Uçak gövdesi kiriş yapılarında kullanılan hafifletme deliklerinin şekil eniyilemesi / Yiğit Anıl Yücesan.

Tez (Yüksek Lisans)--TOBB ETÜ Fen Bilimleri Enstitüsü Temmuz 2018

Havacılık endüstrisi için havacılık yapılarında ağırlık azaltımı her zaman çok büyük
önem taşımıştır. Ana taşıyıcı havacılık yapılarında (kanat kiriş, gövde çerçeve, gövde
kiriş vb.) kenarı güçlendirilmiş hafifletme deliklerinin kullanımı ağırlık azaltımı için
sıklıkla kullanılan bir yöntemdir. Bu tezde, yapısal mukavemeti ve burkulma
stabilitesi ihlal edilmeden, T-625 Özgün Helikopter’in üst gövdesinde yanal olarak
konumlanmış metalik gövde kirişinde bulunan hafifletme deliklerinin şekli
eniyilenmiştir. İstenilen yanıtlar hesapsal maliyeti yüksek olan sonlu elemanlar
analizleriyle elde edildiği için vekil model tabanlı eniyileme yaklaşımı kullanılmıştır.
Vekil modeller maksimum von Mises gerilme değeri, minimum burkulma özdeğeri
ve yapısal ağırlık için oluşturulmuştur. Çoklu başlangıç noktası yaklaşımı ile birlikte
MATLAB’ın kısıtlı doğrusal olmayan çok değişkenli eniyileme fonksiyonu
kullanılmıştır. Kiriş üzerindeki deliklerin özdeş olduğu durum ile kiriş merkezinden
geçen eksene göre simetrik oldukları durum ayrı ayrı incelenmiştir. Sonuç olarak
sözkonusu yapının ağırlığı yapısal dayanım ve stabiliteden feragat etmeden ilk
tasarıma göre özdeş delikli eşit aralıklı durumda %8.69, özdeş olmayan delikli farklı
aralıklı durumda ise %10.5 kadar azaltılmıştır. Özdeş delikli eşit aralıklı problemin çözümü olarak elde edilen eniyilenmiş tasarımda deliklerin dairesellikten çok fazla
uzaklaşmadığı, dikey eksende daralırken yatay eksende genişledikleri görülmüştür.
Özdeş olmayan delikli farklı aralıklı problem için ise elde edilen eniyilenmiş
tasarımda merkezden uca ilerledikçe delik şekillerinde daireselleşme görülmektedir,
bunun sebebi uç deliklerde gözlemlenen gerilme yığılmasının azaltılmasıdır. Son
olarak ağırlık azaltımını destekleyecek şekilde merkez delik hariç diğer deliklerde
yatay yarıçapın üst sınıra dayandığı gözlenmiştir.

Weight saving from aircraft structures has always been important in aircraft industry.
Introducing flanged lightening holes to the primary aircraft structures (e.g., wing
ribs, fuselage frame webs, and fuselage longerons) is a widely used approach to
achieve weight savings. In this thesis, the lightening hole shapes in a metallic
fuselage beam located laterally on the upper deck of Turkish Light Utility Helicopter
(TLUH) is optimized for minimum structural weight, such that the structural strength
and stability are maintained at certain levels. Since structural responses are computed
through computationally expensive finite element analyses, surrogate based
optimization approach is followed. Surrogate models are constructed for the
maximum von Mises stress, the minimum buckling eigenvalue and the structural
weight. Constrained nonlinear multivariable optimizer of MATLAB is used along
with a multiple starting point approach for optimization. Optimization of the
lightening holes on the beam is handled in two different cases: identical holes equal
distance and non-identical holes non-equal distance assumptions. It is found that the
structural weight of the fuselage beam can be reduced by 8.69% in identical hole
equal distance assumption and 10.5% in non-identical hole non-equal distanceassumption compared to the initial design without sacrificing structural strength or
stability. Optimum design of the identical hole equal distance problem shows that
hole shapes are not significantly diverged from circular shapes. While it is observed
that holes are enlarged horizontally, and shrunk vertically. When the design that is
accepted as the optimum for the non-identical hole non-equal distance problem, it
can be clearly deduced that hole shapes get more circular while moving from beam
center to the tip in order to avoid stress concentration around the tip holes. Finally, to
support the weight reduction, horizontal radii of the holes are increased and reached
to the upper limit except for the central hole.