Static aeroelastic modeling and parametric study of stacking sequence for laminated composite missile fins
Katmanlı kompozit yapıdaki füze kanatlarının statik aeroelastik modellemesi ve parametrik serim açısı çalışması
Yazar: GÖKTUĞ MURAT ASLAN
Danışman: DOÇ. DR. DİLEK FUNDA KURTULUŞ
Orta Doğu Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2018
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering

Özet:
Bu tezde, katmanlı kompozit yapıdaki kontrol yüzeylerine sahip bir karadan-karaya füze modelinin, sabit süpersonik uçuş koşulundaki tek yönlü statik aeroelastik tepkisi incelenmiştir. Uç kısmındaki sehim miktarını en aza indirgemek için, değiştirilmiş çift kama kesit alanına sahip iki farklı kontrol yüzeyi, aerodinamik ve lineer yapısal karakteristikleri bakımından incelenmiş ve karşılaştırılmıştır. Farklı hücum açılarında, kontrol yüzeylerine etki eden, yapısal sehime ya da kırılmaya sebep olan basınç dağılımını elde edebilmek için bir dizi durağan durumdaki hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizi (HAD) gerçekleştirilmiştir. Ayrıca HAD analizleri için çözüm ağı iyileştirme çalışması yapılmıştır. Şok açılarını gözlemlemek için, kontrol yüzeyi modellerinin üretimi gerçekleştirilmiş olup, bu modellerin belli bir hücum açısında ve Mach sayısında süpersonik rüzgar tüneli testleri gerçekleştirilmiştir. 
Kontrol yüzeylerine etki eden basınç dağılımından kaynaklanan aerodinamik yükler kullanılarak, Matlab® programında yazılmış olan algoritma aracılığıyla, Nastran® programında lineer yapısal analizler gerçekleştirilmiştir. Katmanlı kompozit yapıya sahip kontrol yüzeylerinin farklı katman oryantasyonları, dört farklı hata kriterini göz önüne alarak, sehim miktarını azaltmak için bu algoritma tarafından incelenmiştir. Hasara uğramamış katman dizilimine sahip 3 farklı model, her iki kontrol yüzeyi için de üretilmiş olup, sonlu elemanlar metodu ile elde edilen en yüksek uç sehimini doğrulamak ve kıyaslamak için test edilmiştir.

Abstract:
In this thesis, a surface-to-surface missile model with laminated composite fins is examined with respect to one-way static aeroelastic response under constant supersonic flight conditions. Two different modified double wedge fins or control surfaces using for control actuation system of a missile are investigated and compared in terms of aerodynamic and linear structural characteristics in order to minimize tip deflection.  A serial set of steady-state supersonic Computational Fluid Dynamics (CFD) analyses at different angles of attack are conducted in order to obtain pressure distribution causing the structural deflection or failure on fins having modified double-wedge cross-sections. Grid refinement study is also performed for CFD analysis part. Control surface models are manufactured and tested in supersonic wind tunnel at a certain angle of attack and Mach number in order to observe shock waves on control surfaces during the flight. By using aerodynamic loads due to pressure distribution on fins, linear structural analyses with an algorithm written in Matlab® are executed in Nastran®. This algorithm examines the different stacking sequence of the laminated composite control surfaces in order to reduce tip deflection by considering four different failure criteria. Three structures with different stacking sequences not failing under maximum aerodynamic loads in structural analyses are manufactured and tested for both control surface models in order to compare and verify the maximum tip deflection results of Finite Element Method.