Bilgisayar Destekli Mühendislik

Bu site sonlu elemanlar analizi üzerine hazırlanan eğitim notları ve makalelerin paylaşılması için Caner Özgür Özbaşlı tarafından hazırlanmıştır.
Herkese faydalı olması dileğiyle...

Sonlu elemanlar konularında eğitim almak isteyenler, projelerine tecrübeli destek arayanlar
bidemcae@gmail.com adresine mail atabilir.

Desteklenen Yazılımlar

- Ansys Classic
- Ansys Workbench
- Catia
- Abaqus

Analiz Çeşitleri

- Lineer ve Nonlineer Statik Analiz
- Titreşim Analizi
- Burkulma Analizi
- Termal Analiz
- Akışkan Analizi
- Yorulma Analizi

Bu gadget'ta bir hata oluştu

9 Ağustos 2009 Pazar

Ansys Model Uçak Kanadı Analiz Raporu

Caner Özgür Özbaşlı

Model Uçak Kanadı Analiz Raporu

1. GİRİŞ

Bu çalışmada, alüminyum malzemeden üretilmiş bir model uçak yarı kanadının imal edilmesi durumunda uçuş esnasında oluşacak yüklerin ANSYS 9.0 yazılımı ile statik incelemesi yapılmıştır. Uçağın maksimum ağırlığı 50 N olarak verilmiştir. Uçağa en fazla 2g şiddetinde bir normal manevra ivmesi geleceği hesaplanmıştır. Bu hesap çerçevesinde yarı kanada gelecek toplam 25 N luk yüke artı olarak manevra ivmesi sonuca oluşacak yükte göz önüne alınarak yapısal bir analiz yapılmıştır. Yük dağılımı parabolik olarak uygulanmış ve elde edilecek sonucun gerçeğe yakınlığı sağlanmıştır.

Yapılan literatür araştırmasında 50 N ağırlığa sahip bir model uçağın yarı kanat uzunluğunun 800 mm civarında olması gerektiği görülmüştür.

Hem geometrinin oluşturulmasında hem sonlu elemanlar çözüm ağının atanmasında ANSYS 10.0 kullanılmıştır.

Şekil 1.1 Model Uçak Örneği

2. GEOMETRİ, MALZEME VE YÜKLER

Geometri oluşturulurken, bize verilen kanat profilinin koordinatları ile noktalar oluşturulmuş ve bu noktalar spline komutu ile birleştirilerek kanat profili elde edilmiştir. Geometri oluşturulurken SI birim sistemine bağlı kalınmış uzunluk birimi olarak milimetre temel alınarak çalışma yapılmıştır.

Şekil 2.1 Kanat Profilini Koordinatları

Şekil 2.2 Kanat Modeli

Oluşturulan kanat modelinde kabuk kalınlıkları farklılık göstermektedir. Ön spar için kalınlık 1 mm iken kalan diğer kalınlıklar 0,8 mm olarak kullanılmıştır.

Kanat ağırlığının hafif olması için alüminyum veya kompozit malzeme kullanılması gerektiği öngörülmüştür. Yapılan literatür araştırmasında uygun olan kompozit malzemelerin yoğunluklarının alüminyuma oranla çok düşük olmadığı görülmüş ve üretimi ile kullanılışlığı göz önüne alınarak alüminyum malzemenin kullanılmasına karar verilmiştir.

Tablo 2.1 Malzeme İçeriği

Bileşen

%

Bileşen

%

Bileşen

%

Al

90.7 – 94.7

Fe

Maks. 0.5

Ti

0.15

Cr

Maks. 0.1

Mg

1.2 – 1.8

Zn

0.25

Cu

3.8 - 4.9

Mn

0.3 – 0.9

Si

Maks. 0.5

Tablo 2.2 Malzeme Genel Özellikleri

Yoğunluk

d = 2780 kg/m3

Elastisite Modülü

E = 73.1 GPa

Poisson Oranı

ρ = 0.33

Akma Gerilmesi

Sigma = 393 Mpa

Ani rüzgâr değişikleri sonucu oluşacak yükler göz önüne alınarak emniyet katsayısı n 1,5 olarak belirlenmiştir.

Yarı kanat modeline verilen yük aerodinamik olarak gerçekliği yansıtması için açıklık boyunca parabolik değişecek şekilde yüklenmiştir.

Uçağa en fazla 2g şiddetinde bir normal manevra ivmesi geleceği hesaplanmıştır.

Şekil 2.3 Açıklık Boyunca Yük Dağılımı

Kanadın uçak gövdesine bağlanacağı kısımdan ankastre mesnet verilmiştir. Yük ise açıklık boyunca parabolik değişime uygun olarak noktalara kuvvet olarak verilmiştir. Veter boyunca yük değişimi uniform alınmıştır.

Şekil 2.4 Yükler ve Mesnet

3. SONLU ELEMAN MODELİ

Modelleme yapılırken SHELL 93 kabuk elemanı kullanılmıştır.

SHELL 93 eleman sekiz düğüm noktasına sahiptir ve her düğüm noktasında altı serbestlik derecesi vardır bunlar; x, y ve z yönlerinde ötelenme ve dönme serbestlikleri vardır. Eleman, plastiklik, yüksek yer değiştirme, katılık gibi özelliklere sahiptir. Eleman lineer, elastik ve isotropik kabul edilebilir. Ayrıca eleman tabaka atanarak kompozit yapı oluşturmaya uygundur. Sparların ve kanat yüzeyinin oluşturulmasında kullanılmıştır. Genel yapısı Şekil 3.1’ de görülmektedir.

Şekil 3.1 Sonlu Eleman Geometrisi

Çözüm ağı oluşturulurken kanat profili kesiti boyunca bütün çizgiler 3 mm aralıklarla bölünmüştür. Kanat açıklığı boyunca bulunan çizgiler ise 10 mm aralıklarla bölünmüştür.

Kanat modeli için çözüm ağında 19759 düğüm noktası ve 6640 eleman bulunmaktadır.

Şekil 3.2 Çözüm Ağı İçin Bölünen Çizgiler

Şekil 3.3 Oluşturulan Çözüm Ağı

4. ANALİZ SONUÇLARI

Bu çalışmada ön spar kalınlığı 1 mm ve arka spar ile kanat yüzeyi kalınlığı 0,8 mm olan bir model uçak yarı kanadının analizi yapılmıştır. SI birim sistemine bağlı olarak yer değiştirmeler milimetre olarak ve gerilmeler MPa olarak bulunmuştur.

Tablo 4.1 Analiz Sonuçları

X Yönünde Maksimum Yer Değiştirme

0.025903 mm

Y Yönünde Maksimum Yer Değiştirme

3.066 mm

Z Yönünde Maksimum Yer Değiştirme

0.044438 mm

Maksimum Gerilme (Von Mises)

19.754 MPa

Hata Oranı

0.001604

Şekil 4.1 Y Yönündeki Yer Değiştirme

Şekil 4.2 Yer Değiştirmenin Vektörsel Görünümü

Şekil 4.3 Von Mises Gerilme Dağılımı

Şekil 4.4 Hata Oranı

5. SONUÇLAR VE TARTIŞMA

Model uçağın yarı kanat statik analizinin yapıldığı bu çalışmada sonlu elemanlar yöntemini kullanan ANSYS yazılımından yararlanılmıştır.

Analizde ince cidar kullanıldığından kabul eleman olarak modelleme yapılmıştır. Çalışmamızda kanadın, yüklemeler altında oluşacak maksimum gerilmesinin emniyet gerilmemizi geçmemesi ve ağırlık bakımından hafifliği önemlidir.

Emniyet Gerilmesi = Akma Mukavemeti / Emniyet Katsayı

è Emniyet Gerilmesi = 393 MPa / 1.5

è Emniyet Gerilmesi = 262 MPa

Modelimizde oluşan maksimum gerilme, 19,754 MPa`dır ve emniyet gerilmesini geçmemiştir.

Maksimum yer değiştirme 3,066 mm gibi küçük bir değer çıkmıştır.

Önemli olan diğer bir faktör olan ağırlık 4,2058 Newton bulunmuştur. Uçağın toplam ağırlığı 50 Newton olduğuna göre kanat ağırlığımızın hafifliği görülmektedir.

Yapılan yapısal analiz sonucunda yarı kanadın 50 Newton ağırlıktaki bir model uçakta akmaya uğramadan güvenle kullanılabileceği görülmüştür

Hiç yorum yok:

Yorum Gönder