısı oluşturmaktadır. Literatürde farklı ifadeler mevcut olmakla birlikte, bu çalışmada `uç bağlantısı` ifadesi kullanılacaktır. Kompozit şaft uygulamalarındaki uç bağlantıları yapıştırmalı ve sıkı geçmeli bağlantı olmak üzere iki temel gruba ayrılabilir.GKN tarafından daha önce bu konu üzerinde çalışılmış olup çok düşük ağırlığa sahip bir kompozit şaft tasarımı ortaya konmuştur. Teufelberger GmbH şirketi de bu konu üzerinde T-IGEL adını verdiği ticari bir çözüm üretmiştir. Konu ile ilgili bir patent araştırması gerçekleştirilmiş olup, farklı tarihlere ait 111 adet patent derlenmiştir. Tedarik edilmiş olan örnek şaftların da uç bağlantıları tahribatlı muayene ile incelenerek mevcut diğer ticari uygulamalar hakkında bilgi edinilmiştir.Uç bağlantı parçalarının, C50 yapı çeliği blok malzemeden talaşlı işlemle imal edilmesi ve kompozit sargı ile birlikte fırında kürtlenirken yapıştırılması planlanmıştır. Bu durumda uç parçası ile kompozit sargı arasında bir yapıştırıcı katmanı oluşacaktır ve bu katmanın istenen torku güvenli bir şekilde iletebilmesi için mukavemeti açısından kontrol edilmesi gerekmektedir. Yapıştırıcının kesme modülü, yapıştırıcı katman kalınlığı ve yapışma uzunluğu gibi parametrelerin değişimi ile yapıştırıcı içerisindeki kayma gerilmesi dağılımının farklı tasarımlar içerisinde nasıl değiştiği çeşitli eğriler yardımıyla incelenebilmektedir. Eğrilerdeki gerilmelerin tepe noktaları yapıştırıcının kesme mukavemeti ile karşılaştırılarak uç parçası ve kompozit boru arasındaki ayrılmanın nereden ve nasıl başlayabileceği değerlendirilebilir. Bu hesabın yapılmasının temel sebebi yapıştırıcının kesme mukavemeti sınırları içerisinde kalabilmesini sağlayacak, güvenli bir yapıştırma boyunun belirlenebilmesidir. Bunun yanında yapıştırma boyu, uç parça geometrisini de belirleyen önemli etkenlerden biridir. Şekil bağı yardımıyla tasarım torkunun daha güvenli bir şekilde iletimini sağlamak açısından uç parçalarının altıgen bir keside sahip olması düşünülmüştür. Bunun yanında kompozit boru ile uç parçasının iç çapının dirseksiz bir şekilde birleşebilmesi, yapışma alanının arttırılıp kesme gerilimi dağılımının iyileştirilebilmesi için parçaya bir miktar koniklik de verilmiştir. İletmek istediğimiz tork değerinin yüksekliğinden dolayı parçanın tüm ayrıntıları buna göre şekillendirilmiştir.Üretilecek prototip şaftın düzenek ve araç üzerinde test edilecek iki farklı türevi olacaktır. Araç şaftında uç parçaları ile mafsallar bir yüzük yardımıyla kaynatılacak iken test şaftı üzerinde yuvalı ve flanşlı olmak üzere iki uçta da farklı birleştirme parçaları bulunacaktır. Bunlardan biri test düzeneği mili ile birlikte çalışabilmesi için yuvalı, diğeri de test düzeneği üzerindeki brakete bağlanabilmesi için flanşlı olacaktır.Uç bağlantı parçalarının tasarım ve imalatı süresince filaman sargı yöntemiyle imalata uygunluğunu sağlamak açısından prototip şaftları üretecek firma olan Adalar Makina'nın değerlendirmeleri ve onayı alınmıştır. Parçaların mukavemeti sonlu elemanlar analizi yoluyla kontrol edilmiş, uygun yerlerden sabitlenerek 35000Nm tasarım torku altıgen konik bağlantı geometrisi üzerinden uygulanmıştır. Sonlu elemanlar modelinin yakınsayabilmesi açısından eleman ağının oluşturulmasında iteratif seçenekler kullanılmıştır.Sarım konfigürasyonu mandrel gövdesi ve üzerine geçirilmiş bağlantı parçalarından oluşmaktadır. Mandrel yüzeylerine maskeleme bandı uygulanarak koruma sağlanması amaçlanmıştır. Uç bağlantı parçaları hariç tüm yüzeylere kalıp ayırıcı uygulanmaktadır. Reçine emdirilmiş karbon elyaf, belirlenen katman sayısı ve dizilimi dahilinde bu yapı üzerine sarılacak ve kürleme işlemi bittikten sonra mandrel flanşlı bağlantı parçası içerisinden çıkarılarak kompozit boru ve ona yapışmış uç bağlantı parçaları olarak test şaftı elde edilecektir.Prototip şaft imalatından önce deneme sarımları gerçekleştirilmiş ve bu deneme sarımları süresince çeşitli sorunlarla karşılaşılmıştır. Mandrelin dairesel yüzeyleri üzerine oldukça düzenli sarımlar yapılabilirken uç parçalarının altıgen konik geometrisi üzerinde elyaf bandının istenen konumdan kaydığı ve dağıldığı gözlemlenmiştir. Geometrinin burada esas problemi teşkil ettiği anlaşılmış, problemli ve uygun geometriler serim(draping) analizi yoluyla incelenmiştir. Serim analizinde incelenen geometri dörtgen elemanlarla kaplanmakta ve bu elemanların çarpılmasına göre elyafın arzu edilen yönden ne kadar sapacağı kestirilebilmektedir. Başta altıgen konik geometri olmak üzere çeşitli ihtimaller değerlendirilmiştir. Kolaylık için sarım yüzeylerinin çeyreği modellenmiş ve şekil bağı sağlayabilirken elyaf sarımına müsait bir poligon uç bağlantı geometrisi geliştirilmiştir.Üretilen prototip şaftın statik ve yorulma testleri de ayrıca planlanmıştır. İTÜ UUBF bünyesindeki Kompozit Yapı Laboratuvarı'nda mevcut MTS322.21 üniversal test cihazı üzerinde kullanılacak bir burulma test düzeneği tasarlanıp imal ettirilmiştir. MTS322.21 eksenel yönde ±100kN maksimum kuvvet sağlayabilen bir test cihazıdır ancak burulma testi için eksenel bir kuvvet tek başına yeterli değildir. Eksenel yükün tork yüküne dönüştürülebilmesi için bir kol tasarlanmış, cihaz ve masaları üzerinde uygun şekilde mafsallanmıştır. Test düzeneği parçaları ve montajı CATIA V5 ortamında tasarlanmış, deney torkuna dayanımı da ANSYS ortamında gerçekleştirilen sonlu elemanlar analizleriyle ortaya konmuştur.Mevcut durumda prototip şaftın imalatı tamamlanmış olup MTS322.21 cihazı üzerinde devam etmekte olan testlerden dolayı montajı mümkün olmamış, prototip şaftın testlerine başlanamamıştır.Sonuç olarak, 2 parçalı çelik malzemeli bir şaftı değiştirecek tek parçalı kompozit bir şaftın tasarımı ve prototip üretimi gerçekleştirilmiştir. Mevcut durumda yapının %35'ine denk gelen 28 kilogramlık bir ağırlık kazancı sağlanmıştır. Kritik hız dışındaki performans isterleri sağlanmış olup bu durumun sebebi de esas olarak üretim malzemesinin düşük modül değeridir. Kupon üretimi sırasında arzu edilen elyaf hacim oranı ve mekanik özelliklere sahip bir malzemenin elde edilememiş olduğunu da ayrıca eklemek gerekir. Filaman sargı üretim sürecinin daha iyi bir şekilde planlanması ve yönetimiyle daha iyi özelliklere sahip bir malzemenin üretilebilmesi mümkün olup, bu durumda hem daha fazla ağırlık kazancı sağlanabilir hem de kritik hızı daha yüksek olan bir şaft tasarımı ortaya konabilir. Automotive driveshafts are generally manufactured from steel or aluminum material and constructed in multiple pieces to avoid bending resonance. Composite materials have emerged as an alternative solution for torque tube material recently, enabling reduction to a single piece due to higher values of axial moduli.In this thesis; design, manufacture and testing of a composite driveshaft is sought, which is to replace a 2-piece metallic driveshaft on a heavy weight commercial vehicle. Carbon/Epoxy composite torque tube of the driveshaft is to be produced by filament winding, regarding fundamentals of the method are also presented. Torque tube is modelled by utilizing Classical Laminate theory in analytical domain; numerical model was developed with finite element method. Material properties obtained from the literature is used for the initial evaluation of models.Manufacturing of composite materials is a complex issue and material properties depend on many parameters. The properties of actual material may differ from catalogue values found in the literature. To address that issue, test plate production is carried out in accordance with ISO 1268. Specimens are cut from test plates and mechanical properties are determined by testing per regarding ASTM standards. End connections constitute, perhaps the most interesting and challenging issue about producing a composite driveshaft. In this particular design, end connections, which are machined from blocks of C50 material, are planned to be co-cured with filament wound carbon/epoxy shaft tube. An adhesive layer of epoxy would develop between them and its strength is investigated in order to transmit the design torque safely. In order to ensure safer transmission, hexagonal shape for the joint is chosen to provide coupling between the shaft and joint. An appropriate amount of taper is given to provide a smooth inner bore and continuous layers.Manufacturing setup consists of the mandrel body and end connections mounted on it. Masking tape is applied to cylindrical surfaces in order to preserve them and release agent is applied on all surfaces bar the connection geometry. Carbon fibers, which are impregnated with epoxy resin system, would be wound on this setup. After curing cycle, the mandrel would be removed thus leaving a composite cylinder adhered to the end connections, which is our composite driveshaft in either test rig or vehicle configuration.Some problems had been encountered on conic hexagonal connection geometry during trial windings so draping analyses of connection geometries were carried out. Conic hexagonal connection geometry has been replaced with a polygonal section. Static and fatigue testing of the prototype shafts are planned. A torsion test rig is designed to be employed on the MTS322.21 universal testing system for transforming the axial force of the system into a torque loading by the utilization of a torque arm.A prototype driveshaft has been manufactured but rig tests are yet to commence. 28 kilograms of weight saving is achieved which constitutes to 35% of the structure. Design requirements are fulfilled, except for the natural frequency which might be attributed to the lower moduli of the production material. Better planning of the filament winding process would yield a production material with better properties resulting in further weight savings and a higher natural frequency for a production shaft. 155

Bu tez kapsamında, sabit bir hıza sahip olan vurucu cismin, polikarbonat ve akrilikten yapılmış levhalara çarptırılarak; levhaların dinamik yükler altındaki davranışı incelenmek istenmiştir. Bu darbe yükü altındaki levhaların davranışları, farklı kalınlıkta ve değişen darbe yerlerine bağlı olarak incelenmiştir. Levha kalınlıkları 1.4, 1.9 ve 2.4 mm olarak seçilmiştir. Ayrıca darbe yerleri levhanın merkezinden başlayarak 20 mm aralıklarla dış kenara doğru yapılmıştır. Yani vurucu cisim levhanın merkezine, merkezden 20 mm mesafeye ve aynı şekilde 40 mm merkezden uzaklığa olmak üzere darbe analizi gerçekleştirilmiştir. Bu çalışmada, farklı kalınlıklardaki levhalarda ve farklı darbe noktalarındaki davranışlar birbirleriyle kıyaslanmıştır. Vurucu eleman olarak 7850 kg/m3 yoğunluğa sahip olan çelik bilye kullanılmıştır ve bu malzemenin özellikleri Ansys kütüphanesinden alınmıştır. Analize başlamadan önce, ilk olarak polikarbonat ve PMMA malzemeleri ile yapılmış olan darbe çalışmaları incelenmiştir ve bu yönde malzemeleri modelleyip çalışma yapılmıştır. Bu çarpışma çalışması için `Lagrange` methodunu kullanarak analiz yapılması uygun görülmüştür. Ayrıca sünek malzemeler için daha çok kullanılan von Mises akma kriterine gore polikarbonat modellenmiştir. Fakat PMMA sünek deformasyonun yanı sıra oda koşullarında gevrek kopma gibi bir özellik gösterdiğinden Ansys kütüphanesinde malzemenin failure kriterlerini atarken bu gevreklik özelliğine uyum gösteren 'the Drucker – Prager' malzeme modeli seçilmiştir. Polikarbonat ve PMMA hem elastik hem de plastik davranış gösteren malzeme tipleridir. Ancak bu özelliklerinin dışında ayrıca viskoelastik özelliğe de sahiptirler. Deneysel yapılan çalışmalarda anlaşılmış ki yüksek gerinim oranlarında malzemenin mukavemeti sonsuz biçimde artma göstermez. Bu sebepten ötürü, viskoz özellik ihmal edilirken yüksek gerinim oranlarında makul bir seçim yapılarak malzemenin sünekliliğini koruyaracak şekilde plastisite ve diğer failure kriterleri atanmıştır. Bu yüzden polikarbonat ve PMMA gibi polimerler bilgisayar üzerinde analiz programı kullanırken, örneğin Abaqus, Autodyn gibi, yalnızca elasto-plastik davranışlarına bağlı olarak malzeme modellemesi yapıldığı literatürde görülmüştür. Aynı şekilde bu çalışmada da viskoz özellik ihmal edilmiştir. Polikarbonat ve PMMA'dan yapılmış levhalar 90x90 mm boyutlarında kare plaka olarak tasarlanmıştır. Farklı kalınlıklarda üretilmiş bu levhalara çelik bilye 140 m/s hızla fırlatılmıştır. Polikarbonat ve PMMA malzemelerinden yapılmış olan tüm farklı kalınlıktaki levhalarda ve aynı zamanda üç farklı darbe noktasında yalnızca 140 m/s hızında çelik bilye fırlatılmıştır. Yani bu hız değeri tüm analizlerde sabit kalmıştır. Darbe noktaları levhanın merkezi, 20 ve 40 mm merkezden uzaklıkta olacak şekilde ayarlanmıştır. Kullanılan levhalar dört kenardan ankastre olarak mesnetlenmiştir. Fırlatılan çelik bilyenin çapı 6.98 mm kadardır. Çeliğin yoğunluk değerinden faydalanılarak kütlesi 0.00139 kg olarak bulunmuştur. Bu bilgiler ışığında cismimizin kinetik enerjisi 13.693 joule olarak hesaplanmıştır. Yerçekimi dikkate alınmadığından, levhalarla ve çarpan çelik bilye arasındaki ilk mesafe sonuca etki etmeyeceği düşünülmüştür. Malzeme özellikleri atanırken polikarbonat için `Bilinear Kinematic Hardening` plastisite özelliği seçilmiştir. Buna ilaveten polikarbonat sünek bir malzeme olduğundan dolayı failure kriteri olarak `plastic strain failure` seçilmiştir. PMMA malzemesini modellerken ise, bu malzeme oda koşullarında gevrek kopma ve sünek deformasyon gösterdiği için iki farklı failure kriteri kombin yapılarak modellenmiştir. Bu kriterler `tensile failure` ve `ductile failure` şeklindedir. Bu tez çalışmasında, maksimum von Mises gerilimi, soğurulan enerji, maksimum deformasyon, maksimum plastik gerinim ve maksimum shear gerilmeleri bulunmuştur. Daha sonra bu sonuçlar farklı kalınlıklarda ve değişen darbe yerlerinde birbiriyle kıyas edilmiştir. Hem polikarbonat hem de PMMA malzemelerinden yapılmış levhalarda, levha kalınlığı arttıkça beklenildiği üzere soğurulan enerjinin de arttığı görülmüştür. 1.9 ve 2.4 mm kalınlıktaki polikarbonat levhalarda parçalanmanın görülmediği, yalnızca plastik deformasyonun meydana geldiği ancak PMMA ile yapılan çalışmalarda tüm kalınlıklarda çelik bilyenin levhayı parçalayıp geçtiği görüldü. Bu sonuç beklenen bir durumdu çünkü PMMA'nın darbe dayanımı polikarbonata göre daha düşüktür. Bu yüzden polikarbonat levhaların birçoğunda parçalanmanın meydana gelmemesi daha muhtemeldir. Aynı şekilde birçok farklı kalınlıktaki polikarbonat levhaların hemen hemen hiçbirinde parçalanma olayı meydana gelmediği analizler sonucunda kolaylıkla görülmüştür. Bu yüzdendir ki soğurulan enerji tüm kalınlıklarda polikarbonat levhalarda daha yüksek mertebelerdedir. Bu durumdan da anlaşılıyor ki, PMMA levhalarda kinetik enerji iç enerjiye tam olarak dönüşmemiş olduğu anlaşılmıştır. Bu yüzden de parçalanma olayı meydana gelmektedir. Bunun haricinde her iki malzeme tipindeki levhalarda plastik gerinim değeri levha kalınlığı arttıkça azalmıştır. Bu durum beklenen bir olaydır. Çünkü levhanın kalınlığı arttıkça daha mukavemetli bir hal alacaktır ve deforme olması daha zor olacaktır. Diğer yandan ankastre kenara yaklaştıkça her iki levhada gerilme değerleri yüksek çıkmıştır ki bu da beklenen bir durumdur. Bu çalışmada sonuç olarak, genel olarak farklı kalınlık ve darbe yerlerine bağlı olarak plastik deformasyon ve parçalanma olayları gözlemlenmiştir. Yapılan tüm çalışmalarda gözlemlenildiği üzere polikarbonat malzemesinin PMMA malzemesine göre çok daha yüksek darbe dayanımı olduğu tespit edilmiştir. Aynı şekilde literatürde de yapılmış olan benzer çalışmalarda çıkan sonuçlara paralel sonuçların elde edildiği bulunmuştur. Kullanılmış olan bu iki farklı malzemenin kimyasal yapıları da incelenmiş olup, beklenilen bir sonucun alındığı gözlemlenmiştir. Malzemelerin kimyasal yapıları incelenmiş ve polikarbonat malzemesinin kimyasal bağ yapısı çok daha yüksek mertebede olduğu görülmüştür. Elde edilen sonuçlarda yine bu duruma paralel olarak çıkmıştır. Ayrıca tez çalışmasından önce, tez kapsamında kullanılan polikarbonat malzemesi ile yapılmış olan akademik bir çalışmanın doğrulama analizi yapılmıştır. Bu doğrulama çalışması başarıyla yapıldıktan sonra tez çalışmasına geçilmiştir. In this thesis, dynamic response of exposure to a certain velocity impact of polycarbonate and polymethylemethacrylate plates were investigated depending on increasing thickness of plates and impacts at locations center of the plate, 20 and 40 mm were carried out by a spherical steel projectile using finite element and compare to each target plate behavior. First of all, it was investigated that impact events for polycarbonate and polymethylemethacrylate armor plates. It was conducted that explicit analyses later in this way. Analysis methods for impact problem are searched Lagrangian formulation is chosen for this study. Also, von Mises criteria is used for pc plates in this thesis. PMMA was assumed to obey the Drucker – Prager material model in the present study. Polycarbonate and PMMA materials are shown elastic- plastic behavior. Further, these polymer types are also shown viscoelastic behavior. However, it is realized that at extremely high strain rates, the strength of the material does not increase indefinitely. For these reasons, a reasonable choice was made to preserve the measured ductility while neglecting viscous effects at very high strain rates. That is, it was ignored viscoelastic behavior in this thesis. Thus, polymers like pc and PMMA are only modeled with elasic-plastic properties when it is used analysis program which Abaqus, Autodyn etc. Three different thickness of plate and three different impact locations are taken consideration in this study. Plate thickness was selected as 1.4, 1.9 and 2.4 mm. In addition, the plates were modeled using 90×90 mm. Thin square polycarbonate and PMMA plates was subjected to a spherical projectile impact at a velocity of 140 m/s. Subsequent impacts were made at plate center, 20 and 40 mm of the plate depending on changing plate thickness. The target plate outer edge was constrained for all degrees of freedom. A spherical steel projectile of 6.98 mm diameter was launched against the square plate and also the mass of projectile was calculated as 0.00139 kg. According to this information, kinetic energy of the projectile was computed as 13.693 joule. The distance between target plate and projectile doesn't have any effect on the results, because gravitational force is neglected. When setting the material properties, `Bilinear Kinematic Hardening` model is used from the Ansys Library. Since polycarbonate is a ductile material, it is selected that plastic strain failure criteria for pc. PMMA is shown brittle fracture and ductile deformation at room temperature. Therefore, two failure criteria are combined which tensile failure and ductile failure during numerical modeling.Plastic strain, von Mises stresses, maximum shear stresses, deformation of plate and energy absorption histories were recorded in this study. As increasing plate thickness, energy absorption quantity is increased as predicted for both polycarbonate and PMMA plates. At 1.9 and 2.4 mm thick, there was no fragmentation for pc plates. However, it was observed that perforated event at all plate thickness for PMMA. It is expected that this phenomenon because PMMA has less impact resistance than pc material. Also, all energy absorption values are seen to be higher for pc than PMMA material at all plate thickness. That is, kinetic energy was not completely transformed into internal energy and therefore it was occurred that perforated event during impact loading for PMMA target plate. Furthermore, maximum plastic strain values were decreased while thickness of plate was increased. This situation was expected as well because resistance of plate is increased when the plate thickness is higher. On the other hand, it is occurred that higher stress values at close to fixed edge than other impact locations for both target material since square plate edges are constraint, as expected. It is observed that plastic deformation and fragmentation events with different plate thickness and impact points in this thesis. Furthermore, it was conducted that a validation analysis before thesis study. It can be said that this verification study is similar with thesis thesis. It was used that a circular polycarbonate plate. Once it was accomplished the validation analysis, it was implemented thesis study. 111

Dünya Sağlık Örgütü'nün verilerine göre her yıl dünya genelinde bir milyonun üzerinde insan trafik kazalarında hayatını kaybetmektedir. 2010 yılına ait verilerde 1.24 milyon insanın hayatını kaybettiği ve 20-30 milyon insanın ölümcül olmayan yaralanmalara maruz kaldığı belirtilmiştir. Bu nedenle yolcu ve sürücülerin güvenliğinin sağlanması ve araçta oluşan hasarın en aza indirilmesi için çok sayıda bilimsel çalışma yapılmıştır. Bu amaçla geliştirilen donanımlardan birisi de otomobillerde tampon ve şase arasına yerleştirilen ezilme kutularıdır. Ezilme kutuları üzerine yapılan çalışmalarda iki önemli parametre ön plana çıkmaktadır. Bunlar tüplerin enerji emme kapasitesi ve pik kuvvetidir. Ezilme kutuları, çarpışma anında şekil değiştirerek ortaya çıkan kinetik enerjinin bir bölümünün yolcuya ve diğer donanımlara iletilmeden soğurulmasını sağlar. Ayrıca kaza anında oluşan kuvvetlerin ilk anda oluşan kuvvet değeri, diğer kuvvet değerlerinden daha yüksektir. Çarpma anında ortaya çıkan en yüksek kuvvet değeri pik kuvveti olarak adlandırılır. Pik kuvveti ile diğer kuvvetler verileri arasındaki farktan dolayı ivmelenme oluşur ve bu ivmelenme yolcu ile sürücülere zarar verebilmektedir. Zararlı etkinin azaltılması için bu farkın azaltılması gerekir. Ezilme kutularının temel amacı maksimum seviyede enerji emilmesinin yanı sıra pik kuvveti değerlerinin düşürülmesidir.Enerji emme kapasitesinin yükseltilmesi ve pik kuvvetinin düşürülmesi birbirini olumsuz etkileyen iki prosestir. Yani bir tüpün bir yandan enerji emme kapasitesi artırılmak istenirken, diğer taraftan pik kuvvetleri istenmeyen şekilde artırılabilir. Bu nedenle en ideal ezilme kutularının tasarımı için farklı kesit geometrilerinde, et kalınlıklarda, boylarda ve farklı malzemelerde çok sayıda model geliştirilmiştir. Araştırmalar deneysel, analitik ve sayısal yöntemler kullanılarak yapılmaktadır.Bu çalışmanın ilk bölümünde ezilme tüpleri ile ilgili kapsamlı bir literatür araştırması yapılmıştır. Ezilme kutuları üzerine yazılan 127 adet bilimsel makaleye ait bilgiler tablolaştırılarak sunulmuştur. Bu çalışmanın amacı ezilme kutuları hakkında çalışma yapmak isteyen araştırmacılara, daha önce yapılmış çalışmaların verilerinin daha kolay incelenebileceği bir kaynak sağlamaktır. Tablonun ilk bölümünde yapılan çalışmalarda kullanılan yöntemler analitik, sayısal ve deneysel olarak sınıflandırılmıştır. İkinci bölümde çarpan kütlenin büyüklüğü ve çarpma hızı bilgileri yer almaktadır. Sonraki bölümde geometri ile ilgili bilgiler yer almaktadır. Kesit geometrileri, et kalınlıkları ve boylarına ait bilgiler tabloda sunulmuştur. Malzeme bilgileri ise bu bölümden sonra gelmektedir. Genellikle alüminyum, çelik ve kompozit malzemeler üzerine yapılan çalışmalar olduğu için bu üç başlıkta sınıflandırma yapılmıştır. Son bölümde ise ezilme tüplerinin konfigürasyon türleri sınıflandırma yapılmıştır. Konfigürasyon tipleri içi boş, köpük dolgulu, tek gözlü ve çok gözlü tüpler olarak sınıflandırılmıştır.Bu tezin ana konusu kademeli ve eş merkezli iç içe ezilme tüplerinin deneysel ve sayısal yöntemler kullanılarak incelenmesidir. Çalışmanın amacı eksenel darbe yüklerine maruz kalan kademeli eş merkezli ezilme tüplerinin enerji emme karakteristiklerinin değerlendirilmesidir. Pik kuvvetleri, iç enerjiler ve ezilme miktarları incelenen ve çeşitli tüp modelleri için karşılaştırmalarda kullanılan karakteristik özelliklerdir. Testler ve doğrulama analizleri için dairesel kesitli ve AL6063 malzemeli tüpler kullanılmıştır. Diğer analiz çalışmalarında tüpler ve köpük malzeme için alüminyum alaşımı tercih edilmiştir. Numunelerin boyutları otomobillerde kullanılan ezilme tüplerine göre oldukça küçük modellerdir. Bunun nedeni boyutları yeterince küçük ezilme tüplerinin dar bölgelere çok sayıda yerleştirilmeye uygun olması ve uçak ve uzay araçları için de kullanılabilmesi için bir araştırma önerisi olarak ileri sürülmesidir.Farklı çaplarda ve boylarda iç içe tüpler dıştan içe doğru artan uzunluklarda yerleştirilmiştir. Yerleştirme yapılırken her bir model için en dıştaki tüpün çapı ve en içteki tüpün boyu sabit tutularak farklı tüp sayılarında çeşitli modeller denenmiştir. Numunelerin toplam ağırlıklarının da aynı kalması için kesit kalınlıkları koşulu sağlayacak şekilde her bir model için değiştirilmiştir. Yani farklı numuneler karşılaştırılırken toplam dış hacim ve ağırlıklarının yaklaşık olarak aynı olmasına dikkat edilmiştir.İlk olarak deneysel çalışmalar ile bu deneysel çalışmaların sayısal yöntemlerle doğrulanması yer almaktadır. Bu çalışma için kademeli eş merkezli iç içe üçlü tüplerden üç adet üretilerek dinamik ve sanki statik hızlarda testleri gerçekleştirilmiştir. Dinamik testler için TÜBİTAK Malzeme Enstitüsü bünyesinde bulunan Instron 8150 Darbe Test Cihazı kullanılmıştır. İki adet numunenin farklı hızlarda dinamik testleri gerçekleştirilmiştir. Üçüncü numune ise İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi Kompozit Yapı Laboratuarı'nda bulunan MTS 647 Hidrolik Test Cihazı kullanılarak 2 mm/dak basma testine tabi tutulmuştur. Deney sonuçları ile numunelerin ezilme öncesi ve sonrası görselleri karşılaştırmalı olarak sunulmuştur. Yapılan testlerin sayısal yöntemlerle doğrulanması için LS-DYNA'da açık zamanlı çözücü ile dinamik analizler ve kapalı zamanlı çözücü ile de sanki statik analizler yapılarak deney sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Deneysel ve sayısal yöntemlerin sonuçları birbiriyle uyumlu olduğu gözlemlenmiş ve sonuçlar karşılaştırmalı olarak sunulmuştur. İkinci bölümde ise LS DYNA yazılımı kullanılarak farklı tüp sayılarında ve farklı hızlarda dinamik analizler yapılmıştır. İlk olarak ideal mesh kalitesinin belirlenmesi amacıyla farklı mesh kalitelerinde beş farklı model tasarlanarak aynı hızlarda ve darbe yüklerinde analizleri yapılmıştır. Mesh boyutları 0.3x0.3, 0.4x0.4, 0.5x0.5, 0.6x0.6 ve 0.7x0.7 mm olarak belirlenmiştir. Mesh boyutları küçültüldükçe sonuçların birbiriyle uyumlu olduğu ancak analizin gerçekleşme süresinin uzadığı tespit edilmiştir. Sonuçları birbirine benzer olan en küçük iki mesh boyutundan analiz süresi daha kısa olanı seçilmiş ve sonraki tüm analizler buna göre yapılmıştır. Bu bölümde kademeli eş merkezli ve iç içe üçlü, altılı, dokuzlu ve on ikili dört farklı model incelenmiştir. Her model için en geniş tüpün çapı 20 mm ve en uzun tüpün boyu ise 30 mm olarak belirlenmiştir. Et kalınlıkları üçlü tüplerde 1 mm, altılı tüplerde 0.5 mm, dokuzlu tüplerde 0.3 mm ve on ikili tüplerde 0.25 mm olarak belirlenmiştir. Farklı tüp sayılarında tasarımı yapılan dört farklı modelin 50 m/s hız ve 100 gr çarpma yükü etkisinde analiz sonuçları karşılaştırılarak tüp sayısının enerji emme karakteristikleri üzerindeki etkileri incelenmiştir. Tüp sayısı artırıldıkça analizin ezilme süresi uzamakta olduğu ve pik kuvvetleri arasındaki farkların azaldığı gözlemlenmiştir. Dört model için daha sonra farklı hızlarda dinamik analizler yapılarak bu sefer çarpma hızın enerji emme karakteristiklerine etkileri incelenmiştir. 50, 60 ve 70 m/s hızlarda 12 adet analiz yapılarak sonuçlar karşılaştırılmıştır. Dört model için ayrı ayrı farklı hızlara ait `kuvvet–zaman` ve `iç enerji-zaman` grafikleri GRAPHER programı kullanılarak çizdirilmiştir. Son bölümde ise, kademeli eş merkezli iç içe tüplerin en iç kısmındaki boşluk, alüminyum köpük malzeme ile doldurularak her bir modelin 50 m/s çarpma hızında analizleri yapılmıştır. Tüpler kabuk olarak modellenirken, köpük malzeme katı model olarak tasarlanmıştır. Her bir modelin kuvvet ve iç enerji değerlerinin zamanla değişimleri aynı grafikler üzerinde çizdirilip karşılaştırılarak köpük dolgulu ezilme tüplerinin içi boş tüplere göre farkları incelenmiştir. Yapılan deneysel ve sayısal çalışmalar ile tablolama çalışmasına ait sonuçlar tezin sonuçlar bölümünde aktarılmıştır. Bu konuda yapılması öngörülen çalışmalar sonuçlar bölümünün ardından listelenmiştir. In this study, stepped concentric crash tubes with circular AL6063 material are investigated using experimental and numerical methods. Crash tubes are used generally in automotive industry to as a passive safety component. In this study, feasibility of crash tubes in different areas are sought. So, it is designed almost ten times smaller than the conventional car crash tubes. The purpose of this study is to examine the energy absorption characteristics of stepped concentric crash tubes subjected to an axial impact load. The peak forces, internal energy and the total deflection are the selected parameters for the comparison of various crash tubes. The stepped concentric tubes have different lengths and different diameters, while the total mass and volume are kept constant. The area of the impacting object is taken as greater than the internal tube's cross sectional area to prevent passing the impacting object through the tube hole.First of all, a comprehensive study about articles on crash tubes presented. Almost 127 scientific articles are reviewed and tabulated information according to solution methods, geometry, material properties, impact velocity and impact mass properties. Table is given in Appendices section. In the next part, one selected model with AL6063 material is fabricated and tested at dynamic and quasi-static velocities. Dynamic tests are done by using INSTRON 8150 Drop Test Machine and quasi-static test is done by using MTS 647 Hydraulic Test Machine. Then, results of experiments compared and validated with results of analysis by using LS-DYNA, an engineering simulation software programIn the second part, the effects of the number of the tubes and impact velocity are studied at high dynamic velocities by using LS-DYNA software program. To define optimal mesh quality, results of five different mesh sizes of a sample are investigated and chosen the most proper type of them to use in all analyses. After that, four different models are constituted with 3, 6, 9 and 12 stepped concentric tubes, respectively. All samples are analyzed at three different velocities: 50, 60 and 70 m/s and results are compared with one another. In the third part, stepped concentric crash tubes are modelled with aluminum foam and analyzed at 50 m/s impact velocity. Results of model with foam filled and empty tubes are compared and studied to demonstrate the advantages and disadvantages of foam material. All graphics are established using GRAPHER software program. 91

Sandviç yapılar, katmanlı iki ince yüzey arasına hafif ve daha kalın bir çekirdek malzemenin tutturulmasıyla üretilen bir kompozit malzeme türüdür. Çekirdek malzemenin dayanımı yüzeylerin malzeme özelliğine göre çok daha düşüktür. Oluşturulan yeni malzeme türü çok sağlam ve eğilmeye karşı çok dirençli olur. Sandviç yapılar, havacılık-uzay, savunma ve denizcilik endüstrisinde çok geniş bir uygulama alanına sahiptir. Tasarım süreci, geometrik gereklilikler ve ağırlığın optimize edilmesi gibi nedenlerle sandviç veya katmanlı kompozit komponentlerin bazı durumlarda değişken kalınlığa, bazen de sabit kalınlığa sahip olması gerekebilir. Değişen kalınlık etkisinin lineer olarak sivrilme şeklinde verilmesi yaygın bir uygulama olarak komponentler için yeterli olabilir. Daha dayanıklı sandviç yapılar tasarlamanın kritik noktalarından biri, bu yapılar çeşitli tipteki anlık dinamik yüklemelere maruzken verdikleri dinamik cevapları doğru tahmin etmektir.Patlama ile oluşan anlık basınca sahip hava yükleri, süpersonik ve hipersonik uçuşlarda gerçekleşen türbülans, sonik patlama ve şok dalgaları nedeniyle oluşur. Hava-uzay yapıları, şok dalgaları yaratan sonik patlama hadisesine uçakların, uzaya çıkan araçların, roketlerin ve füzelerin atmosferde uçuş sırasında ses hızına ulaşıp geçmesi neticesinde maruz kalır. Bununla birlikte, bir infilak neticesinde açığa çıkan ani enerji yayılımı patlamaya neden olur. Bomba gibi kimyasal patlayıcılar, nükleer kaza ve bombalar, yakıt patlamaları gibi etkiler, anlık basınç ile oluşan ve aşırı basınca neden olan patlamalara örnektir.Bu çalışmada, zamana bağlı basınç darbesi yüklerine maruz, kalınlığı değişen kompozit sandviç plakların lineer olmayan dinamik davranışı analitik ve deneysel model ile sonlu elemanlar metodu kullanılarak incelenmiştir. Kalınlığı değişen plak, kalınlıkça lineer olarak sivrilmiş şekilde tanımlanmış ve bu plak tasarımı, basıncın dinamik etkisi olarak patlama ile oluşan anlık basınç yüklemesine maruz bırakılmıştır. Sivrilen sandviç plak, bal peteği yapısına sahip çekirdeğe ve katmanlı kompozit sandviç yüzeylere sahiptir. Çalışmanın ilk kısmında, kalınlıkça sivrilmenin bal peteği yapısı ve katmanlı hibrid kompozit yüzeylerin ikisinde de birlikte olduğu dört kenarı da basit mesnetli bir sandviç plak tasarımına ait sonuçlar elde edilmiştir. İkinci kısımda, deneysel çalışmalar ile elde edilen sonuçları da kapsayacak şekilde, kalınlıkça sivrilmenin sadece bal peteği yapısında olduğu ve sabit kalınlığa sahip katmanlı kompozit yüzeyler içeren dört kenarı da ankastre olan imal edilmiş bir sandviç plağa ait sonuçlar karşılaştırılmıştır. Üretilen sandviç plak için kalınlıkça sivrilmenin bal peteği yapısı yanında, sanki katmanlı kompozit yüzeylerde de olduğu kabulü yapılarak, bu tip bütünüyle sivrilen sandviç plaklar için de ankastre sınır koşulları için sonuçlar elde edilmiştir.Kullanılan teorik yöntem, büyük yer değiştirme etkilerini hesaba katacak şekilde geometrik açıdan lineer olmama etkilerini, düzlem içi katılık ve ataletleri ile kayma deformasyonu içeren bir sandviç plak teorisine dayanır. Geometrik olarak lineer olmama etkileri, plaklar için kullanılan von Kármán büyük yer değiştirme teorisi kullanılarak yönteme dahil edilmiştir. Literatürde bulunan, bir katmanlı yüzeylere sahip sabit kalınlıkta bir sandviç plağa uygulanabilen sandviç plak teorisi geliştirilerek kalınlıkça sivrilen ve çok katmanlı yüzeylere sahip sandviç plakların analizinde kullanılabilecek bir teori haline getirilmiştir. Plak için gerekli hareket denklemleri virtüel iş prensibi kullanılarak türetilmiştir. Uzay bölgesi için yaklaşık çözüm fonksiyonları kabul edilmiş ve hareket denklemleri içine eklenmiştir. Bunun için yaklaşık çözüm tekniği olan Galerkin metodu kullanılmıştır. Daha sonra, zaman bölgesinde lineer olmayan diferansiyel denklemleri elde edilmiştir. Lineer olmayan bağlaşık denklem sisteminin çözümü için sonlu farklar yöntemine başvurulmuştur. Bu işlemler sonunda hareket denklemleri, lineer denklem sistemlerinin çözümü için kullanılan yöntemlerden biri olan LU ayrıştırma ile kolaylıkla çözülebilen lineer bir forma dönüştürülmüş olur. Daha sonra plak üzerinde belirlenmiş noktalardaki yer değiştirme-zaman ve birim uzama-zaman grafikleri basit mesnetli ve ankastre sınır koşulları için elde edilmiştir. Elde edilen bu sonuçlar, sonlu elemanlar yöntemini kullanan ticari bir program olan ANSYS ile ve deneysel yöntemle elde edilen sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Basit mesnetli sınır koşullarına sahip sivrilen plağın dinamik davranışına, farklı sivrilme açılarının ve katman diziliminde fiber yönelim açılarının etkisi de ayrıca araştırılmıştır.Sonlu elemanlar çözümü için dört kenarı basit mesnetli ve ankastre olarak ayrı ayrı tanımlı iki sivrilen plak, 28x28 sekiz düğüm noktalı katmanlı kabuk elemanlara bölünmüştür. Shell281 olarak tanımlanan bu eleman, geometrik yönden lineer olmama kapasitesine sahiptir ve her düğüm noktasında altı serbestlik derecesi mevcuttur. Üç serbestlik derecesi yer değiştirme, üç serbestlik derecesi de dönme için kullanılır. Shell 281 kabuk elemanları, genel anlamda sadece düzlemsel elemanlar olarak tanımlanmaz, aynı zamanda bu elemanlar uzaysal olarak üç boyutlu elemanlardır. Kabuk sonlu elemanlar, eğilmeyle sonuçlanmış bir yüklemeye maruz ince ve kalın kabuk ile plak yapıların sonlu elemanlar modellenmesinde yaygın olarak kullanılırlar. Bu çalışmada, plak sonlu elemanlar modellenmesinde kullanılan 784 eleman sayısı tatmin edici bir miktardır ve ağ oluşturma için yapılan hassasiyet analizi sonucunda elde edilmiştir. Sandviç yapının her bir yüzeyinin katmanları ve çekirdek yapı, ayrı ayrı birer tabaka olarak tanımlanmış ve birbirine mükemmel şekilde yapıştırılmış olarak kabul edilmiştir. Sonlu elemanlar analizi sadece, tamamı sivrilen sandviç plak olarak tanımlanan, çekirdeğin ve sandviç yüzeylerin kalınlıklarının birlikte lineer değiştiği basit mesnetli ve ankastre plaklar için yapılmıştır. Bunun nedeni, kabuk elemanlarla yapılan sonlu elemanlar modellemesinde programın, tanımlanmış ve daha sonra plağa atanmış sivrilme fonksiyonunu, tüm katmanlar için aynı anda sadece tek bir fonksiyon şeklinde tanımlayabilme imkanı vermesidir.Deneysel çalışmaların içeriği, kalınlıkça sivrilen bir sandviç plak üretimini, üretilen sandviç plağın bileşenlerinin malzeme özelliklerinin belirlenmesini ve nihayetinde anlık basınç oluşturabilen iki aşamalı bir patlama testi ortamının yaratılmasını kapsar. Katmanlı karbon-epoksi sandviç yüzeylerin malzeme özelliklerinin belirlenmesi için kuponlar üzerinde yoğunluk, çekme ve kayma testleri yapılmıştır. Çekirdek kısmın malzeme özelliklerinin bir kısmı literatürden alınarak, diğer kısmı da çeşitli hesaplamalar yapılarak elde edilmiştir. Patlama testinin birinci aşamasında, gerçek sivrilen sandviç plak yerine pleksiglas bir model plak patlama sonucu oluşan anlık basınca maruz bırakılarak, sandviç plak ile aynı yüzeysel boyutlara sahip bir alandaki basınç dağılımı belirlenen noktalarda basınç sensörleri ile yapılan ölçümler sonucu elde edilir. Basınç ölçümleri bittikten sonra model plak sökülür ve üzerinde çeşitli noktalara birim uzama ölçer ve ivme ölçer yapıştırılmış üretilen sandviç plak sisteme monte edilir ve patlama testleri birçok kez tekrarlanarak gerçekleştirilir. Basınç, birim uzama ve ivme verileri, veri toplama cihazları yardımıyla bilgisayar hafızasına kaydedilir. Elde edilen ivme dataları, deneysel olarak elde edilmiş yer değiştirme-zaman grafiklerine dönüştürülür. Bu çalışmada kullanılan iki aşamalı deneysel modelin, benzer deney metotlarına göre deney zamanını ve maliyetini azaltıcı etkisi olabilir. Öncelikle, plak ile membran arasındaki uzaklık, membran sayısına bağlı olan patlama basıncı ve plak boyutları değişmiyorsa, model plak ile basınç ölçümü yapmak yeterlidir. İkinci aşama patlama testi, sadece birim uzama ve ivme ölçümü özelinde, farklı katman dizilimlerine, fiber açılarına yada değişik malzeme özelliklerine sahip birçok kompozit plağa hızlıca seri bir şekilde yapılabilir. Kullanılan basınç sensörleri, delik açma yoluyla montajlanan, maliyeti düşük ve patlama etkisi ile zarar görmesi çok düşük ihtimal olan sensörlerdendir. Bu çalışmada kullanılan, patlama etkisi yaratmak için yüksek basınç bölgesi oluşturan poliyester film membranlar, kullanımı çok pratik, test için hazırlama evresi çok kısa ve çok ucuz olduklarından, deney yöntemine kattıkları süre ve maliyet avantajı yadsınamaz bir gerçektir.Sadece basit mesnetli sivrilen sandviç plak için teorik ve sonlu elemanlar yöntemi sonuçları arasında değil, ayrıca ankastre sivrilen sandviç plak için deneysel, teorik ve sonlu elemanlar yöntemi sonuçları arasında da iyi bir uyum olduğu gözlenmiştir. Kullanılan kapalı çözüm yöntemi, ANSYS çözüm süresi ile karşılaştırıldığında, çok daha az çözüm zamanı harcamıştır. Ayrıca, sadece çekirdek katmanının sivrildiği kalınlıkça sivrilen plak tipi, teorik yöntem ile çözülebilirken, ANSYS kabuk elemanlarla sonlu elemanlar modellenmesi dahi yapılamamaktadır. Bu tip plağın üç boyutlu model üzerinden sonlu elemanlarla modellenmesi, sadece çözüm zamanını çok daha arttırmakla kalmaz, aynı zamanda modelleme süresini de birkaç kat arttırır. Problemin deneysel çalışmalarıysa, uzun zaman gerektiren zahmetli bir işlem gibi gözükse de, teorik ve sonlu elemanlar yöntemlerinin doğrulanması adına fazlasıyla gerekli görülmüştür. Bununla birlikte, teorik sonuçlar ilk aşamada testle doğrulandıktan sonra, arzu edilen diğer plaklar üzerinde hızlıca çözümler elde edilebilir. Çünkü, teorik kapalı çözüm, bir plağın tasarım parametrelerinin hızlıca değiştirilebileceği şekilde nümerik parametrik bir FORTRAN bilgisayar programı şeklinde kodlanmıştır. Kullanılan teorik yönteme dayalı program, bu çalışmanın başlangıcı sayılabilecek geçmiş kalınlıkça sivrilen katmanlı kompozit plak çalışmalarını da dahil ederek, kalınlıkça lineer sivrilen sandviç ve katmanlı kompozit plakların ön tasarım evresinde kullanılabilir. Yöntemin, çok katmanlı kompozit yüzeylere sahip kalınlıkça sivrilen sandviç plakların lineer olmayan dinamik davranışının tahmin edilmesindeki kabiliyeti yüksektir. Bu çalışmada, kalınlık değişimi koordinat ekseninin lineer bir fonksiyonu olarak tanımlansa da, kalınlık değişimi farklılaştırılarak ikinci yada üçüncü dereceden fonksiyonlar olarak da tanımlanabilirdi. Oluşturulan parametrik programa bu fonksiyonların da dahil edilmesi kalınlığı değişen kompozit plakların hızlı ön tasarım seçeneklerini genişletecektir. Deneysel olarak elde edilen basınç dağılımı sonuçlarını da hesaba katarak, patlama sonucu sivrilen plak üzerinde basıncın üniform dağılım gösterdiği kabul edilmiştir. Kalınlıkça sivrilen sandviç plaklar, üniform olmayan basınç dağılımı etkisi altında daha fonksiyonel olabilir. Plağın daha kalın bölümünün daha yüksek basınç değerlerine maruz kalırken, daha ince bölümünün daha düşük basınç değerlerine maruz kaldığı bir basınç dağılımının etkisi altındaki bir plak davranışı incelenebilir. A sandwich structure is a class of composite material which is manufactured by attaching two thin laminated stiff faces to a core which is lighter and less stiff. Sandwich structures have a wide application area in aerospace, defence and marine industry. Sandwich and laminated composite components such as panels can have variable thickness in some cases while the others have constant thickness according to design, geometric necessities and minimum weight requirements. A tapered effect in thickness can be sometimes sufficient to obtain the variable thickness. The crucial point to design more durable sandwich structures is predicting dynamic responses of them when they are subjected to various types of transient dynamics loadings. This study focuses on the sandwich structure as a plate and the transient dynamic load as explosive air blast waves.Air blast loads occur on supersonic and hypersonic flights due to turbulences, sonic boom and shock waves. Sonic boom is a phenomenon and aerospace structures are subjected to sonic booms that cause shock waves while aircrafts, rockets and missiles reach and pass the speed of sound on flights. On the other hand, an explosion is another phenomenon which is the result of a rapid release of energy because of an explosive event. Chemical explosions like bombs, nuclear explosions, fuel explosions, etc. can be a blast source which causes overpressure.In this study, nonlinear dynamic behaviour of composite sandwich plates with variable thickness subjected to time dependent pressure pulse has been investigated by an analytical model, experimental model and finite element method (FEM). Tapered plate subjected to air blast loading is considered as a design model for the variable thickness and pressure pulse. The tapered sandwich plate has a honeycomb core and laminated composite face sheets. In the first part of study, the tapering thickness is varying for both sandwich core and face sheets together in case of simply supported boundary conditions for all edges. Moreover, a tapered sandwich plate which has a thickness varying for only sandwich core, is analysed for clamped boundary conditions for all edges to include the experimental model into the second part of study. Clamped sandwich plate with both tapered sandwich core and tapered face sheets is also considered.The theoretical method is based on a sandwich plate theory including the large deformation effects, such as geometric nonlinearities, in-plane stiffness and inertias, and shear deformation. The geometric nonlinearity effects are taken into account by using the von Kármán large deflection theory of thin plates. The classical sandwich plate theory for plates with constant thickness which have one-layered face sheets found in the literature is developed to analyse the tapered sandwich plates with multi-layered face sheets. The equations of motion for the plate are derived by the use of the virtual work principle. Approximate solution functions are assumed for the space domain and substituted into the equations of motion. The Galerkin method is used to obtain the nonlinear differential equations in the time domain. The finite difference method is applied to solve the system of coupled nonlinear equations. Finally, the equations of motion are reduced into a form that can be easily solved by one of the methods for solution of linear equation systems such as LU decomposition. The displacement-time and strain-time histories are obtained on certain points through the tapered direction. Then, the results obtained by using the present method are compared with the ones obtained by using a commercial finite element package ANSYS and the experimental method. The effects of taper ratio, the stacking sequence and the fiber orientation angle on the dynamic responses of the tapered sandwich plates are also investigated for the simply supported boundary condition.The simply supported and clamped tapered plates are discretized using 28x28 eight nodded layered shell elements (Shell281) which have the geometric nonlinearity capability for the FEM. Shell 281 has six degrees of freedom which are at each node. Three degrees of freedom is in translation while three is in rotation. These types of shell elements are not only typically described as geometrically planar elements, but also they are spatially 3D elements. Shell elements are very used to model thin and thick shell and plate structures which are subjected to bending. The total number of elements, 784 is satisfactory and is chosen as based on the mesh sensitivity analysis. The individual laminas (laminated faces and core) are assumed to be perfectly bonded in the finite element model. Finite element analysis is examined for only tapered sandwich plate that has both a tapering core and tapered faces because of the restrictions of defining the tapering function in FEM.The experimental studies contain manufacturing a tapered sandwich plate, determining mechanical properties of the constituents and finally simulating an environment of the blast effect with a two stage procedure. At first, blast load tests for transient pressure measurement on a plexiglass model plate are done. Then, air blast load tests on the real tapered sandwich clamped plate are carried out for measuring strain and acceleration at certain points. Acceleration data work useful on obtaining displacement-time histories experimentally. The experimental model presented here can reduce the period of time and can be defined as low cost in comparison with conventional tests by using the mentioned two stage procedure. Polyester film membranes for bursting which are used in this study are also very practical and cheap for the blast testing.There is a good correlation between not only the results of theory and FEM for simply supported tapered sandwich plate but also the results of the experimental model and theory with FEM for the clamped tapered plate. The closed form solution presented here costs much lower computer time compared to the FEM. The experimental studies are a troublesome process anyway which have a long period of time. However, the testing process is strongly needful for the validation of the theory. The code is once validated with the test, then the theory can be carried out the desired design of plates. Because, it is very easy to change design parameters for the theory. The method present here can be used in preliminary design of sandwich and laminated plates with variable thickness. The method is very capable of predicting the nonlinear dynamic response of the tapered sandwich plate with multi-layered faces. The thickness variation is taken as a linear function of coordinate axis in this study. However, the thickness variation could be taken as the second or third degree functions of coordinate axis. The blast pressure is uniformly distributed on the tapered plate. Tapered sandwich plates could be more functional under the effect of non-uniform pressure distribution. The thicker part of the tapered plate could be subjected to higher pressure load while the thinner part is subjected to lower pressure load. 142

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Bu tez çalışmasında; Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığının desteğiyle yürütülmüş olan, 529.STZ.2013-2 numaralı SAN-TEZ projesi kapsamında kompozit malzemeden üretilecek olan kompozit bir şaftın tasarımı, bilgisayar destekli analizi ve kompozit şaftın katman sıralaması konusunda bir optimizasyon çalışmasının detayları sunulmuştur. Bu proje onsekiz aylık bir döneme yayılmış olan iş paketleri altında değerlendirilmiş olup bu iş paketleri altında konsept tasarım'dan optimizasyona gerek teorik gerek analiz çalışmaları birbirleriyle kıyaslandırılarak sonuçları paylaşılmıştır. Çalışmamızda öncelikli olarak; belirli geometrik, yapısal ve üretime bağlı detaylara göre güvenlik katsayıları baz alınarak bir konsept tasarım ortaya konulmuştur. Konsept tasarım incelendiğinde mevcut yapı, bir tüp ve iki hooke bağlantı elemanından oluşmaktadır. Hooke mafsalların piyasada çeşitli standartlara göre tasarlanıp üretildiği göz önünde bulundurulduğunda, çalışmada üzerinde durulacak olan husus, kompozit bir tüpün tasarlanmasına indirgeniş olacaktır. Ancak bu durum yeni bir çalışma alt başlığını da beraberinde getirmektedir. Bu başlık ise kompozit tüp ile metal mafsal eleman arasında gerçekleşecek olan bağlantı yöntemidir. Kompozit ve Metal malzemeler arasındaki bağlantı yöntemleri gerek literatür gerek patent gerek ise çeşitli tecrübelerle elde edilmiş yöntemlerin irdelenerek üretilebilirliğe uygun ve gerekli yapısal özellikleri sağlayacak olan çalışmalar vasıtasıyla çeşitlendirilmiştir. Bu anlamda bağlantı metodu olarak bir sıkı geçme, bir de yapıştırma uygulaması üzerinde durulup sonuçlar detaylı olarak incelenmiştir. Kompozit tüp oluşturulurken öncelikle bir ilkel tasarımdan (on katman) yola çıkılarak tüpün statik durumda bir ucundan ankastre diğer ucundan tork uygulamasının yapıldığı koşul altında Tsai-Wu dayanım oranı baz alınarak, güvenlik katsayısı 2 olarak seçilerek gerekli katman sayısı elde edilmiştir. Elde edilen yapının gerek burkulma gerek ise minimum eğilme doğal frekans değerine ulaşabilmesi için, katman sayısı değiştirilmeden, üretime uygun düşük sarım açılı katmanlar ilave edilerek toplamda on beş farklı model ortaya konulmuştur. Sonrasında on beş model sonlu eleman tabanlı analiz programı Abaqus aracılığıyla modellenip analiz edilerek teorik çözümlemeyle ulaşılan değerler ile sonuçlar mukayese edilmiştir. Çalışmanın ikinci bölümünde, aracında dinamik durumunda yapısal davranışında etkili olacak olan modal analizler yapılmıştır. Modal analiz hesaplamaları serbest-serbest sınır koşulları altında tamamlanmıştır. Modal analiz için verilen teorik sonuçlar ise mevcut yapı için minimum değeri veren formüle dayanmaktadır. Tez çalışmasında ayrıca kompozit tüp katman oryantasyonu ile ilgili olarak bir optimizasyon çalışması yapılmıştır. Optimizasyon çalışmalarında genel olarak amaç; pahalı uygulamaların maliyetini düşürmek, mekanik olarak ergonomik bir yapı elde etmek şeklinde sıralanabilir. Bizim çalışmamızda optimizayson çalışmasında hedef ise üç farklı amaca eş zamanlı olarak hizmet edecek yapının sağlanması ve böylelikle yapının beklenen yapısal davranışı göstermesidir. Yapısal optimizasyonu birçok farklı optimizasyon teorisi ile gerçekleştirmek mümkündür. Ancak yöntemlerden birçoğu istenen global değerleri sağlayamayacak ya da çözüm süresini artıracaktır. Bu tip çalışmalarda literatür araştırmaları ise teorik olarak ilgilenilebilecek başlıkların sayısını ikiye düşürmemizi sağlamaktadır. Bunlar genetik algoritma ve parçacık sürüsü optimizasyon metodlarıdır. Genetik algoritma, biyolojik tabanlı bir yöntemdir ve ilgilenilen amaç fonksiyolarının global optimum değerlere yakınsaması hususunda gerekli yaklaşımları göstermesi açısından mutasyon, crossing over gibi bazı geri besleme sağlayacak özelliklere sahip olması açısından tercih edilmektedir. Ancak, problemimizde ele alınan amaç fonksiyonunun birden fazla ve karmaşık olması sebebiyle çözüm süresini artırmaktadır. Bu sebeple çalışmamızda daha basit ve hızlı çözüm üretecek olan parçacık sürüsü optimizasyon algoritması tercih edilmiştir. Parçacık sürüsü optimizasyonu yöntemi, balık ve kuş sürülerinin beslenme davranışlarının incelenerek sayısal olarak ifade edilmesi üzerine ortaya çıkarılmış olan bir optimizasyon yöntemidir ve herhangi bir problem üzerinde uygulaması yapıldığında her bir parçacık beslenme ihtiyacını giderme amacında olan bir kuş olarak düşünülebilir. Burada ilgili parçacık amaç fonksiyonunun değerini iyileştirme amacında olan yani besine ilerlemekte olan kuş olarak düşünüldüğünde, ilgili parçacığın yön ve hız vektörleri fonsiyon değerini örneğin bir maksimizasyon probleminde her bir iterasyon sonucunda en iyi konumdaki parçacığa göre konum ve hız vektörlerini güncelleyerek en kötü konum ve hıza sahip parçacığın amaç fonksiyonunu iyileştirmek adına katkıda bulunmasını sağlamaktadır. Tez çalışmasında ilgilenin üç amaç fonksiyonu; Tsai-Wu dayanım oranı değeri, minimum eğilme doğal frekansı değeri ve burulma kaynaklı burkulma kritik tork değeri şeklindedir. Bu üç amaç fonksiyonundan eğilme doğal frekans ve burulma kaynaklı burkulma kritik tork değerlerinin hesaplandığı amaç fonksiyonları basit formüller olarak doğrudan ifade edilebilmektedir. Bu formüllerde yapıyla ilgili değişkenler ile mekanik özellikleri ifade eden elastiside değerleri sabit değerler olarak kabul edilmiştir. Bağımsız değişken olarak ise elyaf sarım açısı ve katman dizilimi seçilmiştir. Tsai-Wu dayanım oranı değerinin hesaplaması bir takım çözümlerin art arda yapılmasına dayanmaktadır. Burada birçok bağımsız değişken olarak seçilebilecek nicelik bulunmaktadır. Bu nicelikler gerek tez içeriğinde teorik yaklaşım başlıkları altında verilen formüllerde gerek ise optimizasyon başlığı altında verilen akış diyagramlarında görülebilmektedir. Ancak diğer iki amaç fonsiyonunda olduğu gibi Tsai-Wu dayanım oranı hesap akışında da elyaf sarım açısı ve katman dizilimi bağımsız değişken olarak düşünülerek literatürde yer alan üç farklı katmanlama yapısına göre; simetrik, simetrik-dengeli ve rastgele durumları için 3 farklı kompozit tüp model oluşturulmuş ve sonuçları verilmiştir. Tez çalışmasında son olarak ise, kompozit tüp ve metal mafsal arasındaki bağlantı yöntemi üzerinde durulmuştur. Değinilen iki bağlantı yöntemi; yapıştırma ve sıkı xxiii geçme bağlantısı için ayrı iki model oluturularak önce konsept model sonrasında teorik hesaplamalar ve son olarak ise Abaqus ile statik analizler gerçekleştirilerek uygulamaların uygunlukları değerlendirilmiştir., In this study; Science, which was conducted with the support of Industry and Technology Ministry, 529.STZ.2013-2 number SAN-TEZ project, which will be made from composite materials, composite drive shaft design whic includes computer-aided analysis details and optimization study were presented on composite shaft of the layer stacking sequence. This eighteen-month project is evaluated under the work packages that need to be spread over a period. From the theoretical solution portion to computer based analysis of the model and to the study of optimization portion, the whole results are discussed by making comparings with each results. As a priority in our study; geometric specific safety factor according to the structural and production details have been revealed on the basis of a conceptual design when examining existing structure concept design consists of a tube and two hook connection elements. When considering that the joint Hooke designed and manufactured according to various standards in the market, which will focus on issues in the study, the design of the composite will be the reduced tube. However, this case raises a new study in the subtitle. This title is the method which will be held in connection with the composite tube and metal joint elements. The required connection method between composite and metallic materials must have been diversified through the patent literature should work to ensure that appropriate and necessary structural features examined reproducibility of the method were obtained through various experiences. In this sense, an interference fit as the connection method, one is folded over the bonding results were analyzed in detail. Building composite tube began initially a primitive design (one layer), starting tube static state under the condition where the torque application from the one end other one is from the another end and Tsai-Wu strength ratio based on a safety factor was obtained the required number of layers selected as 2. The resulting structure is needed to achieve the required minimum bending buckling natural frequency, without changing the number of layers it has been introduced by adding a total of fifteen different models suitable low angled winding layers production. Fifteen models analyzed and modeled through finite element analysis program based Abaqus results with theoretical solutions were compared with values achieved after. In the second part of the study, modal analysis, which will be effective in the case of dynamic structural behavior of the vehicle it is made. Modal analysis calculations have been completed under free-free boundary conditions. The theoretical results for modal analysis is based on the formula that the minimum value for existing buildings. In this thesis an optimization study is also made with respect to the orientation of the layer composite tubes. To optimize the overall objective; To reduce the cost of expensive application it can be arranged as to obtain a mechanically ergonomics. The objective of our study to ensure the structure will serve optizational working simultaneously on three different purpose and is thus expected to show the structural behavior of the structure. Structural optimization is possible to perform many different optimization theory. However, many of these methods can not achieve the desired global value or will increase the time resolution. Literature in this type of work allows us to reduce to two the number of titles that can be dealt with if theoretically. These are the genetic algorithm and particle swarm optimization method. Genetic algorithm is a method of bio-based and mutations in terms of showing the necessary approaches to the convergence point for the global optimum value of interest objective function, crossing over like is preferred since it is packed with features that provide some feedback. However, since the problem has to be dealt with multiple and complex objective function increases the resolution time. For this reason, our work easier and particle swarm optimization algorithm that will produce quick solutions are preferred. Particle swarm optimization method, examining the fish and bird feeding behavior is a method of optimization is revealed upon quantified and considered a bird with the aim of removal of each particle nutritional needs of the application carried out any problems. When considered here as bird advancing food so with the aim of improving the value of the corresponding particle objective function by updating its position and velocity by particles in the best position on the results of each iteration the value of function regarding particle's direction and velocity, for example, in a maximization problem is the worst position and the particles have speeds in order to improve the objective function it is to ensure contribute. Three objective function is interested in the thesis; Tsai-Wu strength ratio value, minimum value of flexural and torsional natural frequency is in the form of critical buckling-induced torque. That this calculation of bending and torsional natural frequency purpose induced torsional torque of the three critical functions of the objective function can be expressed directly as simple formulas. Elasticity values representing the mechanical properties associated with the structure In these formulas the variables are assumed to be constant values. The independent variables fiber winding angle and layer sequence is selected. Calculation of the Tsai-Wu strength value is based on the performed repeatedly a number of solutions. There are many arguments as the quantity that can be selected. The content of this thesis required quantities needed in the formula given under headings theoretical approaches can be seen in the flow diagram given under the title optimization. However, as in the other two objective functions Tsai-Wu strength ratio of the fiber winding angle in the calculation flow and layer sequence as an argument in the literature by considering three different layering structure; symmetrical, three models for different composite tube-balanced and symmetrical random situations created and the results are given. Finally the thesis is focused on the method of connection between the metal and composite tube joint. Mentioned two connection methods; After bonding concept models and theoretical calculations before building the model for retaining two separate connection and finally compliance with Abaqus applications were evaluated by performing the static analysis. All in all, the thesis includes the topics from the concept design to optimization of the concept and the concept has been developed both theoretical and analysis by using commercial prograrams that's for obtaining model in better condition. The final condition of the composite tube is ready to get used in fabrication step of design processes., Yüksek Lisans, M.Sc.

Uçak ve uzay yapıları için geliştirilen ve içinde bulunduğumuz zaman dilimine ile paralel teknolojik gelişmeler ile uygulanabilen üretim yöntemleri her geçen gün daha da ilerlemektedir. Bu ilerleyişin ve artan araştırmaların doğal bir sonucu olarak kompozit malzemeler ve bunlardan oluşturulan yapılar metal, alüminyum gibi malzemelerin yerini almaktadır. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapılar ise bu malzemelerle geliştirilmiş farklı tasarım ve üretim yöntemleri le ortaya çıkmıştır. Genel anlamı ile grid takviye, boyuna kirişler halinde ortogonal veya çeşitli açılarla yerleştirilmiş yapılara denmektedir. Yapılarda bu tür bir kompozit yapının kullanılmasının başlıca nedenleri yüksek sertlik-ağırlık oranı olması, eğilme rijitliğini artırarak bölgesel fluter, titreşim ve burkulmayı önlemesi, yapısal eklemelere ve yapısal olmayan öğelere uygun olması.Grid Takviyeli İleri Kompozit yapılar tasarım ve üretim açısından birçok çeşitliliğe olanak vermektedir. Bu çeşitlilik kirişlerin açıklığı, düğüm noktası kaçıklığı, kiriş açısı, kiriş sayısı, yüzey plakasının kalınlığı, vs. ile sağlanabilmektedir. Bu tip karmaşık değişkenlere sahip olan bu sistem şu an için analitik olarak tam çözülememektedir. Bu nedenle sonlu elemanlar analiz yöntemleri ile modellenip detaylı bir analize ihtiyaç duyulmaktadır. Bu ihtiyacın da ana nedeni lokal gerilme dağılımlarının ve lokal kırılma ve kopmaların incelenebilmesidir.Grid Takviyeli İleri Kompozit yapılar çeşitli kırılma tiplerine sahiptir. Bunlar, düzlem içi yükler ve düzlem dışı kayma gerilmelerine bağlı olarak beşe ayrılabilirler; tüm panelin kararsızlığına yol açan burkulma davranışı, lokal yüzey burkulması, lokal kiriş burkulması, malzeme kopması ve tabakalar arası kayma gerilmesinden kaynaklanan tabakalar arası kayma davranışıdır. Yapısal tasarım açısından kırılma davranışının ve gerilme dağılımlarının Grıd Takviyeli İleri Kompozit malzemeler için bilinmesi önemli bir parametredir. Bu önemin nedeni, kritik noktalardaki beş farklı kırılma mekanizması tasarımda olduğu kadar aynı zamanda onaylama ve sertifikasyon süreçleri içinde göz önünde bulundurulması gerekliliğidir.Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı 2 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak dörtgen elemanlar kullanılarak modellenmiştir. Bu elemanlar MSC Patran/Msc Nastran adlı ticari program içerisinde tanımlanmış olan eleman tipleri kullanılarak yapılmıştır. Yapılan modellemede klasik yöntemlerin aksine kirişlerin olduğu yerlerde çift eleman kullanılmış ve bu şekilde gerekli olan katılık 2 boyutlu olarak tanımlanabilmiştir. Bu tasarım tüm boyutlandırmalar tanımlandıktan sonra yapılabilmektedir, başka bir deyişle sadece kiriş ve yüzey kalınlığı program içinden girilen değerler ile değiştirilebilmektedir. Bunun haricinde yapılması gereken boyut değişimleri MSC. Patran PCL fonksiyonları kullanılarak yapılmıştır.MSC. Patran PCL fonksiyonun en önemli işlevi makro gibi çalışabilmesi ve bu sayede her defasında belirli değerlere kadar olan kiriş açıklığı değişimleri için sonlu elemanlar örgüsünü Mathematica'da yazılan kod sayesinde yeniden yaratabilmesidir.Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için 3 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak da modellenmiştir. Bu modelleme ile tabakalar arası kayma gerilmesinden kaynaklanan tabakalar arası kayma davranışı olup olmadığı karbon fiber destekli plakalarda 50 MPa gerilme değeri ile karşılaştırılıp karar verilmektedir. Bu yöntemdeki sınır koşulları 2 boyutlu modelde kritik olduğuna kara verilen bölgeler için eşdeğer eleman genişliğinde yapılan 3 boyutlu modele 2 boyutlu analiz sonuçlarından gelen öteleme ve dönme hareketinin uygun düğüm noktalarına uygulanması ile tanımlamıştır.Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için 2 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak gerilme ve burkulma analizleri yapılmıştır. Bu analizler için için Nastran SOL101 ve SOL105 kütüphaneleri kullanılmıştır. Yapılan modelleme tekniğiyle birlikte kirişlerin ana yük taşıyan fiber doğrultusu boyunca gerilme değimleri gözlenebilmiş ve tasarım hakkında genel bir gözlem yapılabilmiştir. Yüzey üzerindeki gerilme değimleri ile ona bağlı olan kirişlerdeki gerilmeler karşılaştırılmış ve mantıklı bir fizik davranışı elde edilmiştir. Burkulma analizlerinde ise yapı farklı yükleme koşullarında incelenip, nihayetinde en kritik olan yükleme koşulu için 10 farklı burkulma modu incelenmiştir. Bu inceleme sonucunda gerçekleşen burkulmaların sadece lokal yüzey hücre burkulmaları olduğu gözlemlenmiştir. Nastran'ın hesapladığı özdeğer vektörü 1. mod için 1 değerine yaklaşıktır. Bu da demek oluyor ki bu yükleme koşulu 2 için ilk mod aynı zamanda kırılma gerilmesinin de oluştuğu yük durumuna karşılık gelmektedir. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için 2 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak optimizasyon analizleri de yapılmıştır. Bu analiz için Nastran SOL200 kütüphanesi kullanılmıştır. Tasarım kısıtları olarak malzeme kırılması, lokal kiriş burkulması ve Euler burkulması referans olarak alınmıştır. Yapılan optimizasyon çalışması Nastran'ın kendi içerisindeki algoritmaları kullanması ile gerçekleştirmiştir. Burada `hard convergence` denilen bir yakınsama metodu ile denklemler iterasyonlarla çözülmektedir. Her döngüde elde edilen yakınsaklık değerleri ile tüm sonlu elemanlar modeli yeniden çözülmekte ve en son iterasyona kadar bu süreç devam etmektedir. Yapılan bu çalışma sonucunda, verilen yükleme altında 2 boyutlu gerilme analizi için kullanılan model kullanılmış olup, optimum boyutlar elde edilmiş ve bunların yukarıda anlatıldığı gibi ayrıntılı analizleri yapılmıştır.Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için üretim yöntemi de geliştirilmiş olup başarılı bir şekilde uygulanmıştır. Bu üretim yöntemi daha çok literatür üzerinden yapılan çalışmalar üzerinden yola çıkılarak geliştirilmiştir. Vakum destekli reçine infüzyonu ile yapılan üretim silikon kalıplar içerisinde gerçekleştirilmiştir. Kullanılan silikon kalıplar belirli noktalarından delikler açılarak reçine ile beslenmiştir. Açılan bu delikler direkt olarak kirişlerin yatırıldığı boşlukların olduğu kısımlara açılmıştır. Gösterge basını 55 mbar olarak ayarlanıp reçinenin kurulan düzenek içinde ilerlemesi sağlanmıştır. Yüzeyde ve kirişlerin içinde ilerleyen reçine kalıbın bittiği noktalarda dışarı çıkmaması için yarı geçirgen bir zar ile örtülmüştür. Bu zar hava akışını sağlamakla beraber reçine gibi sıvı bir maddenin geçişine izin vermemekte ve bu şekilde reçine içerde kalmakta ve bütün fiberler boyunca bir dağılım gösterip en kolay bulduğu yoldan dışarı kaçamamaktadır.İnfüzyon işlemi yapıldıktan sonra malzeme düzeneği aynı vakum altında fırınlanmakta ve 5 saat sonra çıkartılıp silikon kalıptan çıkarılmaktadır. Bu yöntem ilk olarak tek hücre yapısı için denenmiş olur daha sonra 2*2 hücre için denenmiş ve elle yatırma işlemi nedeniyle daha fazla hücre sayısı için otomasyon yöntemlerin kullanılmasına karar verilmiştir. Bu başarılı üretim sonuçlarından sonra yapı makro boyutlarda çekim yapan bir kamera ile incelenmiş ve kuru veya fiber çekme kuvvetinin kaybı ile oluşmuş üretimden gelen hatalar tespit edilmiştir. Ayrıca reçinenin düğüm noktalarında fiber hacminin artması sonucu nasıl dağıldığı gözlemlenmiş ve literatür üzerindeki çalışmalarla kıyaslanmıştır. Structural concepts being used for aerospace vehicles are searching for the most efficient ways by pushing the limits of their current time. In general, the meaning of stiffening imply that longitudinal stringers and frames or ribs are placed orthogonal or by some angle to the stringers. The main purposes of this application for structures are high stiffness to weight ratio, increase of bending stiffness preventing from local flutter, vibration and buckling, suitable for structural attachments and non-structural items. Advanced Grid Stiffened (AGS) structures possesses wide variety of possibilities to design and manufacture stiffeners with different spacing, nodal offset, stiffener angle, number of stiffener, thickness of the skin, etc. AGS structures, which have complex component geometries, require the use of finite element analysis techniques for detailed structural analysis. Analytical methods cannot predict the local stress distributions and local failure types. Failure types of composite AGS structures under in-plane loads and under the effect of out of plane shear loads are categorized as five dominant failure modes. These are; instability of total panel, which is referred to as global buckling, local skin buckling, local buckling or crippling of the stiffeners, material failure and delamination caused by inter-laminar shear stresses. Understanding the failure behavior and stress distributions on the composite AGS panel under inplane loading and the effect of out of plane shear loads is important to structural design. Thus, all five different failure modes and stresses at critical locations like nodes of AGS panel are considered in the design and need to be considered in validation and certification phases.AGS panel is modeled and analyzed using 2D quadrilateral elements using MSC Patran/MSC Nastran. Stress distributions along the stiffeners and the skin can be separately taken from their element centroids and different buckling modes of the AGS panel can be observed using SOL105. MSC Patran PCL functions are used to change the stiffener spacing. An optimization cycle is set-up using MSC Nastran SOL200 solver, which takes into account stiffener crippling and material failure as design constraints. The inter-laminar shear stresses along the height of the stiffener and at the skin-stiffener interface section is taken from local 3D model of highly stressed regions. The decision is made for the optimized panel under mixed loading, which is shear-bi-axial compression respectively 175 N/mm and 60 N/mm -150N/mm. According to optimization results, stiffener height is 21.377 mm, stiffener spacing is 205.8 mm.The manufacturing of the AGS panel, which is laborious with any technique done in previous studies, is accomplished successfully by using Vacuum Assisted Resin Transfer Molding like technique. The integral manufacturing of grids and skin using resin infusion provides low-cost manufacturing of AGS panels. In this process, pattern of the grids are printed using 3D printers and silicon rubber, which takes the shape of printings, which are used to make mold, then fibers are laid into the grooves. After laying all the fibers, which can reach 50% percent fiber fraction just by hand process, skin is put on the side where fibers are ending. After resin infusion, composite AGS panel is cured at elevated temperature in the oven. 113

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Uçak ve uzay yapıları için geliştirilen ve içinde bulunduğumuz zaman dilimine ile paralel teknolojik gelişmeler ile uygulanabilen üretim yöntemleri her geçen gün daha da ilerlemektedir. Bu ilerleyişin ve artan araştırmaların doğal bir sonucu olarak kompozit malzemeler ve bunlardan oluşturulan yapılar metal, alüminyum gibi malzemelerin yerini almaktadır. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapılar ise bu malzemelerle geliştirilmiş farklı tasarım ve üretim yöntemleri le ortaya çıkmıştır. Genel anlamı ile grid takviye, boyuna kirişler halinde ortogonal veya çeşitli açılarla yerleştirilmiş yapılara denmektedir. Yapılarda bu tür bir kompozit yapının kullanılmasının başlıca nedenleri yüksek sertlik-ağırlık oranı olması, eğilme rijitliğini artırarak bölgesel fluter, titreşim ve burkulmayı önlemesi, yapısal eklemelere ve yapısal olmayan öğelere uygun olması. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapılar tasarım ve üretim açısından birçok çeşitliliğe olanak vermektedir. Bu çeşitlilik kirişlerin açıklığı, düğüm noktası kaçıklığı, kiriş açısı, kiriş sayısı, yüzey plakasının kalınlığı, vs. ile sağlanabilmektedir. Bu tip karmaşık değişkenlere sahip olan bu sistem şu an için analitik olarak tam çözülememektedir. Bu nedenle sonlu elemanlar analiz yöntemleri ile modellenip detaylı bir analize ihtiyaç duyulmaktadır. Bu ihtiyacın da ana nedeni lokal gerilme dağılımlarının ve lokal kırılma ve kopmaların incelenebilmesidir. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapılar çeşitli kırılma tiplerine sahiptir. Bunlar, düzlem içi yükler ve düzlem dışı kayma gerilmelerine bağlı olarak beşe ayrılabilirler; tüm panelin kararsızlığına yol açan burkulma davranışı, lokal yüzey burkulması, lokal kiriş burkulması, malzeme kopması ve tabakalar arası kayma gerilmesinden kaynaklanan tabakalar arası kayma davranışıdır. Yapısal tasarım açısından kırılma davranışının ve gerilme dağılımlarının Grıd Takviyeli İleri Kompozit malzemeler için bilinmesi önemli bir parametredir. Bu önemin nedeni, kritik noktalardaki beş farklı kırılma mekanizması tasarımda olduğu kadar aynı zamanda onaylama ve sertifikasyon süreçleri içinde göz önünde bulundurulması gerekliliğidir. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı 2 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak dörtgen elemanlar kullanılarak modellenmiştir. Bu elemanlar MSC Patran/Msc Nastran adlı ticari program içerisinde tanımlanmış olan eleman tipleri kullanılarak yapılmıştır. Yapılan modellemede klasik yöntemlerin aksine kirişlerin olduğu yerlerde çift eleman kullanılmış ve bu şekilde gerekli olan katılık 2 boyutlu olarak tanımlanabilmiştir. Bu tasarım tüm boyutlandırmalar tanımlandıktan sonra yapılabilmektedir, başka bir deyişle sadece kiriş ve yüzey kalınlığı program içinden girilen değerler ile değiştirilebilmektedir. Bunun haricinde yapılması gereken boyut değişimleri MSC. Patran PCL fonksiyonları kullanılarak yapılmıştır. MSC. Patran PCL fonksiyonun en önemli işlevi makro gibi çalışabilmesi ve bu sayede her defasında belirli değerlere kadar olan kiriş açıklığı değişimleri için sonlu elemanlar örgüsünü Mathematica’da yazılan kod sayesinde yeniden yaratabilmesidir. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için 3 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak da modellenmiştir. Bu modelleme ile tabakalar arası kayma gerilmesinden kaynaklanan tabakalar arası kayma davranışı olup olmadığı karbon fiber destekli plakalarda 50 MPa gerilme değeri ile karşılaştırılıp karar verilmektedir. Bu yöntemdeki sınır koşulları 2 boyutlu modelde kritik olduğuna kara verilen bölgeler için eşdeğer eleman genişliğinde yapılan 3 boyutlu modele 2 boyutlu analiz sonuçlarından gelen öteleme ve dönme hareketinin uygun düğüm noktalarına uygulanması ile tanımlamıştır. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için 2 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak gerilme ve burkulma analizleri yapılmıştır. Bu analizler için için Nastran SOL101 ve SOL105 kütüphaneleri kullanılmıştır. Yapılan modelleme tekniğiyle birlikte kirişlerin ana yük taşıyan fiber doğrultusu boyunca gerilme değimleri gözlenebilmiş ve tasarım hakkında genel bir gözlem yapılabilmiştir. Yüzey üzerindeki gerilme değimleri ile ona bağlı olan kirişlerdeki gerilmeler karşılaştırılmış ve mantıklı bir fizik davranışı elde edilmiştir. Burkulma analizlerinde ise yapı farklı yükleme koşullarında incelenip, nihayetinde en kritik olan yükleme koşulu için 10 farklı burkulma modu incelenmiştir. Bu inceleme sonucunda gerçekleşen burkulmaların sadece lokal yüzey hücre burkulmaları olduğu gözlemlenmiştir. Nastran’ın hesapladığı özdeğer vektörü 1. mod için 1 değerine yaklaşıktır. Bu da demek oluyor ki bu yükleme koşulu 2 için ilk mod aynı zamanda kırılma gerilmesinin de oluştuğu yük durumuna karşılık gelmektedir. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için 2 boyutlu sonlu elamanlar yöntemi kullanılarak optimizasyon analizleri de yapılmıştır. Bu analiz için Nastran SOL200 kütüphanesi kullanılmıştır. Tasarım kısıtları olarak malzeme kırılması, lokal kiriş burkulması ve Euler burkulması referans olarak alınmıştır. Yapılan optimizasyon çalışması Nastran’ın kendi içerisindeki algoritmaları kullanması ile gerçekleştirmiştir. Burada “hard convergence” denilen bir yakınsama metodu ile denklemler iterasyonlarla çözülmektedir. Her döngüde elde edilen yakınsaklık değerleri ile tüm sonlu elemanlar modeli yeniden çözülmekte ve en son iterasyona kadar bu süreç devam etmektedir. Yapılan bu çalışma sonucunda, verilen yükleme altında 2 boyutlu gerilme analizi için kullanılan model kullanılmış olup, optimum boyutlar elde edilmiş ve bunların yukarıda anlatıldığı gibi ayrıntılı analizleri yapılmıştır. Grid Takviyeli İleri Kompozit yapı için üretim yöntemi de geliştirilmiş olup başarılı bir şekilde uygulanmıştır. Bu üretim yöntemi daha çok literatür üzerinden yapılan çalışmalar üzerinden yola çıkılarak geliştirilmiştir. Vakum destekli reçine infüzyonu ile yapılan üretim silikon kalıplar içerisinde gerçekleştirilmiştir. Kullanılan silikon kalıplar belirli noktalarından delikler açılarak reçine ile beslenmiştir. Açılan bu delikler direkt olarak kirişlerin yatırıldığı boşlukların olduğu kısımlara açılmıştır. Gösterge basını 55 mbar olarak ayarlanıp reçinenin kurulan düzenek içinde ilerlemesi sağlanmıştır. Yüzeyde ve kirişlerin içinde ilerleyen reçine kalıbın bittiği noktalarda dışarı çıkmaması için yarı geçirgen bir zar ile örtülmüştür. Bu zar hava akışını sağlamakla beraber reçine gibi sıvı bir maddenin geçişine izin vermemekte ve bu şekilde reçine içerde kalmakta ve bütün fiberler boyunca bir dağılım gösterip en kolay bulduğu yoldan dışarı kaçamamaktadır. İnfüzyon işlemi yapıldıktan sonra malzeme düzeneği aynı vakum altında fırınlanmakta ve 5 saat sonra çıkartılıp silikon kalıptan çıkarılmaktadır. Bu yöntem ilk olarak tek hücre yapısı için denenmiş olur daha sonra 2*2 hücre için denenmiş ve elle yatırma işlemi nedeniyle daha fazla hücre sayısı için otomasyon yöntemlerin kullanılmasına karar verilmiştir. Bu başarılı üretim sonuçlarından sonra yapı makro boyutlarda çekim yapan bir kamera ile incelenmiş ve kuru veya fiber çekme kuvvetinin kaybı ile oluşmuş üretimden gelen hatalar tespit edilmiştir. Ayrıca reçinenin düğüm noktalarında fiber hacminin artması sonucu nasıl dağıldığı gözlemlenmiş ve literatür üzerindeki çalışmalarla kıyaslanmıştır., Structural concepts being used for aerospace vehicles are searching for the most efficient ways by pushing the limits of their current time. In general, the meaning of stiffening imply that longitudinal stringers and frames or ribs are placed orthogonal or by some angle to the stringers. The main purposes of this application for structures are high stiffness to weight ratio, increase of bending stiffness preventing from local flutter, vibration and buckling, suitable for structural attachments and non-structural items. Advanced Grid Stiffened (AGS) structures possesses wide variety of possibilities to design and manufacture stiffeners with different spacing, nodal offset, stiffener angle, number of stiffener, thickness of the skin, etc. AGS structures, which have complex component geometries, require the use of finite element analysis techniques for detailed structural analysis. Analytical methods cannot predict the local stress distributions and local failure types. Failure types of composite AGS structures under in-plane loads and under the effect of out of plane shear loads are categorized as five dominant failure modes. These are; instability of total panel, which is referred to as global buckling, local skin buckling, local buckling or crippling of the stiffeners, material failure and delamination caused by inter-laminar shear stresses. Understanding the failure behavior and stress distributions on the composite AGS panel under inplane loading and the effect of out of plane shear loads is important to structural design. Thus, all five different failure modes and stresses at critical locations like nodes of AGS panel are considered in the design and need to be considered in validation and certification phases. AGS panel is modeled and analyzed using 2D quadrilateral elements using MSC Patran/MSC Nastran. Stress distributions along the stiffeners and the skin can be separately taken from their element centroids and different buckling modes of the AGS panel can be observed using SOL105. MSC Patran PCL functions are used to change the stiffener spacing. An optimization cycle is set-up using MSC Nastran SOL200 solver, which takes into account stiffener crippling and material failure as design constraints. The inter-laminar shear stresses along the height of the stiffener and at the skin-stiffener interface section is taken from local 3D model of highly stressed regions. The decision is made for the optimized panel under mixed loading, which is shear-bi-axial compression respectively 175 N/mm and 60 N/mm -150N/mm. According to optimization results, stiffener height is 21.377 mm, stiffener spacing is 205.8 mm. The manufacturing of the AGS panel, which is laborious with any technique done in previous studies, is accomplished successfully by using Vacuum Assisted Resin Transfer Molding like technique. The integral manufacturing of grids and skin using resin infusion provides low-cost manufacturing of AGS panels. In this process, pattern of the grids are printed using 3D printers and silicon rubber, which takes the shape of printings, which are used to make mold, then fibers are laid into the grooves. After laying all the fibers, which can reach 50% percent fiber fraction just by hand process, skin is put on the side where fibers are ending. After resin infusion, composite AGS panel is cured at elevated temperature in the oven., Yüksek Lisans, M.Sc.

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

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2013, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2013, Alümina hafifliği ve üstün özellikleriyle, özellikle yüksek sıcaklık fırınlarında geniş çapta kullanılmaktadır. Bunun yanı sıra kesici takım, tekstil endüstrisinde iplik kılavuzu olarak ayrıca elektronik endüstrisinde, zırh yapımında, tıpta implant uygulamalarında ve protezlerde kullanılmaktadır. Ergime noktası 2000 ± 30 °C olan alüminyum oksit, düşük sıcaklıklarda kimyasal maddelere ve mekanik yüklere karşı en dayanıklı malzemelerden birisidir. Bu çalışmada, alüminanın üstün özelliklerinden yararlanılarak, düşük özelliklerini iyileştirmek amacıyla geçiş metalleri ile ikili sistem oluşturması hedeflenmiştir. Bu sistemin günümüz teknolojisinde kullanımını arttırmak, özellikle savunma sanayinde zırh malzemesi olarak uygulanması istenmiştir. Bunun için toz halindeki alümina; kobalt, nikel, molibden gibi geçiş metalleriyle yitrium oksit, PVA yardımıyla yaş öğütmede polimer kaplarda zirkon bilyalarla 30 saat öğütme işlemi yapılmıştır. Elde edilen tozlar eksenel presler yardımıyla pelet, çubuk ve plaka haline getirilerek mekanik testlerdeki dayanımı ve de numunelerin karakterizasyonu yapılmıştır. Mekanik test olarak, basma, 3 nokta eğme, kırılma tokluğu ve en önemlisi zırh malzemesi uygunluğu için balistik test yapılmıştır. Elde edilen sonuçların irdelenmesi için X ışınları ile yapılan faz analizleri (XRD), optik mikroskop (OM), taramalı elektron mikroskobu (SEM) analizleri yapılmıştır. Bu çalışmanın sonunda, alüminaya nikel, kobalt ve molibden katkılarının malzemenin özelliklerini iyileştirdiği ve özellikle nikel - kobalt katkısının zırh malzemesi kullanımı için en cazip seçim olduğu tespit edilmiştir. Sonuç olarak, katkılar alüminanın mekanik özelliklerini olumlu yönde etkilemiştir., Alumina is widely used in cutting tools, textile and electronic industries, medical applications, armor materials, especially high-temperature furnaces with its light-weight and superior characteristics. Aluminum oxide’s melting temperature is 2000 ± 30 °C and it is one of the most durable materials to chemicals and mechanical forces. In this work, alumina–transition metal binary systems have been investigated and developed for possible armor applications. High energy planetary ball mill with zirconium (YZP) balls having diameters were employed to produce the alumina based system. The rotational velocity of the mill was 300 rpm. The ball to powder weight ratio was 7:1. Alumina and metals powders were milled for 30 hours until steady-state conditions were achieved. After milling process, alumina based powders were pressed using a pressure of 400 MPa, followed by sintering at 1600°C for 2 hours. After that, mechanical tests such as hardness, compression, 3-point bending, ballistic were carried on the sintered samples. After experimental procedures, XRD, SEM and optical microscope characterizations were performed on sintered samples. At the end of this study, metallic additives such as nickel, cobalt and molybdenum improved the properties of alumina, and especially nickel - cobalt dual contribution has been found as the most attractive preference for the use of armor material. As a result, metallic additives have a positive effect on the mechanical properties of alumina., Yüksek Lisans, M.Sc.

Nanoyapıların kontrolu? yeni malzemelerin örneğin karbon nanotu?p (CNT) esaslıfiberler, 3D nano-mu?hendislik kompozitleri ve metamalzemeleri de içeren geniş bir grupmalzemelerin özelliklerini anlamak ve öngörmek için önemlidir. Bu çalışmada dikeyyönelimli ve su?rekli karbon nanotu?pler (A-CNT) ile gu?çlendirilmiş polimernanokompozitler (A-PNC) yu?ksek hacim oranı ile hazırlanmıştır. Bu işlem yeni birmekanik sıkıştırma tekniği kullanılarak yapılmıştır. Bu sayede yu?ksek hacim yu?zdesinde(Vf) hazırlanması istenilen literatu?rde yaygın olarak çalışılmış rastgele yönelimliCNT'ler ile gu?çlendirilmiş polimer nanokompozitlere (R-PNC) özgu? olan dispersiyon vedağılım problemi ile karşılaşılmamıştır. PNC'lerin yapılarının kontrol edilmesi mekaniközelliklerinin yorumlanması açısından çok kritiktir ve taramalı elektron mikroskobu ilePNC'lerin yapısıyla alakalı çok detaylı bilgi alınabilir. A-PNC'lerin mekaniközelliklerinin performanslarının karşılaştırılması amacıyla R-PNC'lerde u?retilmiştir.Elde edilen sonuçlara göre A-PNC'lerin modu?l değeri CNT aksisi yönu?ndemaksimumdur ve bu zamana kadar literatu?rde rapor edilen değerler arasında su?reklidikey yönelimli A-CNT'lerin ve yapısal kullanımından dolayı en yu?ksektir. A-PNC'lerinelektriksel özellikleri ise farklı hacim yu?zdesinde ve eksenlerinde ölçu?lmu?ştu?r. Eldeedilen sonuçlara göre A-PNC'lerin elektriksel iletkenlikleri CNT aksisi yönu?ndeliteratu?r değerlerinden 10 kat daha yu?ksek olduğu göru?lmu?ştu?r. Üretilen A-PNC'lerpek çok ileri malzeme alanlarında uygulama bulabilecektir. Bu çalışmada u?ç adetuygulama incelenmiş ve karakterize edilmiştir. Control of nanostructure morphology is essential for predicting properties of a broadarray of new materials, including CNT-based fibers, 3D nano-engineered composites,and metamaterials. In this study, an aligned-CNT polymer composite (A-PNC) isfabricated using a high-performance thermoset and anisotropic mechanical propertiesquantified and discussed relative to morphology of the samples. High volume fraction(Vf) continuous A-PNCs are fabricated via a novel mechanical densification technique.Controlling morphology of the PNCs is critical for interpreting the mechanical propertyresults, and both scanning electron microscopy (SEM) provide detailed investigation ofPNC morphology herein. Randomly oriented PNCs (R-PNCs) are also fabricated forcomparison of unaligned vs. aligned reinforcement. Modulus values of A-PNCs are thehighest reported for epoxy resin, due to the CNT alignment at all volume fractions forcomparisons with literature. The electrical property measurements of A-PNCs wereperformed for low and high volume fractions in different directions such as axial andtransverse. The results for electrical conductivity of A-PNCs found to be approximately10 times higher than the reported values in the literature in CNT axial direction. Thefabricated A-PNCs can found applications as advanced materials in many fields. In thisstudy, three different applications of A-PNCs is fabricated, studied and characterized. 220

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2011, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2011, 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., Yüksek Lisans, M.Sc.

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

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2010, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2010, 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., Yüksek Lisans, M.Sc.

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