Farklı termal çevrimlere maruz bırakılmış alüminyum/alüminyum bal peteği sandviç kompozitlerin eğilme özelliklerinin belirlenmesi
Determination of bending characteristics of aluminum/aluminum honeycomb sandwich composites exposed to different thermal cycles
Yazar: EMRE KURT
Danışman: DOÇ. DR. MUSTAFA ÖZGÜR BORA
Kocaeli Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Makine Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2021
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering
Dizin: Alüminyum kompozitler = Aluminum composites ; Tabakalı kompozit levhalar = Laminated composite plates

Özet:
Uçuş süresi boyunca, bir savaş uçağının yapısal parçaları binlerce termal değişime maruz kalır. Bu çevresel etkiler nedeniyle, özellikle çekirdek/yüzey tabakasının ara yüz bölgesinde hasarlar meydana gelebilir. Bu çalışmada, savaş uçaklarının hareketli satıhlarında kullanılan AA3005-H19 alüminyum alaşımlı çekirdek/AA5754-H22 alüminyum alaşımlı (Al/Al) yüzey tabakasından meydana gelen bal peteği sandviç kompozitler, bir savaş uçağının görevi icrasında maruz kaldığı sıcaklık değişimleri simüle edilerek, uçuş saatlik bakım skalasındaki saatlik bakımlar referans alınıp klimatik kabinde 120 dakika boyunca -30 °C ile +40 °C arasında değişen sıcaklıklarda termal çevrime (0, 50, 150 ve 300 çevrim) maruz bırakılmıştır. Mühimmat dolu kanatlarda iniş, kalkış ve uçuş anında ekstra salınım meydana geldiği için uçağın yapısal parçalarına etki eden en etkin kuvvet eğilme kuvvetidir. Bu durumun deney ortamında en iyi simüle edilmiş hali üç nokta eğilme testi yöntemidir. Termal çevrime maruz bırakılmış malzemelere çevrim işleminden sonra ASTM C 393 standardına göre üç nokta eğilme testleri uygulanmıştır. Üç nokta eğilme testleri sonrasında numunelerin maksimum çekirdek kesme gerilmesi, yüzey gerilmesi, eğilme sertliği, enine kesme sertliği ve çekirdek kesme modülü değerleri tespit edilmiştir. Maksimum çekirdek kesme gerilmesi ve yüzey gerilmesi ASTM C393/C393M-16'daki, eğilme sertliği, enine kesme sertliği ve çekirdek kesme modülü ASTM D7250/D7250M-16'daki formüllere dayalı olarak hesaplanmıştır. Bu üç nokta eğilme testleri sonrasında numunelerde oluşan hasar mekanizmaları dijital kamera görüntüleme tekniği ile belirlenmiştir.

Abstract:
During flight time period, structural parts of an aircraft can be subject to thousands of such thermal cycles. Due to these environmental effects, damages can be occurred, especially at the interface region of core/face sheet. In this study, honeycomb sandwich composites consisting of AA3005-H19 aluminum alloy core / AA5754-H22 aluminum alloy (Al/Al) face sheet used on the moving surfaces of fighter aircraft, simulated the temperature changes that a fighter aircraft undergoes during its mission, and hourly maintenance is taken as reference and subjected to thermal cycling (0, 50, 150 and 300 cycles) at temperatures ranging from -30 ° C to +40 ° C for 120 minutes in the climatic cabin. The most effective force affecting the structural parts of the aircraft is the bending force, as extra oscillation occurs during landing, take off and flight in ammunition filled wings. The best simulated form of this situation in the experimental environment is the three-point bending test method. Three point bending tests according to ASTM C 393 standard were applied to the materials subjected to thermal cycling. After three point bending tests, core shear stress, facing stress, flexural stiffness, transverse shear rigidity and core shear modulus values of the samples were determined.  Core shear stress and facing stress were calculated based on formulas in ASTM C393/C393M-16, flexural stiffness, transverse shear rigidity and core shear modulus in ASTM D7250/D7250M-16. After three-point bending tests, damage mechanisms which are occurring in the honeycomb sandwich structures are detected by digital camera images.