Hafif saldırı uçağı için burun iniş takımı yapısal tasarımı ve analizi
Structural design and analysis of nose landing gear for light attack aircraft
Yazar: HAMDİ TÜRKMEN
Danışman: PROF. DR. İBRAHİM ÖZKOL
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2020
Konu: Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering

Özet:
Bu tez çalışmasında, yerli ve milli imkânlarla geliştirilmiş olan hafif saldırı uçağı Hürkuş-C için burun iniş takımı yapısal tasarımı ve analizi gerçekleştirilmiştir. Burun iniş takımı tasarımı ve analizi sürecinde Hürkuş-C uçağının parametrik verileri temel alınmıştır ve her türlü hesaplamalar ve bu hesaplamalar sonucunda ortaya çıkan ölçülerin modellenmesi gibi işlemler bu parametrik verilerin kullanılması sonucunda gerçekleştirilmiştir.
İniş takımları temel olarak bir uçağın inişi sırasında maruz kaldığı dinamik ve statik yüklemeleri sönümleme ve uçak yerdeykende taksi hareketini sağlamaya yarayan ana uçak bileşenlerinden birisidir. İniş takımı tasarımı sırasında yapısal, aerodinamik, hidrolik, elektrik ve elektronik gibi birçok mühendislik disiplinleri gözönünde bulundurulur. Bundan dolayıdır ki bir iniş takımının tasarımı ve imalatı bir uçağın en karmaşık süreçlerinden birisidir. Aynı zamanda iniş takımlarının uçak içerisine alınıp alınmaması durumu uçak üzerinde ciddi aerodinamik etkiler oluşturur. Bu durumda uçağın performansını ve yakıt tüketimini doğrudan etkileyecektir. İniş takımı tasarımı sürecinde uçağın iniş yapacağı pistin özellikleride iniş takımı tasarımını doğrudan etkilemektedir. Hürkuş-C uçağı en zor şartlarda iniş yapması beklendiği için iniş takımı tasarımı sürecinde en zorlu pist özellikleri gözönünde bulundurulmuştur.
Tez kapsamında ilk olarak geniş bir literatür araştırması gerçekleştirilmiştir. Bu araştırma sonucunda iniş takımını oluşturan alt bileşenler hakkında bilgiler verilmiştir. Aynı zamanda iniş takımının konfigürasyonu ve uçak üzerindeki yerleşimi hakkında da bilgiler verilmiştir. İniş takımlarının yerleşimi sırasında uçak ağırlık merkezi ve uçak kütlesi gibi girdi değerler için Hürkuş-B uçağının değerleri temel alınmıştır ve bu değerler Hürkuş-B uçağının yayınlanan tip sertifikasından çekilmiştir.
Tez çalışmasının bir sonraki adımında ise hakkında bilgi verilen iniş takımı alt bileşenlerinin boyutsal hesaplamaları gerçekleştirilmiştir. Bu hesaplamalarda kullanılan formüller literatür araştırması sonucunda bulunan formüllerdir. Boyutsal hesaplamalar yapılırken uçağın kütle, ağırlık merkezi konumu, iniş takımının uçağa oturma açısı, pist sürtünme katsayısı, uçak dalış hızı, dinamik yük katsayısı ve ortalama veter uzunluğu gibi parametreler kullanılmıştır. Hesaplamalar sonucunda burun iniş takımında kullanılmak üzere lastik, tekerlek, aks, iniş takımı çatalı, iniş takımı dikmesi, sönümleme dikmesi, kontrol valfi ve kontrol valfi kangal yay boyutları belirlenmiştir.
Çalışmanın bir sonraki kısmında hesaplamalar sonucunda boyutları ortaya çıkan iniş takımının alt sistemlerinin üç boyutlu modellenmesi işlemi gerçekleştirildi. Her bir alt sistem modellendikten sonra bu alt sistemlerin montajı gerçekleştirilerek bir araya getirildi. Bu işlemler üç boyutlu modelleme programı olan CATIA V5R19 programı kullanılarak gerçekleştirildi. CATIA programı bilgisayar destekli üç boyutlu bir tasarım programıdır ve havacılık endüstrisinde yaygın bir şekilde kullanıldığı için tercih edilmiştir.
İniş takımını oluşturan alt parçaların çizimleri bittikten sonra oluşturulan bu parçalara malzeme seçilmiştir. İniş takımları iniş sırasında çok yüksek bir yüklemeye maruz kaldığı için seçilen malzemelerin yüksek mekanik özelliklere sahip olması amaçlanmıştır ve bu duruma göre seçim yapılmıştır. Aynı zamanda iniş takımları dinamik yüklemelere maruz kaldıkları için seçilen malzemelerin yorulma dayanımları yüksek olmalıdır. Bu çalışma kapsamında seçilen malzemelerin yorulma dayanımları oldukça yüksektir ve seçilen malzemelerin yorulma dayanımını daha da artırmak için imalat yöntemi olarak dövme imalat yöntemi tavsiye edilmiştir. Özellikle burun iniş takımının önemli bir alt sistemi olan burun iniş takımı dikmesi dövme yöntemiyle oluşturulmalı ve daha sonra tezgâha alınarak şekil verilmelidir. Böylelikle daha uzun hayata sahip iniş takımları elde edilir ve bunun sonucunda ekonomik olarak büyük bir kazanç elde edilir. 
Tez çalışmasının analiz kapsamında, üç boyutlu modellenmesi ve malzeme seçimleri tamamlanan burun iniş takımının sonlu elemanlar yaklaşımı ile analiz edilip tasarımının doğrulanması durumu gerçekleşmiştir. Burun iniş takımını oluşturan tüm montaj elemanlarının analizleri gerçekleştirilmiştir. Analiz yöntemi olarak, yüklemelerin yapı üzerinde oluşturduğu gerilmenin yapının akma mukavemeti değerinden en az 1,5 kat düşük olması durumu kullanılmıştır ve bu tez kapsamında tasarımı gerçekleştirilen burun iniş takımının bu isteri sağladığı analiz başlıklarında gösterilmiştir. Burun iniş takımının sonlu elemanlar analizi ANSYS 14.5 paket programı kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Bu analiz programı vasıtasıyla burun iniş takımında oluşan von-Mises gerilmeler, gerinimler ve deplasmanlar hesaplanmıştır ve şekil görüntüsü olarak çalışmanın analiz başlığında yansıtılmıştır. Analiz gerçekleştirilmeden önce burun iniş takımını oluşturan tüm yapıya ugun bir ağ metodu seçilmiştir. İniş takımı parçaları karmaşık ve et kalınlıkları büyük olduğu için yapı katı ağ metodu ile modellenmiştir. Yüksek gerilmelerin çıktığı bölgelerde ağ yoğunluğunu artırarak daha doğru sonuçlar elde edilmiştir. Yapıyı katı ağ metodu ile modelledikten sonra, modele yük uygulaması gerçekleştirilmiştir. Yükler literatür çalışması kapsamında bulunan formüller ile hesaplanmıştır. Yük durumu olarak iniş takımı için en kritik olan uçağın inişi sırasındaki meydana gelen yüklemeler ele alınmıştır. Çünkü iniş sırasında iniş takımlarında statik yüklemeye ek olarak dinamik yüklemede meydana gelir. Bu durumdan dolayıdır ki iniş takımları en fazla yüklemeye iniş sırasında maruz kalmaktadır ve bu durumdan dolayı iniş yükleri kullanılarak sonlu eleman analizleri gerçekleştirilmiş ve bu analiz sonuçlarına göre tasarım faaliyetleri yapılmıştır. Yüklenme durumu tanımlandıktan sonra son olarak burun iniş takımı sonlu elemanlar modeli için sınır koşulları tanımlanmıştır. Analiz sonuçlarının doğru çıkabilmesi için sınır koşullarının doğru bir şekilde tanımlanması gerekir. Sınır koşulları montajı oluşturan parçaların birbirleriyle bağlanma durumuna göre tanımlanmıştır.
Tez çalışmasının sonucunda Hürkuş-C uçağı için tasarlanan burun iniş takımının isterleri karşıladığı ve en kritik yükleme altında bile iniş takımında meydana gelen gerilmenin kullanılan malzemelerin akma dayanımını geçmediği gösterilmiştir.

Abstract:
In this thesis study, structural design and analyse of the nose landing gear were carried out for light attack aircraft Hürkuş-C which were designed with domestic and national opportunity. Parametric values of the light attack aircraft Hürkuş-C were used during nose landing gear design. By using these these parametric values, size calculations of the nose landing gear components were fulfilled and three-dimensional drawings of the nose landing gear were carried out with respect to calculation results.
Landing gear system that is one of the most important system of the aircraft fundamentally supports the aircraft while the aircraft is on the ground and gives permission the aircraft taxiing, take-off and landing. One of the most crucial mission of the landing gear system is to absorb the static and dynamic loads during the landing of the aircraft. Therefore accurate shock absorber design is crucial design step for safety of the aircraft. In modern aircraft, oleo-pneumatic shock absorber type is used because of its absorbtion efficiency. Therefore, in this thesis study oleo-pneumatic shock absorber is used. Many engineering fields must be taken into account during the design of the landing gear system. Structure, aerodynamic, hidrolic, electric and electronic can be given as examples. Therefore, design and production of the landing gear system is one of the most complex process in aircraft design. Retraction condition of the landing gear directly affects the aerodynamic performance of the aircraft and this situation causes to maximum range of the aircraft and fuel consumption changes. Hence, in this thesis study retraction system will be used to get efficient aircraft. The properties of the runway which aircraft lands are significant parameters. Because the properties of the runway directly affects the design of the landing gear. In this thesis study, it was assumed that aircraft would land in most difficult condition. Therefore, most difficult runway properties were taken.
Firstly, comprehensive literature study was done regarding landing gear systems and informations about the sub-components, which form the nose landing gear, were given. Tire, rim, axle, landing gear fork, landing gear fitting, shock absorber, control valve and control valve spring are the sub-components of the nose landing gear. In addition, informations were given about configuration and layout of the nose landing gear on the aircraft. Literature study shows that nose landing gear must carry between 8 and 15 percent of the aircraft static load. By using this information, nose landing gear placement, tire rim selection and nose landing gear loading calculation were executed. Maximum vertical loading and friction force that was occured in nose landing gear are 7777.9 Newton and 622.2 Newton respectively. By using the maximum vertical loading and friction force, tire and rim selection were done from catalogue of the Goodyear Company. 17.5x5.75-8 type tire and rim selection, which can withstand the maximum vertical loading and friction force, were carried out. During nose landing gear placement, aircraft mass and center of gravity input values were used and these values were taken from type certification of the Hürkuş-B.
In the next step of the thesis study, dimensional calculations of the sub-components of the nose landing gear were carried out with respect to formulas that were found in literature study. During dimensional calculations, aircraft mass, center of gravity, landing gear placement angle to aircraft, runway friction coefficient, sink speed, dynamic load factor and mean aerodynamic chord length values were used. After calculations were carried out, the dimensional properties of the tire, rim, axle, landing gear fork, landing gear fitting, sock absorber, control valve and control valve spring were found.
In the next section of the thesis study, three-dimensional modelling of the sub-components of the nose landing gear were carried out. After the sub-components of the nose landing gear were modelled, assembly process of the nose landing gear was done with these sub-components. CATIA V5R19 programme, which is computer aided three-dimensional drawing programme, was used in component and assembly design. This drawing programme was chosen since it is commonly used in aviation industry.
One of the critical stages of the nose landing gear design is the selection of the materials. After sub-components were designed, material was assigned to these components. Landing gear is exposed to high loading during landing condition. Therefore, materials that have high mechanical properties were selected. Aluminum 7050-T7451 material was used in fork and fitting components. PH13-8Mo per AMS 5629 H1000 stainless steel alloy was used in shock absorber and wheel axle. 15-5PH per AMS5659 stainless steel was used in control valve. Steel wire A228 was used in control valve spring. Forged aluminum 2014-T6 material was used in rim. Fatigue properties of the materials that were used in the nose landing gear must be high since the nose landing gear is exposed to dynamic loads. Therefore, forging production technique and shot-peened application were proposed to increase the fatigue properties of the materials. Long life nose landing gear is obtained by fulfilling these applications and this condition causes big economic profits.
In the analysis section of the thesis study, the design of the nose landing gear was analyzed under the critical loads by using the finite element approach and this analysis study indicated that design of the nose landing is safe under critical load case. This analysis study were carried out for all sub-components of the nose landing gear. Material properties were assigned to sub-components of the nose landing gear as first step of the analysis study. Yield stresses of the materials were divided to 1.5 for safety margin and the stresses that occurred in the sub-components are smaller than this stress values. This case proved that the design of the nose landing gear was accurate. The analysis of the nose landing gear were executed by using the ANSYS 14.5 programme. This programme was selected since it was used in aviation industry. Deformations, strains and von-Mises stresses were calculated by means of ANSYS 14.5 analysis programme and these values were represented in the analysis head. Accurate mesh method was exerted to sub-components of the nose landing gear to get true results. Solid mesh method was defined to nose landing gear components. Because the structure of the nose landing gear is very complex and wall thickness of the nose landing gear components are very high. Mesh density was increased in the high stress locations to get accurate results. After the mesh definition was done, load cases were assigned to components. Loads were calculated with formulas that were found in literature study. Loads that occurred in the landing of the aircraft are the most crucial. Because dynamic loads occure in addition to static loads in landing condition of the aircraft. Therefore landing condition loads were assigned to model. After load cases of the nose landing gear were defined, boundary conditions of the sub-components of the nose landing gear were assigned. Boundary conditions were defined with respect to fastening types of the sub-components with each other.
Finally, this thesis study proved that the design of the nose landing gear, which was designed for Hürkuş-C military aircraft, provided the requirements and maximum stresses occurred in the nose landing gear structures did not pass the yield stresses of the materials used in the nose landing gear components.