Uçak kanadının entegre güçlendirilmiş panel kullanılarak yapısal tasarımı
Structural design of aircraft wing with using integratedstiffened panel
Yazar: KAZIM TEKKANAT
Danışman: PROF. DR. ÖMER KELEŞ
Gazi Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Makine Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2021
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
Gelişen teknolojiyle birlikte hava araçlarında kullanılan malzemeler ve üretim yöntemleri
de çeşitlenmekte ve artmaktadır. İlk uçakların yapılmaya başlandığı yıllarda ahşabın yerini
günümüzde kompozit malzemeler, 3D yazıcıyla üretilmiş parçalar ve entegre yapılar
almıştır. Yeni nesil malzeme ve üretim teknolojileri sayesinde çok daha hafif ve dayanıklı
hava araçları üretilebilmektedir. Bu tez çalışması kapsamında yeni nesil üretim
teknolojilerinden biri olan entegre yapılar kullanılarak bir uçak kanadının üst panelinin
tasarımı yapılmıştır. Uçak kanadı, üzerine gelen yükleme sebebiyle alt ve üst panelde çekme
ve basma yüklemesine maruz kalmaktadır. Bu çalışmada üst kabuk tasarımı
belirlendiğinden, basma yüklemesi altında tasarım ve analiz gerçekleştirilmiştir. Çalışmanın
ana amacı farklı güçlendirici eleman geometrilerinin panel burkulma performansına etkisini
araştırmak ve aynı ağırlıkta en fazla yük taşıma kapasitesine sahip paneli belirlemektir. Panel
burkulma performansının belirlenmesi, yük taşıma kapasitesi ve ağırlık avantajlarının
yanında entegre panellerin montaj süresini kısaltma, bağlayıcı sayısını azaltma, aerodinamik
yüzeyde pürüzsüz yüzey sağlama ve potansiyel çatlak başlangıç noktalarının sayısını
azaltma yönlerinden de katkı sağlamaktadır. Çalışma kapsamında dört farklı entegre
güçlendirilmiş panel ve bir sonradan birleştirilmiş panel tasarımı yapılarak
karşılaştırılmıştır. Çalışma sonucunda elde edilen veriler, uçak yapılarında başka
yüklemesine maruz kalan ve kritik yükleme koşulu burkulma olan paneller için ağırlık,
montaj süresi ve maliyet açısından etkin tasarımlara yön verebilecektir.

Abstract:
Materials and manufacturing methods used in aerospace industry have been improved in
recent years because of huge technological developments. Wood was the first material
utilized in aircraft manufacturing, but currently integrated structures, additive manufacturing
and composite materials are used. Through these new generation materials and
manufacturing methods lighter and stronger aircraft structures can be designed and
manufactured. In this work, by using the panel method, one of the new generation
manufacturing methods, an aircraft wing panel was designed. The main purpose of this work
is to investigate effects of different stiffener geometry and panel structures in terms of
buckling performance. Improved buckling performance benefits the aerospace industry by
decreasing the number of parts. This method also helps reduce the manufacturing time,
number of fasteners and fastener holes, potential crack start points and access requirements
for the assembly process. Four different geometries of integrally-stiffened panel and one
build-up panel are designed and compared in this work. The weight, assembly and costeffective
designs can be carried out on panels subject to compressive loading, especially
upper wing panels, by using results of this work.