Blast yükü altındaki sandviç kompozit panellerin mekanik davranışının sayısal ve deneysel olarak hesaplanması
Numerical and experimental calculation of mechanical behavior of sandwich composite panels under blast loading
Yazar: YUNUS EMRE SERTTAŞ
Danışman: DR. ÖĞR. ÜYESİ DEMET BALKAN
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2023
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Savunma ve Savunma Teknolojileri = Defense and Defense Technologies ; Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering

Özet:
Kompozit yapıyı, iki veya daha fazla farklı malzemenin istenen özelliklerini ön plana çıkararak bir araya getirilmesi olarak tarif edersek, çok eski çağlarda dahi kompozit malzemelerin kullanıldığını söyleyebiliriz. Kompozit malzemeler günümüzdeki popülaritesini ve yaygın kullanımını yeni keşfedilmiş olmasına değil malzeme ve üretim teknolojilerinin gelişmiş olmasına borçludur. Havacılık ve uzay sektörünün bu gelişmelerde başı çektiği göz önünde bulundurulduğunda; kompozit malzemelerin ileri seviye ihtiyaçlara çözüm ürettiği rahatlıkla söylenebilir. Çünkü daha hafif ve daha sağlam yapılar hava ve uzay araçlarının birincil ihtiyacıdır. Bu ihtiyacı karşılamak için yapısal tasarım mühendisleri yük akışının zayıf olduğu yerlerden malzeme eksiltirken, yükün fazla olduğu yerlere malzeme takviyesi yapmaktadırlar. Geleneksel malzemeler ve üretim metodları bu yöntemi bir yere kadar desteklemektedir. Kompozit malzeme teknolojisinin malzemenin iç yapısına müdahale etme ve daha küçük ölçekte farklı malzeme kullanım imkanı mühendislerin optimum tasarıma erişmesine yardımcı olmaktadır. Her ne kadar günümüzde en yaygın olarak havacılık ve uzay sektöründe kullanılsa da kompozit yapılar, gemicilik, inşaat, otomotiv vb. sektörlerde de kullanılmaktadır.
Kompozit yapıların bir alt elemanı olarak ifade edebileceğimiz sandviç kompozit yapılar, geleneksel yapılara göre daha yüksek dayanıma sahip ve hafif olması, bunun yanı sıra monolitik kompozit yapılara göre daha yüksek burkulma direncine sahip olmasından ötürü havacılık sektöründe gün geçtikçe daha yaygın kullanım alanı bulmuştur. Temelde iki yüzey levhası arasına görece oldukça hafif çekirdek malzemenin yerleştirilmesiyle elde edilen kompozit yapılar; yükleme durumunda bir I kirişi ile çok benzer davranış gösterir. Yüzey levhaları çekme ve basma yükünü karşılarken, çekirdek kayma yüküne karşı direnç gösterir. Düzleme dik yüklemelerde ise I kirişe göre daha homojen bir dayanıma sahiptir. Sandviç yapılarda yüzey levhası olarak en fazla aluminyum alaşımlar ve fiber takviyeli kompozitler tercih edilmektedir. Çekirdek malzemesi olarak da petek yapı, köpük veya balsa tercih listelerinin en üst sıralarında yer alır. Havacılık sektöründe karbon fiber takviyeli epoksi levhalar ile balpeteği yapılar yaygın kullanıma sahiptir. Özellikle yüksek burkulma ve yorulma dayanımından ötürü hava araçlarının dış panellerinde kullanılmaktadır ve ses hızının üzerinde hareket eden araçlarda döngüsel olarak yüksek basınç yüklemesine maruz kalmaktadır. Ayrıca yüksek sönümleme kabiliyetinden ötürü iniş takımı tekerlekleri gibi patlama durumunda çevresine blast yüklemesi yapabilecek ekipmanların koruma panellerinde kullanılır.
Bu çalışmada blast yükü altındaki karbon fiber takviyeli epoksi levhalara ve balpeteği çekirdek yapısına sahip sandviç kompozit panellerin blast yüklemesi altındaki mekanik davranışının sayısal ve deneysel olarak incelenmesi hedeflenmiştir. Bu
xxiv
hedefe yönelik olarak karbonfiber kompozit yapılar mekanik davranışı üzerine kapsamlı bir literatür araştırması yapılmış; teorik ve deneysel çalışmalar detaylı olarak incelenmiştir. Ardından katmanlı kompozit yapıların mekaniği üzerine teorik çalışmalar yapılmış ve çalışmada kullanılan temel denklemler elde edilmiştir. Katmanlı kompozit yapılar için geliştirilmiş 2 boyutlu ve 3 boyutlu teoriler ile ilgili bilgi verilmiştir. Sandviç yapılarda kullanılan çekirdek yapılar araştırılmış ve projede incelenecek olan petek çekirdek yapısının mekanik özellikleri detaylı olarak incelenmiştir. Blast yük profilinin elde edilmesi ve yükün ölçeklendirilmesi için literatürde kullanılan yaklaşımlar değerlendirilmiş ve teorik çalışmalarda kullanılacak fonksiyonlara karar verilmiştir.
Yapılan teorik çalışmalar sonucunda elde edilen sonuçların deneysel olarak sınanması için hazli hazırda bulunan deney düzeneği basit mesnetli plaka sınır koşullarına göre revize edilmiştir. Literatür araştırması ve sayısal çalışmalar sonucunda çekirdek kalınlığı, çekirdek yoğunluk ve çekirdek tipi sayısal ve deneysel olarak incelenecek parametreler olarak belirlenmiştir. Bu parametrelerin deneysel olarak inceleneceği numunelerin üretileceği malzemeler ve üretim metodlarını belirlemek adına çalışmalar yapılmıştır. Sandviç panellerin yüzey levhalarının kalınlığını belirlemek amacıyla, farklı kalınlıklarda monolitik karbonfiber kompozit plaklar üretilmiş ve F-16 uçağının ön tekerinin lastik basıncı değerindeki blast yükü altında plakların mekanik davranışları plak merkezine yerleştirilen gerinim pulları yardımıyla ölçülmüştür. Deneylerden alınan veriler sonucunda tüm numunelerde 1.472 mm kalınlığında karbonfiber kompozit yüzey levhası kullanımının uygun olduğuna karar verilmiştir.
Yüzey levhası kalınlıklarının belirlenmesiyle birlikte asıl deneylerde test edilecek sandviç kompozit plakların üretimine başlanmıştır. Numune geometrileri oluşturulmuş ve istenen malzeme özelliklerinin elde edilmesi için gereken sınır koşullarda üretimler gerçekleştirilmiştir. Üretilen numunelerin her birinin merkezine ve köşesine birer 3-eksenli gerinim pulu yerleştirilmiştir. Numuneler teker teker deney düzeneğine basit destekli sınır koşuluna uygun olacak şekilde yerleştirilmiş; her bir plak üzerine aynı basınç profiline ve şiddete sahip olacak şekilde blast yüklemesi yapılmıştır. Gerinim pulları üzerinden eş zamanlı ve yüksek çözünürlükte alınan datalar bilgisayar ortamında anlamlı verilere dönüştürülmüştür. Veriler incelenirken gerinim pullarının kopması sonucu veya rüzgarın etkisi ile ortaya çıkan bozulmalar değerlendirmelere dahil edilmemiştir. Bu deneylerden elde edilen değerler teorik formüllerden elde edilen değerler ile kıyaslanmış ve deney sonuçlarına dair kaba bir hata hesabı yapılmıştır.
İlk tur deneylerinin ardından analiz çalışmaları için gereken plak üzerine etkiyen basınç profilini elde etmek amacıyla üç numune üzerine gerinim pullarına ek olarak basınç sensörü yerleştirilmiştir. Bu üç numune üzerinde önceki deneyler ile aynı sınır koşullarına sahip olacak şekilde blast yüklemesi deneyleri tekrar edilmiştir. Deneylerden alınan veriler vasıtası ile basınç yük profilinin hem zamana hem de konuma bağlı olarak değişimini ifade eden eğri denklemi çıkarılmıştır. ABAQUS programı vasıtası ile deneylerde incelenen plakların üzerine sırasıyla bu eğri denkleminden elde edilen basınç profili uygulanmıştır. Programda plaklar, deneylerde olduğu gibi basit destekli plak sınır koşullarına göre mesnetlenmiştir. Plaklarda kullanılan karbonfiber kompozit ve balpeteği çekirdek yapılarının mekanik özellikleri temin edilen firmaların kalifikasyon deneyleri ile elde ettikleri veri listelerinden çekilmiş ve programda her katman için ayrı ayrı tanımlanmıştır. Deneylerde plaka merkezinden elde edilen gerinim değerleri ile analizlerde aynı noktada elde edilen gerinim değerlerinin zamana bağlı değişim profilleri grafikler yardımı ile
kıyaslanmıştır. Aynı zamanda yine ABAQUS programı vasıtası ile üç farklı çekirdek kalınlığına sahip sandviç kompozit plakların ayrı ayrı modal analizleri yapılmış ve doğal frekans değerleri elde edilmiştir.
Sayısal ve deneysel çalışmalardan elde edilen veriler kapsamlı olarak değerlendirilmiş ve yorumlanmıştır. Teoride yapılan kabullerin sandviç kompozit plakların mekanik davranışına olan etkisi deneysel çalışmalardan alınan sonuçların ışığında incelenmiş ve hata payları ortaya koyulmuştur. Son olarak da bu çalışma ile blast yükünün sandviç kompozit plaklara olan etkisini incelemeye ve detaylandırmaya yönelik yapılacak olan çalışmalar için tavsiyelerde bulunulmuştur.

Abstract:
If we describe the composite structure as bringing together two or more different materials to get their desired properties, we can say that composite materials were used even in ancient times. Composite materials owe their popularity and widespread use to the fact that the materials and production technologies are advanced, not to the fact that they are newly discovered. Considering that the aviation and space industry is leading the way in these developments; It can be easily said that composite materials produce solutions for advanced needs. Because lighter and stronger structures are the primary need of air and space vehicles. In order to meet this need, structural design engineers reduce material from areas where load flow is weak and add material to areas where load flow is high. Traditional materials and production methods support this procedure to some extent. The possibility of composite material technology to interfere with the internal structure of the material and to use different materials on a smaller scale helps engineers to reach the optimum design. Although it is most commonly used in the aviation and space industry today, composite structures are also used in other industries such as shipping, construction, automotive etc.
Sandwich composite structures, which we can express as a sub-element of composite structures, have found more and more widespread use in the aviation industry due to their higher strength and lightness compared to traditional structures, as well as higher buckling resistance than monolithic composite structures. Composite structures, which are basically obtained by placing relatively light core material between two facesheets; behaves very similarly to an I-beam in the loading condition. The core resists shear load, while the facesheets meet the tensile and compressive loads. In perpendicular loading, it has a more homogeneous strength compared to the I beam. Aluminum alloys and fiber reinforced composites are mostly preferred as facesheet in sandwich structures. As a core material, honeycomb structure, foam or balsa are at the top of the preference lists. Carbon fiber reinforced plastic facesheets and honeycomb cores are widely used in the aviation industry. It is especially used on the outer skin panels of aircraft due to its high buckling and fatigue strength, and it is subjected to cyclically high pressure loading in vehicles moving above the speed of sound. In addition, due to its high damping ability, it is used in the cover panels of equipment that can generate blast load around it in case of explosion, such as the wheels of the landing gear.
In this study, it is aimed to numerically and experimentally analyze the mechanical behavior of sandwich composite panels with carbon fiber reinforced plastic facesheets and honeycomb core structure under blast loading. For this purpose, a comprehensive literature search was conducted on the mechanical behavior of carbon fiber composite structures, and theoretical and experimental studies were examined in detail. Then, theoretical studies on the mechanics of layered composite structures were made and the basic equations used in the study were obtained. Information about 2D and 3D theories developed for layered composite structures is given. The core materials that used in sandwich structures were researched and the mechanical properties of the honeycomb core structure which is analized experimentally in the project were examined. The approaches used in the literature for obtaining the blast load profile and scaling the load were evaluated and the functions to be used in theoretical studies were decided.
In order to experimentally test the results obtained as a result of the theoretical studies, the existing experimental setup was revised according to the simply supported plate boundary conditions. As a result of literature research and numerical studies, core thickness, core density and core type were determined as parameters to be examined numerically and experimentally. Studies have been carried out to determine the materials and production methods from which these parameters will be experimentally examined. In order to determine the thickness of the facesheets of the sandwich panels, monolithic carbon fiber composite plates of different thicknesses were produced and the mechanical behavior of the plates under the blast load at the tire pressure value of the front tire of the F-16 aircraft was measured with the help of strain gauges placed in the center of the plate. As a result of the data obtained from the experiments, it was decided that the use of carbon fiber composite facesheet with a thickness of 1.472 mm in all samples was appropriate.
With the determination of the facesheet thicknesses, the production of sandwich composite plates to be tested in the actual experiments was started. Sample geometries were created and production was carried out under the necessary boundary conditions to obtain the desired material properties. 3-axis strain gauges was placed in the center and corner of each of the produced samples. The samples were placed one by one in the experimental setup in accordance with the simply supported boundary conditions; Blast loading was performed on each plate with the same pressure profile and intensity. Simultaneous and high-resolution data taken over the strain gauges were transformed into meaningful data in the computer environment. While analyzing the data, the deteriorations that occur as a result of the rupture of the strain gauges or the effect of the wind were not included in the evaluations. The values obtained from these experiments were compared with the values obtained from the theoretical formulas and a rough error calculation was made regarding the experimental results.
After the first round of experiments, pressure sensors were placed on the three samples in addition to the strain gauges in order to obtain the pressure profile acting on the plate required for the analysis studies. Blast loading experiments were repeated on these three samples with the same boundary conditions as the previous experiments. By means of the data obtained from the experiments, the curve equation expressing the variation of the pressure load profile depending on both time and location has been derived. By means of the ABAQUS program, the pressure profile obtained from this curve equation was applied on the plates examined in the experiments, respectively. In the program, the plates are supported according to the simply supported plate boundary conditions as in the experiments. The mechanical properties of the carbon fiber composite and honeycomb core structures used in the plaques were drawn from the data lists obtained by the companies from the qualification tests and were defined separately for each layer in the program. The strain values obtained from the center of the plate experimentally and the time-dependent variation profiles of the strain values obtained at the same point in the analyzes were compared with the help of graphics. At the same time, by means of the ABAQUS program, separate modal analyzes of sandwich composite plates with three different core thicknesses were made and natural frequency values were obtained.
The data obtained from numerical and experimental studies have been comprehensively evaluated and interpreted. The effect of the assumptions and neglections made in theory on the mechanical behavior of sandwich composite plates was examined in the light of the results obtained from the experimental studies and the margins of error were revealed. Finally, with this study, recommendations were made for further studies to examine and detail the effect of blast load on sandwich composite plates.