Uçak gövdesi kiriş yapılarında kullanılan hafifletme deliklerinin şekil eniyilemesi

Abstract

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 distance assumption 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.