Uçak Kanatlarının Tasarımı ve Sonlu Elemanlar Yöntemiyle Yapısal Analizi

Kanat uçağın kaldırma kuvveti üreten bileşenidir. Kanat uçağın mevcut ağırlığından dolayı meydana gelen yer çekimi kuvvetini, ürettiği kaldırma kuvveti ile yener ve uçağın havada kalmasını sağlar. Kanat sahip olduğu aerodinamik profiller sayesinde kaldırma kuvveti üretir. Uçak kanadı için gerekenler yüksek rijitlik, yüksek dayanım, yüksek tokluk ve düşük ağırlıktır. Kaburga(Ribs) ve kiriş(Spars) kullanarak uçak kanadı tasarımı, 3D modelleme yazılımı CATIA V5R21 yardımıyla yapılmıştır. Uçak kanatları için kullanılan malzemeler çoğunlukla Alüminyum alaşımlarıdır. Bu araştırmada Alüminyum alaşımın Al 2024-T3 yanı sıra Epoxy Carbon UD1* (395 GPa), Epoxy S-Glass UD1*, Epoxy E-Glass UD1*, Epoxy Carbon Woven (395 GPa) gibi kompozit malzemeler kullanıldı. (1* UD: Unidirectional) Yük uygulanarak oluşan gerilmelerin belirlenmesi için statik analiz yapıldı. Kanadın üzerine gelen titreşimlerin frekanslarını, yönlendirilmiş deformasyonları ve frekanslardan kaynaklanan gerilmeleri belirlemek için, modal analiz yapıldı. Deformasyon ve yük çarpanını belirlemek için burkulma analizi yapıldı. Bütün sonuçlar kıyaslanarak kanat yapımı için en uygun malzemenin seçilmesi sağlandı. Analizlerin tamamı bir sonlu elemanlar paketi olan ANSYS programında yapıldı. Bütün analizler tamamlandıktan sonra literatürde yapılmış daha önceki testler ile kıyaslanarak farklı kanat profili ve malzemeler kullanmanın olumlu ve olumsuz yönleri belirlendi.  

The wing is the component of an aircraft that generates lift. The wing overcomes the gravitational force caused by the aircraft's weight with the lift it generates, enabling the aircraft to remain airborne. The wing generates lift thanks to its aerodynamic profiles. The requirements for an aircraft wing are high rigidity, high strength, high toughness, and low weight. Aircraft wing design using ribs and spars was performed using 3D modeling software CATIA V5R21. The materials used for aircraft wings are mostly aluminum alloys. In this research, in addition to the aluminum alloy Al 2024- T3, composite materials such as Epoxy Carbon UD1* (395 GPa), Epoxy S-Glass UD1*, Epoxy E-Glass UD1*, and Epoxy Carbon Woven (395 GPa) were used. (1* UD: Unidirectional) Static analysis was performed to determine the stresses generated by applying load. Modal analysis was performed to determine the frequencies of vibrations acting on the wing, the directed deformations, and the stresses resulting from the frequencies. Buckling analysis was performed to determine the deformation and load factor. All results were compared to select the most suitable material for wing construction. All analyses were performed in the ANSYS program, a finite element package. After all analyses were completed, the advantages and disadvantages of using different wing profiles and materials were determined by comparing them with previous tests in the literature.