Bir savaş uçağının burun iniş takımı yapısal analizi
Structural analysis of the nose landing gear of a fighter aircraft
Yazar: GÖZDE AYDIN
Danışman: PROF. DR. İBRAHİM OZKOL
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2023
Konu: Uçak Mühendisliği = Aeronautical Engineering
Dizin: Regülasyon = Regulation ; Savaş uçakları = Fighter aircrafts ; Yapısal özellikler = Structural properties ; İniş takımı = Landing gear

Özet:
Hiç şüphesiz uçak tasarımında uçağın her bir komponent ayrı bir mühendislik süreci ve ciddi bir zaman gerektirmektedir. Uçaklarda iniş takımı önemli bir ana mekanik sistemdir. Bu tez çalışmasında da bir savaş uçağının burun iniş takımı tasarımı gerçekleştirilerek yapısal analizi yapılmıştır.
Tez çalışması süresince, birçok kaynak incelenmiştir ve uzun bir literatür araştırma süreci gerçekleştirilmiştir. Havacılık endüstrisinde yüksek dayanımlı ve hafif bir yapı tasarlamak en kritik parametrelerdendir. İniş takımları uçakların toplam ağırlığının yaklaşık %6' sını oluşturur. Yani uçak ağırlığının büyük bir kısmını oluşturur. Dayanım/ağırlık oranı yüksek iniş takımı tasarlamak en önemli tasarım gerekliliğidir. İniş takımları, iniş ve kalkış sırasında uçağa gelen dinamik ve statik yüklere maruz kalır. Bu nedenle iniş takımı sisteminin bu yüklemelere karşı dayanımlı bir yapıya sahip olması gerekir. Yüklere dayanamadığı takdirde iniş takımı ve uçakta ciddi yapısal hasarlar meydana gelebilir.
Havacılık tarihinden bu yana birçok farklı çeşitte iniş takımları tasarlanmıştır. İlk başta tasarımlarda sabit iniş takımları kullanılırken zaman içerisinde bu tip iniş takımlarının aerodinamik açıdan dezavantajlı olduğu görülmüştür. Uçaklarda daha yüksek hız ve daha uzun havada kalma süresi gibi isterleri karşılayabilmek için katlanabilir iniş takımları tasarlanmıştır. Daha kompleks bir yapı olmasına karşın uçaklarda performans isterleri de göz önüne alındığında katlanabilir iniş takımlarının kullanımı zamanla yaygınlaşmıştır.
İniş takımı tipine karar verildikten sonra ana ve burun iniş takımının konumuna karar verilirken, ağırlık merkezinin konumu göz önüne alınarak uçağın yerde hareketi, devrilmemesi, yan rüzgar etkisini azaltması, iniş ve kalkış sırasında manevra kabiliyetine izin vermesi sağlanmalıdır.
Öncelikle, iniş takımı analizi için bir tasarım hazırlanmıştır. Bu tasarım için bilinmesi gereken belli parametreler vardır. Bu parametreler uçağın ağırlık merkezi, yerden yüksekliği, ortalama veter uzunluğu, iniş takımları arasındaki mesafe gibi sıralanabilir. Literatürdeki savaş uçaklarının bir çoğu incelenerek bu parametreler ile ilgili veriler toplanmıştır. Ortalama bir değer seçilerek kavramsal tasarım için gerekli bilgiler elde edilmiştir. Böylelikle iniş takımının uçağın ağırlık merkezine göre yerleşimi yapılmıştır. 
Daha sonra, uçak yerleşimine göre iniş takımlarına gelen yüklemeler hesaplanmıştır. Yük hesaplamalarında literatürdeki kitaplardan faydalanılmıştır. Yüklere göre lastik boyutuu, amortisör stroğu ve dikme çapı belirlenmiştir. Parça çizimleri ve montajda Siemens NX programı kullanılmıştır. 
Ayrıntılı boyutlandırma ve çizim yapıldıktan sonra kritik yük koşullarını belirleyebilmek için farklı iniş koşullarında iniş takımına gelen üç eksendeki kuvvetler hesaplanmıştır. Farklı kuvvet ve doğrultularda en kiritik üç koşul seçilerek analizler bu iniş koşullarında gerçekleştirilmiştir.
Sonlu elemalar yöntemi ile burun iniş takımı ANSYS Workbench programı kullanılarak analiz edilmiştir. Yapısal analizi gerçekleştirilen iniş takımında malzeme değişikliği yapılarak yapıların Von-Mises gerilme ve deformasyon değerleri elde edilmiştir. Yapıların maruz kaldığı yüklemeler yüksek olduğu için komponentlerde yüksek gerilmeler görülmüştür. Bu nedenle, iniş takımlarında malzeme seçilirken yüksek dayanım ve uzun ömre sahip olması önemlidir.
Son olarak, yapılan analiz sonuçlarına göre parçaların ağırlıkları, deformasyon miktarları ve dayanımları karşılaştırılmıştır. Bu sonuçlar doğrultusunda tasarım kriterleri de göz önüne alınarak malzeme seçimi yapabilir veya tasarımda değişiklik kararı alınabilir. Bu şekilde yapılan analizler serisi ile optimum bir burun iniş takımı tasarımına ulaşmak mümkündür.

Abstract:
There is no doubt that in aircraft design, each component of the aircraft requires a separate engineering process and serious time. The landing gear is an important main mechanical system in airplanes. In this thesis, the nose landing gear design of a fighter aircraft was carried out and its structural analysis was carried out.
During the thesis study, many sources were examined and a long literature search process was carried out. Designing a high-strength and lightweight structure is one of the most critical parameters in the aviation industry. Landing gear makes up about 6% of the total weight of the aircraft. That is, it accounts for a large part of the aircraft weight. Designing landing gear with a high strength-to-weight ratio is the most important design requirement. The landing gear is exposed to dynamic and static loads on the aircraft during landing and takeoff. Therefore, the landing gear system must have a structure that can withstand these loads. Serious structural damage may occur to the aircraft if it cannot withstand the loads.
Many different types of landing gear have been designed since the history of aviation. At first, fixed landing gears were used in the designs, but over time it was seen that this type of landing gear was disadvantageous in terms of aerodynamics. Retractable landing gear has been designed to meet the requirements of aircraft such as higher speed and longer airtime. Although it is a more complex structure, the use of retractable landing gear has become widespread over time, considering the performance requirements in aircraft.
After deciding on the type of landing gear, the position of the center of gravity should be taken into account while deciding the position of the main and nose landing gear, and it should be ensured that the aircraft moves on the ground, does not roll over, reduces the crosswind effect, and allows maneuverability during landing and take-off.
First, a design was prepared for the landing gear analysis. There are certain parameters that need to be known for this design. These parameters can be listed as the aircraft's center of gravity, ground clearance, mean aerodynamic chord length, distance between the landing gear. Most of the fighter aircraft in the literature were examined and data on these parameters were collected. By choosing an average value, the necessary information for the conceptual design was obtained. Thus, the landing gear was placed according to the center of gravity of the aircraft.
Then, the loads on the landing gear were calculated according to the aircraft layout. In the load calculations, the books in the literature were used. Tire size, shock absorber stroke and strut diameter were determined according to the loads. Siemens NX program was used for part drawings and assembly.
After detailed dimensioning and drawing, the forces in the three axes of the landing gear were calculated under different landing conditions in order to determine the critical load conditions. The three most critical conditions at different strengths and directions were selected and the analyzes were carried out under these landing conditions.
The nose landing gear was analyzed with the finite element method using the ANSYS Workbench program. Von-Mises stress and deformation values of the structures were obtained by changing the material of the landing gear whose structural analysis was performed. As the loads to which the structures are exposed are high, high stresses were observed in the components. For this reason, it is important to have high strength and long life when choosing materials for landing gear.
Finally, according to the results of the analysis, the weights, deformation amounts and strengths of the parts were compared. In line with these results, material selection can be made or a decision to change the design can be made by considering the design criteria. It is possible to reach an optimum nose landing gear design with the series of analyzes made in this way.