Hava araçlarında kullanılan cam panellerin dinamik analizi
Dynamic analysis of laminated glass panels in aircraft structures
Yazar: HACI YASİR DÜNDAR
Danışman: DOÇ. DR. VEDAT ZİYA DOĞAN
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2009
Konu: Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering
Dizin: Darbe dayanımı = Impact strength ; Darbe yanıtı = Impulse response ; Sonlu elemanlar = Finite elements ; Sonlu elemanlar analizi = Finite element analysis ; Sonlu elemanlar stres analizi = Finite elements stress analysis

Özet:
Bu çalışmada uçaklarda kokpit camlarının patlama ve darbe yüklerine karşı dinamik cevabı incelenmiştir. Beş katmanlı bir yapıdan oluşan cam panelde, üç cam katmanı arasında yapıştırıcı polimer malzemeler yer alır. En dış ve en iç katmanlar yarı-tavlanmış cam, orta katman tam-tavlanmış cam ve ara katmanlar da polimer malzemeler olan polimetil metakrilat (PMMA) ve polivinil butiral (PVB) malzemelerden seçilmiştir. İlk olarak cam malzemesi, yapılara uygulanışı ve kullanım şekilleri ve çeşitleri hakkında genel bilgiler verilmiştir. Kokpit camlarında kullanılan katmanlı cam paneller ve bunların uçak yapılarında kullanım amaçlarından söz edilmiştir. Daha sonra katmanlı cam paneller arasında hem yapıştırıcı hem de mukavemeti arttırıcı olarak kullanılan polimer malzemelerden bahsedilmiştir.Klasik katmanlı plak teorisi açıklanmış, kokpit camı uygulamaları için gerekli kabuller yapılmış, patlama ve darbe yükleri tarafından zorlanmış durumlar için hareket denklemleri ve çözüm denklemleri çıkarılmıştır. Bahsedilen yükleme durumlarında kokpit camının yapısal cevabını bulmak için sonlu elemanlar yöntemi kullanılmıştır. Çözüm için ABAQUS 6.7 sonlu elemanlar programı ile sonlu elemanlar analizleri yapılmıştır. Uygun tasarım kriterlerine göre kokpit camı modellenmiş ve alınan ara sonuçlara göre gerekli yapısal değişiklikler yapılmıştır. Kokpit camı dört kenarından basit mesnetli olarak modellenmiştir. Patlama yüküne maruz kalan kamanlı panel için belirlenen katman kalınlıkları, darbe yükü altında gerekli mukavemeti gösterememiş, bu sebeple darbe yükü için uygun ara katman ve cam katman kalınlıkları belirlenmiştir.Patlama yükü olarak, 750 kg'lık bir TNT patlayıcının yarattığı etki referans alınmıştır. Hopkinson ölçekleme kanununa göre bu büyüklükte bir patlayıcının kokpit camı üzerinde meydana getireceği etki belirlenmiş ve ideal patlama yükü Friedlander fonksiyonu kullanılarak belirlenmiştir. Farklı yapısal değişiklikler altında çeşitli patlama yükü senaryoları belirlenmiş ve kokpit camının yapısal cevabı incelenmiştir.Darbe yükü olarak, kokpit camlarının çok sık maruz kaldığı kuş çarpmasının yarattığı etki ele alınmıştır. Uçakların kalkış ya da iniş esnasında sahip oldukları ortalama 69.4 m/s'lik hız, çarpışma hızı olarak referans alınmış ve kuş çarpması senaryosu buna göre modellenmiştir. Hertz'in darbe teorisine bğalı olarak düz bir yüzeye sahip katmanlı kokpit camı ile, küresel olarak modellenen bir kuş arasındaki çarpışma olayı, farklı senaryolar için modellenmiş ve kokpit camının yapısal cevabı incelenmiştir.Sonuç olarak, kokpit camının patlama yüküne maruz kaldığı durumda, patlama yükü basıncı arttıkça orta düzlemde oluşan gerilme çökmelerin de lineer olarak arttığı görülmüştür. Bulunan gerilme ve çökme değerleri, seçilen patlama yükü basıncı değerleri altında kritik bölgelere yaklaşmamış ve güvenli bölge içinde kalmıştır. Katman kalınlıklarında yapılan değişiklikler sonucu, iç ara katmanın kalınlığının arttırılması çökme değerlerinde büyük bir değişiklik getirmese de, oluşan en yüksek gerilmeleri azaltmıştır. Aynı durum cam katman kalınlıkları için de geçerlidir. Panel boyutlarının değiştirilmesi orta düzlemde oluşan çökme değerlerini oldukça etkilemiştir. Dikdörtgen panel boyutlarında kare boyutlu panele göre daha fazla orta düzlem çökmesi görülmüştür. Detayları ilgili bölümlerde verilen kokpit camının katman kalınlıkları ve boyutları, mukavemet açısından dayanıklı bir yapı oluşturmaktadır.Darbe yükleri altında yapılan analizler, en iç cam katmanın ve iç ara katman kalınlığının darbe yükü mukavemetinde büyük etkisi olduğu görülmüştür. Dış taraftaki ara katman ve cam katmanın kalınlaştırılmasından ziyade, çarpışma sonucu çekme gerilmeleri oluşan en iç cam katman ve iç ara katmanın daha kalın yapılması, oluşan gerilme değerlerini azaltmıştır. Birden fazla sayıda aynı anda ve çok küçük zaman aralıklarıyla darbeye maruz kaldığında, kokpit camı panelinde kritik değerlere yakın gerilmeler tesbit edilmiştir.

Abstract:
Dynamic response of laminated cockpit glass panel subjected to blast and impact loading is studied. Laminated structure is modeled with five plies of which three plies are semi-tempered and full-tempered glass and the interlayers are polymethyl methacrylate (PMMA) and polivinyl butyral (PVB) which are the polymer materials.First of all, general information is given about the glass material, it?s applications and laminated glass panels used for aircraft cockpit windows. It is also mentioned about the polymer interlayer materials which are used between the glass plies for providing higher strength in laminated glass panel.Classical laminated plate theory is introduced, the assumptions are explained which are made for laminated cockpit window applications. Then governing equations are derived for the specific cockpit glass panel subjected to blast loading and impact loading. Under these loads, finite element method is used for solution of the dynamic response. Commercial finite element analysis code ABAQUS 6.7 is used. Laminated glass panel with all four edges are simply supported.For blast loading, 750 kg TNT is taken as the reference explosion source. Referring to Hopkinson scaling law, the blast overpressure is determined on the surface of the laminated glass panel, and for modeling the blast wave Friedlander ideal blast wave function is used.For impact loading, the bird strikes are modeled. Specifically, the airplanes are in air collision with birds during taking off and landing. The average velocity of the airplanes is approximately 69.4 m/s while take off and landing, thus for the bird strike occasion this velocity is taken as the reference. Hertz?s theory of impact is used for defining the contact between the cockpit glass panel and the bird. The bird is modeled as a sphere.For both blast and impact loading, parametric studies for different structural designs are presented.As a result, laminated glass panel subjected to blast loading, the relationship between the blast overpressure and the midplane displacements is linear. The von Mises stress results are under critical values for all parametric studies. Changing the inside ply thickness gives lower stress values while the displacements are not differ very much.The finite element analysis of the laminated glass panel under impact loading shows that, the inside glass ply and the inside interlayer thicknesses are very effective in strength of the structure. The outside glass ply and the interlayer is sacrified and modeled as an impact energy absorber, so that the inside plies, which are the tensile stresses are occurs, are very effective for the impact strength of the structure.