Kompozit bir yatay kuyruğun statik mukavemetinin incelenmesi ve optimizasyonu
Investigation and optimization of the static strength of a composite horizontal tail
Yazar: DAVUT YILMAZ
Danışman: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Uçak Mühendisliği = Aeronautical Engineering

Özet:
Tez çalışması kompozit yatay kuyruğun; statik yükler altında, tek yönlü dizilmiş 
takviyelerden oluşan (unidirectional) IM7/8552 malzemesi ve örgülü kumaş 
takviyelerden oluşan (woven fabric) SPG 196-P malzemesi için ayrı ayrı analiz ve 
optimizasyonunu içermektedir. Çalışma kapsamında Hyperworks,DIGIMAT ve MSC 
Nastran/Patran programları kullanılmıştır.
Kompozit yapıların statik analizinde çentiksiz hasar mukavemeti ile darbe sonrası 
mukavemet değerlerinden hangisinin kullanılacağı, analiz edilen yapıya göre 
değişmektedir. Genel yaklaşım olarak hasarı ölümcül olmayan ikincil yapılarda 
çentiksiz hasar mukavemeti ile analiz yeterli görülürken,hasarı ölümcül olan yapılarda 
çentikli hasar mukavemeti ile analiz yapılır. Yatay kuyruk belli hızların üzerinde hasarı 
ölümcül olan bir yapıdır. Bundan dolayı bu tez çalışmasında kompozit bir yatay 
kuyruğun analizinde darbe sonrası mukavemet değerleri kullanılmıştır. Farklı tabaka 
dizilimleri için darbe sonrası mukavemet değerleri, çentiksiz hasar mukavemet 
değerlerine belirli faktörler uygulanarak bulunmuştur. Tez kapsamında öncelikle
kompozit hasar modları üzerinde durulmuştur. Yüzey kırışması (facesheet wrinkling), 
yüzey içi burkulma (dimpling), nüve kesilmesi (core shear), nüve kırılması (core 
crush), çentiksiz hasar kriterleri ve darbe sonrası mukavemet denklemi ele alınmıştır. 
Çentiksiz hasar kriterleri başlığı altında; Hill, Hoffman ve Tsai-Wu hasar kriterleri 
incelenmiştir. Darbe sonrası dayanım kriteri katmanlı kompozit yapının katman sayısı 
ve katman doğrultularına göre değişen değerlere sahip olduğundan, bu kriterin 
incelenmesinde literatürdeki analitik tahmin yaklaşımları araştırılmış ve bu araştırma 
sonucunda darbe sonrası dayanım değerinin elde edilmesi için kullanılacak denklem 
verilmiştir. 
Daha sonra kompozit tasarım kriterleri dikkate alınarak yatay kuyrukta 
kullanılabilecek 105 adet potansiyel katman dizilimi elde edilmiştir. Elde edilen bu 
dizilimler için darbe sonrası mukavemet değerlerinin bulunabilmesi için öncelikle 
çentiksiz hasar mukavemet değerleri DIGIMAT yazılımının VA modulü kullanılarak 
elde edilmiştir. Daha sonra belli seviyedeki bir enerji altında her dizilimde oluşan hasar 
alanı değerleri bulunmuştur. Bu sayede darbe sonrası mukavemet değerinin 
bulunmasına dair denklem tüm katman dizilimleri için uygulanabilir hale gelmiştir.
Darbe sonrası mukavemet değerleri elde edildikten sonra optimizasyon aşamasına 
geçilmiştir. Başlangıçta 24 katmanlı tabaka ile modellenen tüm bölgelerden elde edilen 
kritik kuvvet ve moment değerleri klasik tabaka teorisine girdi olarak verilerek her 
bölge için optimize katman dizilimleri elde edilmiştir. Elde edilen bu dizilimler ile 
yeni sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Klasik tabaka teorisinden elde edilen 
emniyet payı (margin of safety) değerleri ile sonlu elemanlar modelinden elde edilen
emniyet payı değerleri birbirlerine yakınsadıklarında ilgili bölge için optimizasyon 
işlemi neticeye ulaşmış olur. Tek yönlü dizilmiş takviyelerden oluşan (unidirectional) 
IM7/8552 malzemesi ve örgülü kumaş takviyelerden oluşan(woven fabric)
SPG 196-P malzemesi için ayrı ayrı optimizasyon yapılmıştır. Tek yönlü dizilmiş 
takviyelerden oluşan (unidirectional) IM7/8552 malzemesi ile daha hafif bir yapı elde 
edilmiştir.

Abstract:
Composite materials have become increasingly popular in recent years. The ability to 
achieve higher strength with lighter materials compared to metals increases the 
popularity of composite materials. Moreover, it allows for the combination of superior 
properties of different materials into a single material. Consequently, composite 
materials have also started to be frequently used in aviation. Initially used in secondary 
structures other than main load-bearing elements, composite materials have evolved 
through ongoing studies and are now used for main load-bearing elements such as 
spars in aircraft. In aircraft like the A350 XWB and Boeing 787, the usage rate of 
composites has exceeded 50%.
This thesis study focuses on the composite horizontal tail; It includes separate analysis 
and optimization for the IM7/8552 material, which consists of unidirectional 
reinforcements, and the SPG 196-P material, which consists of woven reinforcements. 
Static analysis is carried out under the structure's weight and the aerodynamic loads 
on it. Hyperworks, DIGIMAT and MSC Nastran/Patran programs are used within the 
scope of the study.
In the static analysis of composite structures, the choice between unnotched failure 
strength and residual strength after impact depends on the analyzed structure. As a 
general approach, for secondary structures where failure is not catastrophic, analysis 
using unnotched failure strength is considered sufficient, while for structures where 
failure is catastrophic,residual strength after impact is used for analysis. The horizontal 
tail is a structure where failure is catastrophic above certain speeds. Therefore, in this 
thesis study, residual strength after impact is used for the analysis of a composite 
horizontal tail. For different ply layups, residual strength after impact values are 
determined by applying reduction factors to the unnotched failure strength 
values.Besides that composite failure modes are focused on. The necessary equations 
to find the margin of safety (MS) for the failure modes are given. Facesheet wrinkling, 
dimpling, core shear, core crush, unnotched failure criteria and residual strength after 
impact are discussed. 
Under the heading of unnotched failure criteria; Hill, Hoffman and Tsai-Wu failure
criterias are examined. The equations for all these criteria are also obtained for the 
plane stress case. Since the damage tolerance strength has varying values depending 
on the number of layers and layer directions of the laminate composite structure, 
analytical estimation approaches in the literature are considered in examining this 
criterion. Using one of these approaches, residual strength after impact values are
obtained for the laminates.
Considering composite design criteria, 105 potential ply layups that could be used in 
the horizontal tail is obtained. To determine the residual strength after impact for these 
layups, unnotched failure strength values are first obtained using the VA module of 
the DIGIMAT software. Then, the damage area values under a certain level of energy 
for each layup are determined. This made it possible to apply the equation for finding 
the residual strength after impact given in the second chapter to all ply layups. 
Although the unnotched failure strength values of the unidirectional IM7/8552 
material are higher than those of the woven fabric SPG 196-P material, the residual 
strength values after impact of the fabric material are higher.
After obtaining the residual strength values after impact, the optimization phase is
undertaken. Firstly, classical laminate theory is explained. Classical laminate theory is 
a method used for the strength analysis of each layer in a composite laminate. After 
providing the assumptions made within the scope of classical laminate theory,
information on how to calculate normal and shear stresses for each layer is given. Once 
the normal and shear stresses for each layer are obtained, the maximum and minimum 
principal stresses for each laminate are obtained using the equations of classical 
laminate theory and transformation equations. Then, the margin of safety for all 
potential laminate layups is calculated in each iteration.
The optimization process is conducted in three stages. In the first stage, all regions is
modelled with the maximum potential ply layup of 24 plies. In the second stage, force 
and moment values for the most critical loading element in each region is taken, and 
maximum and minimum principal stress values for all potential layups is calculated 
using classical laminate theory. The layups with a positive margin of safety value 
closest to zero is taken as the optimum layups for the respective region, and 
remodelling is done with the obtained layups for each region.
Since all regions would have similar stiffness values when the entire structure is 
modelled with 24 plies, similar load-carrying behavior could be observed between 
adjacent regions. Therefore, the force and moment values obtained for each region 
from the 24-ply model change after the first optimization step. This is because each 
region of the structure is modelled with different layups, and thus the loads they carry
differ. Therefore, in the solution obtained after the first optimization step, the most 
critical force and moment values for each region is taken again, and another 
optimization process is carried out using classical laminate theory. This cycle continue 
iteratively until the margin of safety values obtained from finite element model 
analysis converge with the margin of safety values obtained using classical laminate 
theory. Separate optimizations are conducted for the unidirectional IM7/8552 material 
and the woven fabric SPG 196-P material.
In the optimization performed for the unidirectional material, only the middle panel 
tip region could be optimized in the first iteration. In the second iteration, all regions 
except the trailing edge are optimized, and in the third iteration, the trailing edge is
optimized, completing the optimization process.
In the optimization performed for the fabric material, the rear spar root, middle panel 
tip, and trailing edge could be optimized in the first iteration. In the second iteration, 
all regions except the middle panel root are optimized, and in the third iteration, the
middle panel root is optimized, completing the optimization process. A lighter 
structure is obtained with the unidirectional IM7/8552 material.
As a result of the thesis, it is observed that the decrease in residual strength after impact 
is proportionally less for the woven fabric SPG 196-P material compared to the 
unidirectional IM7/8552 material when obtaining residual strength after impact values
from unnotched failure strength values. However, despite this, it is observed that the 
optimized model obtained for the unidirectional material is lighter than the optimized 
model obtained for the fabric material, due to the unidirectional material's greater 
suitability for creating layups that enhance strength in the primary load directions.