Uçak koltuğu kompozit sırtlık sisteminin modellenmesi ve sonlu elemanlar analizi
Modeling and finite element analysis of aircraft seat composite backrest system
Yazar: GÜNEY GÖRGÜN
Danışman: PROF. DR. HALİT SÜLEYMAN TÜRKMEN ; DR. MURAT BÜYÜK
İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2019
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Sivil Havacılık = Civil Aviation
Dizin: Yolcu taşıtları = Passenger vehicle ; Yolcu uçakları = Passenger aircrafts

Özet:
Uzun yıllardır modern havacılık ve otomotiv uygulamalarında yüksek dayanıma sahip aynı zamanda kullanıldığı uygulamalara göre hafif malzemeler konusunda çalışmalar sürmüştür. Global sektörde uçak üreticisi olarak lider konumda olan Airbus ve Boeing şirketleri yapısal tasarımlarında kompozit sistemlere ağırlık vermekte ve havacılık-savunma endüstrisinin kompozit konusunda yaptıkları çalışmalar olağan üstü hızda ilerlemektedir. Son yıllarda havacılık sektöründe kompozit malzeme kullanımı yapının %50'sinden fazlasında kullanılabilmektedir. Havacılık sektöründe temel hedef dayanımı yüksek ve yakıta direk etki eden ağırlık konusunda mümkün olan en hafif sistemin devreye alınmasıdır.
Sivil havacılıkta yolcu taşıma için kullanılan koltuklar kabin içi uygulamalar olup havayolu işletmelerinin kabin içi seçimleri konusunda standardın dışında konfor ve müşteri beklentileriyle birlikte önem verdikleri kriter koltuğun minimum ağırlığa sahip olmasıdır. Kabin içerisinde 1 kg ağırlık uçağın 1 yıllık operasyonunda ortalama 130 ila 150 USD fazladan yakıt maliyeti yaratmaktadır. Bundan dolayı kabin içi uygulamaların hafifletilmesi için bu çalışma ile standartlara uygun optimum ağırlıkta koltuk sırtlık modelinin geliştirilmesi amaçlanmıştır.
Yolcu taşıma amaçlı kullanılan koltuklar sivil havacılık otoriterleri (EASA-FAA vb.) ve uçak üreticileri (Boeing, Airbus, Bombardier vb.) tarafından belirlenmiş olan bazı standartlara ve performanslara uyması gerekmektedir. Koltuklar ve koltuk bileşenleri dinamik, statik, kötüye kullanım ve çevrim yüklerine tabi tutulmaktadır. Bu çalışma ile tasarlanan farklı model koltuk sırtlık sisteminin SAE ARP 5526D standartlarına göre önden, arkadan ve yandan 1340 N ve 890 N, değerlerinde yüklere tabi tutularak yer değiştirme limitleri ve yapısal bozulma olup olmadığına bakılmaktadır.
Uçak koltuğunun sırtlık modeli CATIA programı kullanılarak modellenmiş olup bu modele HYPERMESH programında eleman ataması yapılmıştır. Kabuk olarak modellenen ve buna uygun eleman ataması yapılan model ANSYS-Workbench sonlu elemanlar analiz programı kullanılarak ACP modülünde kompozit orta kuşak bölgesinin tasarımı gerçekleştirilmiştir. Model için malzeme ataması, üretimi yapılan karbon prepereg kompozit kuponların ASTM 3039D standartlarına göre çekme testleri sonucunda elde edilen değerlerin karakterizasyonu sonucu hesaplanan mekanik özelliklere göre yapılmıştır. ACP modülünde kompozit prepereg oryantasyonu, kalınlığı, elyaf yönleri ve katman yönlerine ve bağlantılarına karar verilerek modellenmesi sağlanmıştır. Sınır şartları ve yükleme noktaları tanımlanarak kompozit sırtlık için parametrik analiz çalışmaları yürütülmüştür. Temel amaç minimum ağırlıkta ve minimum güvenlik katsayısına sahip modellerin belirlenmesidir. Yapılan çalışmada alüminyum profil ve kompozit orta kuşak için iki farklı modelin minimum ağırlıkta olabileceğine karar verilmiştir. Ek olarak tasarlanan orta kuşak bölgesinde hafifletme amaçlı yapılan boşaltma işleminde yapının dolu modele göre zayıfladığı belirlenmiş olup aynı modelin dolu ve boşaltılmış tasarımlarına göre avantaj ve dezavantajları değerlendirilmiştir. 10 katmanlı ortası boş modelin kompozit hasar uğradığı tespit edilmiş olup, ortası dolu modelle de hasar analizleri yapılarak tasarlana yapı hakkında fikir elde edilmiştir. 10 katmanlı ortası dolu modelde hasar analizleri daha düşük çıksa da matris katmanlarda yine de hasar oluşmuştur. 12 katmanlı ortası boş model ise kompozit hasar limitlerinde kalmıştır.  
Belirlenen iki model için koltuk sırtlığında bulunan kafa dayama, monitör, monitör mekaniği, yemek masası, sırtlık plastik aksam gibi bileşenlerin noktasal yük olarak atanması ve tasarımın doğal titreşim şekillerine bakılması sağlanmıştır. Buradan konfor durumu değerlendirilerek koltuk sırtlığında olması gereken mod şekilleri hakkında değerlendirme yapılmıştır.
Katı model tasarımı yapılan sırtlık sistemi için sivil havacılık otoriterinin belirlemiş olduğu SAE ARP 5526D standartlarına göre yükleri karşılayacak optimum ve en hafif modeller hakkında değerlendirmeler yapılmıştır.

Abstract:
For many years, modern aerospace and automotive applications have been studied high strength material application with lightweight options. Airbus and Boeing, which are the leaders in the global sector as aircraft manufacturer, have focused on composite systems in their structural designs and applications. Aerospace and defense industries study on composite applications focus on substantially. In recent years, the use of composite materials in the aviation industry has been used in more than 50% of the structure.  Aviation industry aims to put into operation with possible lightest materials as well as with high strength functionality. For the flight operations, more weight application means more consumption of fuel and spend much cost for airline business.
There are many ways to classify composite materials. For example, according to the principle of reinforcement; composite materials reinforced with diffusion materials and fiber reinforced materials. It could designed structural and functional composite materials according to different application requirements. If it is classified composite materials on a functional basis, it can be used in thermal, electrical, optical functional composite materials and so on. According to the different preparation processes, it is called as laminated composite materials, winding structural composite materials, extruded composite materials, textile composite materials. 
Since composite materials do not have isotropic properties, they do not show linear elastic behavior like isotropic properties. Basically, it does not progress linearly in the event of damage and continues until it begins with local damage and reaches final damage. The progressive damage analysis is a method of analysis using the damage assessment criterion based on stress or strain to estimate material damage. In composite material analysis, progressive damage is analyzed using two different methods;
- Finite Element Analysis (FEA)
- Classical Lamination Theory (CLT)
The seats, which are used for passenger transport in civil aviation, are one of cabin interior applications. The airliner choose cabin interior application according to comfort, customer expectations and lightweight options. It means that one kg weight inside of the aircraft cabin; work out cost of 130-150 USD for one-year operations due to fuel consumption. According to this situation, it is aimed to design new lightweight seat backrest model with optimum production cost under the aviation load criteria and standards.
Passenger seat must comply with some standards and performances set by Civil Aviation Authorities (EASA-FAA etc.) and aircraft manufacturers (Boeing, Airbus, Bombardier, etc.). Seats and seat components are subject to dynamic, static, abuse and cycle loads, which are any emergency landing loads and operational loads. In this study, the new seat backrest model was subjected to loads of, 1340N and 890N from the front, side and rear location to check displacement limits and structural failure according to SAE ARP 5526D Standards.
In this study, aircraft seat backrest 3D model was designed by CATIA tools. For finite element model, HYPERMESH tools was used to assign mesh and combination of model nodes. The model was designed as a shell and a suitable element assigned. This model was suited and ready on ANSYS-Workbench finite element analysis program. ACP tool used to model composite center model of seat back sturcuture. The material designation is based on material characterization which carbon prepereg composite coupon test was applied by tensile tests according to ASTM 3039D Standards. After definition of material properties, test data's got used for material characterization in the program of finite element analysis. 
In this study, it is aimed to perform composite material tensile tests as close to ASTM 3039D standards and material characterization with the results obtained from tests. This test method is used to determine the in-plane tensile properties of reinforced polymer matrix composite materials with high modulus fibers. According to ASTM 3039D, this method is designed to achieve tensile properties. In addition, this study provides support for research and development, quality assurance, structural design and analysis of products. This method also gives information about the criteria that can affect the material withdrawal values and the reporting of the materials.
In the ACP module, composite prepereg orientation, thickness, fiber directions and layer directions and connections are modeled. Boundary conditions and loading points were defined and parametric analysis studies were conducted for the passenger composite seat backrest. The main objective is to identify models with minimum weight and minimum factor of safety. It was decided that two different models for the aluminum profile and composite center part of seat back with minimum weight. 
While, It was decided that two different models could be at minimum weight for aluminum profile and composite, it has been determined that the structure is weakened due to weigh reduction for middle area. So ,advantages and disadvantages of the same model compared to the full and weight reduction designs have been evaluated. It was found out that the 10-layer mid-hollow model faced with composite damage. Also, 10-layer full-filled model of composite damage analysis was performed with to obtain an idea about the model. Although the damage analysis was lower in the 10-layer full-filled model, the matrix layers still are damaged. The 12-layer mid-hollow model remained within the composite damage limits.
It was analysis of best models according to Modal analysis. Two critical design parameters have been determined for the composite backrest system which is subjected to abuse load tests under SAE 5526D standards. 12-layer 0.20 mm thickness and 2.25 mm aluminum profile composite model with 10-layer 0.20 mm thickness and 2.5 mm aluminum profile composite model for the point mass assignment was made by mode shape will be examined. These are the headrest, cushion, seat cover, monitor, monitor frame, monitor bezel, meal table and plastic backrest. Natural frequency ranges are given in certain parts of the human body. Since the backrest system covers the waist area of the human body, the value of 10-12 Hz is the comfort parameter for resonance. According to mode shapes, it can be interpreted that the passenger does not suffer from health problems.
As a result, determined best option of secure safety factor and lightest model for the backrest system with respect to SAE ARP 5526D standards, which are determined by the Civil Aviation Authorities.