Bir taktik insansız hava aracının kanadının deneysel ve sayısal yöntemler ile dinamik analizi
Dynamic analysis with experimental and numerical methods of a tactical unmanned aerial vehicles wing
Yazar: EMİR ŞEVKİOĞLU
Danışman: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Yapı Mekaniği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2009
Konu: Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering
Dizin: Dinamik analiz = Dynamic analysis ; Uçak kanatları = Aircraft wings ; İnsansız hava aracı = Unmanned aerial vehicle

Özet:
İnsansız hava araçları, savunma teknolojilerinde yeni yeni kullanılmaya başlanılan, önemli bir araçtır. Bütün havacılık araçlarında olduğu gibi insansız hava araçlarında da hafiflik en önemli parametrelerin başında gelir. Bu sebeple insansız hava araçlarının üretiminde mümkün olduğu kadar kompozit malzemelere başvurulur. Son yıllarda yapısal elemanları tamamen kompozitten yapılmış birçok uçak örneğine rastlamak mümkündür.Kompozit malzemelerden üretilmiş yapıların çeşitli yükler altındaki davranışını kestirerek tasarım iyileştirmelerinin buna göre yapılması gerekir. Örneğin kompozit bir kanadın uçuş yükleri altındaki davranışı, çeşitli yöntemlerle incelenebilir. Bu yöntemlerin başında sonlu elemanlar analizi gelmektedir. Sonlu elemanlar analizinin deneysel olarak doğrulanması ile yapının davranışı gerçeğe en uygun şekilde modellenebilir.Bu tez çalışmasında Baykar Makina A.Ş. bünyesinde tasarlanan ve tamamı kompozit malzemeden imal edilen bir taktik insansız hava aracının kanat dinamik analizleri yapılmıştır. Analiz kapsamında kanadın serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri deneysel ve sayısal yöntemler kullanılarak belirlenmiştir. Sayısal çalışmada sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak kanadın serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri hesaplanmıştır. Bilgisayar ortamında 3 boyutlu modellenen kanat NASTRAN-PATRAN sonlu elemanlar paket programından faydalanılarak analiz edilmiştir. Deneysel çalışmada kök kısmından ankastre olarak mesnetlenen kanadın ucu yüklenerek eğilmiş ve aniden bırakılarak serbest titreşmesi sağlanmıştır. İkinci tip deney çalışmasında ise kanat üzerine anlık darbe yükü uygulanmış ve serbest titreşmesi sağlanmıştır. Ardından kanat üzerine ilave ağırlık koyularak aynı deneyler tekrarlanmıştır. Kanat üzerine yerleştirilmiş olan ivme ölçerden elde edilen veriler incelenerek kanadın serbest titreşim doğal frekansları elde edilmiştir. Sonuçta iki farklı yöntem ile elde edilen veriler karşılaştırılmış ve değerlendirme yapılmıştır.

Abstract:
Unmanned air vehicles are very important vehicles, which are used newly in defence technologies. As is the same in every air vehicles, light weightness is one of the most important parameters in unmanned air vehicles. By this reason, in the production of unmanned air vehicles, composite materials are frequently used. It is possible to find examples to air vehicles whose ther structures are all made by composite.Design betterments of structures which are made of composite materials should be done by estimating their behaviour under different load conditions. For example, behaviour of a composite aircraft wing under flight loads could be examined by different methods. Finite element analysis is one of the major mehtods. Verification of finite element analysis with experimental study allows modelling the behaviour of the structure accuretely.In this study, dynamic analysis of a wing of a tactical unmanned aerial vehicle that is designed and compeletely produced by composite material in Baykar Makine A.Ş. has been done. As content of analysis, wings free vibration natural frequencies and mode shapes have been determined by using experimental and numerical methods. In numerical study, free vibration natural frequencies and mode shapes of the wing has been calculated by using finite element method. Wing that is 3 dimensionally modeled in computer, has been analysed by using NASTRAN-PATRAN finite elemet packet program. In experimental study, wing, which is clamped from root, has been bent by loading at tip and suddenly released to vibrate freely. In second experimental study, impact load has been applied to the wing and made vibrate freely. After that, same eperiments have been done with the wing, which has been weighted with extra mass. Free vibration natural frequencies of the wing have been gained from the data obtained from the accelometer that has been positioned on the wing. At the end, datas gained from two different methods have been compared and commented.