Eğitim uçağının iniş takımlarının esnek çoklu cisim dinamiği ile dayanımının incelenmesi
Evaluation of critical parameters in the design of a trainer aircraft landing gear
Yazar: EVREN KÜPELİ
Danışman: PROF. DR. HALİT SÜLEYMAN TÜRKMEN
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2017
Konu: Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering

Özet:
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.

Abstract:
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 determined
and 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.