Uçak gövdesi kiriş yapılarında kullanılan hafifletme deliklerinin şekil eniyilemesi

Abstract

Havacılık endüstrisi için havacılık yapılarında ağırlık azaltımı her zaman çok büyükönem taşımıştır. Ana taşıyıcı havacılık yapılarında (kanat kiriş, gövde çerçeve, gövdekiriş vb.) kenarı güçlendirilmiş hafifletme deliklerinin kullanımı ağırlık azaltımı içinsıklıkla kullanılan bir yöntemdir. Bu tezde, yapısal mukavemeti ve burkulmastabilitesi ihlal edilmeden, T-625 Özgün Helikopter'in üst gövdesinde yanal olarakkonumlanmış metalik gövde kirişinde bulunan hafifletme deliklerinin şeklieniyilenmiştir. İstenilen yanıtlar hesapsal maliyeti yüksek olan sonlu elemanlaranalizleriyle elde edildiği için vekil model tabanlı eniyileme yaklaşımı kullanılmıştır.Vekil modeller maksimum von Mises gerilme değeri, minimum burkulma özdeğerive yapısal ağırlık için oluşturulmuştur. Çoklu başlangıç noktası yaklaşımı ile birlikteMATLAB'ın kısıtlı doğrusal olmayan çok değişkenli eniyileme fonksiyonukullanılmıştır. Kiriş üzerindeki deliklerin özdeş olduğu durum ile kiriş merkezindengeçen eksene göre simetrik oldukları durum ayrı ayrı incelenmiştir. Sonuç olaraksözkonusu yapının ağırlığı yapısal dayanım ve stabiliteden feragat etmeden ilktasarıma göre özdeş delikli eşit aralıklı durumda %8.69, özdeş olmayan delikli farklıaralıklı durumda ise %10.5 kadar azaltılmıştır. Özdeş delikli eşit aralıklı problemin çözümü olarak elde edilen eniyilenmiş tasarımda deliklerin dairesellikten çok fazlauzaklaşmadığı, dikey eksende daralırken yatay eksende genişledikleri görülmüştür.Özdeş olmayan delikli farklı aralıklı problem için ise elde edilen eniyilenmiştasarımda merkezden uca ilerledikçe delik şekillerinde daireselleşme görülmektedir,bunun sebebi uç deliklerde gözlemlenen gerilme yığılmasının azaltılmasıdır. Sonolarak ağırlık azaltımını destekleyecek şekilde merkez delik hariç diğer deliklerdeyatay 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., wingribs, fuselage frame webs, and fuselage longerons) is a widely used approach toachieve weight savings. In this thesis, the lightening hole shapes in a metallicfuselage beam located laterally on the upper deck of Turkish Light Utility Helicopter(TLUH) is optimized for minimum structural weight, such that the structural strengthand stability are maintained at certain levels. Since structural responses are computedthrough computationally expensive finite element analyses, surrogate basedoptimization approach is followed. Surrogate models are constructed for themaximum von Mises stress, the minimum buckling eigenvalue and the structuralweight. Constrained nonlinear multivariable optimizer of MATLAB is used alongwith a multiple starting point approach for optimization. Optimization of thelightening holes on the beam is handled in two different cases: identical holes equaldistance and non-identical holes non-equal distance assumptions. It is found that thestructural weight of the fuselage beam can be reduced by 8.69% in identical holeequal distance assumption and 10.5% in non-identical hole non-equal distance assumption compared to the initial design without sacrificing structural strength orstability. Optimum design of the identical hole equal distance problem shows thathole shapes are not significantly diverged from circular shapes. While it is observedthat holes are enlarged horizontally, and shrunk vertically. When the design that isaccepted as the optimum for the non-identical hole non-equal distance problem, itcan be clearly deduced that hole shapes get more circular while moving from beamcenter to the tip in order to avoid stress concentration around the tip holes. Finally, tosupport the weight reduction, horizontal radii of the holes are increased and reachedto the upper limit except for the central hole.