Geri Dön

Effect of temperature on low velocity impact behaviourof glare material

Sıcaklığın glare malzemesinin düşük hızlı darbe davranışıüzerindeki etkisi

PDF İndir

  1. Tez No: 995234
  2. Yazar: BURHAN ÇETİNKAYA
  3. Danışmanlar: PROF. DR. İBRAHİM ÖZKOL, DR. İLHAN ŞEN
  4. Tez Türü: Doktora
  5. Konular: Uçak Mühendisliği, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2026
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.

Özet

Uçaklar, değişen çevresel faktörlere uyum sağlayarak, çok çeşitli operasyonel koşullarda güvenilir bir performans gösterecek şekilde tasarlanır. Bu faktörler arasında özellikle sıcaklığın etkisi önemli olarak öne çıkıyor. Uçak yapıları ister yerde park halinde olsun ister yüksek irtifalarda seyrediyor olsun, mevsimsel değişiklikler, coğrafi konum ve irtifa tarafından belirlenen çeşitli termal ortamlara maruz kalmaktadır. Bu koşullar, uçak yapılarını sıklıkla aşırı soğuk ve sıcağa maruz bırakır. Uçaklar yapılarının performans, güvenlik ve dayanıklılıktan ödün vermeden bu tür değişikliklere dayanabilen malzemelerin seçilmesini gerektirir. Uçak tasarımı, yapısal bütünlük, dayanıklılık, ağırlık azaltma ve maliyet etkinliği gibi kritik hususların dengelenmesini içerir. Havacılık ve uçak mühendisliğinde bu dengeyi sağlamak çoğu zaman bazı tavizler vermeyi gerektirir; bir özelliği iyileştirmek diğerlerini olumsuz etkileyebilir. Bu nedenle malzeme seçimi tasarım sürecinin temel taşlarından biri haline gelir. Yıllardır uçak performansını artırmak için yapısal ağırlığın azaltılmasına odaklanıldı. Bu çaba, alüminyum alaşımları, titanyum ve kompozitler gibi gelişmiş malzemelerin benimsenmesini sağlamıştır. Kompozit malzemeler yüksek eksenel mukavemetleri, görece hafiflikleri ve yorulmaya karşı dirençleri nedeniyle tercih edilmekle birlikte, düşük darbe dirençleri bir sınırlama olmaya devam etmektedir. Bu eksikliği gidermek için, optimum performans elde etmek amacıyla metallerin ve kompozitlerin istenen özelliklerini bir araya getiren Fiber Metal Laminantlar (FML'ler) bir çözüm olarak ortaya çıkmıştır. FML'ler, mukavemet, görece hafiflik, yanma direnci, yorulma özellikleri ve gelişmiş darbe ve hasara tolerans direncini dengelemek için tasarlanmış hibrit malzemelerdir. Bunlardan en önemlilerinden biri de havacılık mühendisliğinde büyük ilgi gören bir malzeme haline gelen GLARE (Cam Takviyeli Alüminyum Laminant)' dir. GLARE, üstün mekanik özellikleri, yorulma dayanımı, korozyon dayanımı ve darbe direnci sayesinde zorlu çalışma ortamlarında kullanıma uygundur. Ayrıca, değişen çevre koşullarında performans gösterebilme yeteneği onu modern uçak yapıları için ideal bir aday haline getirmektedir. GLARE, temel olarak çok ince (0.2-0.5 mm) alüminyum levhalar ve düzgün yapısal cam elyaflardan (S2 katmanları) oluşan hibrit kompozit malzemelerdir. GLARE, yüksek darbe dayanımı ve uzun ömürlü yorulma özellikleri nedeniyle uçağın kanat ve gövde kaplaması, kargo tabanı gibi birçok farklı bölümünde kullanılmaktadır. Havacılık uygulamalarında uçak yapılarında meydana gelen darbeler üç kategoriye ayrılabilir; Darbe olayları düşük hızlı darbe, yüksek hızlı darbe ve patlama olmak üzere üç grupta sınıflandırılır. GLARE yapısı hem metal hem de hibrit kompozit katmanlar içerdiğinden, darbe etkisi sonrasında plastik deformasyon, matris çatlakları, kompozit katmanlarda delaminasyon, metal tabakalarda burkulma ve katmanlar arası ayrılma gibi çeşitli hasar mekanizmaları ortaya çıkabilmektedir. Uçak kanatları ve gövdeleri, iniş, kalkış, yer manevraları ve bakımları sırasında darbe deformasyonlarının potansiyel bölgesi olduğundan, gövde ortamında bulunan bu malzemelerin darbe özelliklerinin incelenmesine ihtiyaç duyulmaktadır. Deneysel gözlemlere dayanarak, bu araştırma açık formülasyonlarla desteklenen analitik bir düşük hızlı çarpma modeli geliştirdi. Darbe süreci doğası gereği enerji dönüşümünü içerdiğinden, düşük hızlı çarpma sırasında çeşitli malzeme bileşenlerinin enerji sönümlemesi katkılarını değerlendirmek için bir enerji dönüşümü ve enerjinin korunumu yasaları kullanıldı. Bu yaklaşım, özellikle darbe senaryolarıyla ilişkili düzlem dışı (plakaya dik yönde yani vurucu takım doğrultusunda) deformasyonları analiz etmek için uygun olan Klasik Laminant Teorisi (CLT) kullanan bir yapısal çerçeve ile entegre edildi. Düşük hızlı çarpma, darbe ve delinme sürecini doğru bir şekilde simüle etmek için modele çeşitli değişiklikler zamana bağlı olarak dikkate alındı. CLT ile birlikte, von Kármán denklemleri, enerjinin korunumu yasası ve Newton'un hareket yasaları uygulandı. Darbe takımı (vurucu takım) için kütle, kuvvet ve darbenin süresi gibi temel parametreler analiz edildi. Hedef GLARE plaka için kritik faktörler arasında ortam sıcaklığı, istifleme sırası, GLARE panelinin kalınlığı, düzlem dışı deformasyon ve hasar (failure) mekanizmaları yer aldı. Düzlem dışı yer değiştirmeye karşılık gelen gerinim enerjisi, toplam emilen enerjiyi hesaplamak için delaminasyonla ilişkili enerji ile dengelendi. Modelde ayrıca kürleme sırasında meydana gelen kalıntı gerilimlerini ve gerinim oranı etkilerini de hesaba katıldı. Temas alanı, gerinim enerjisi, darbe kuvveti ve darbe süresi gibi parametreler için denklemler türetildi. Önerilen yarı statik (quasi-static) enerji dengesi modeli, önemli kütle darbeleri altında FML'lerin düşük hızlı darbe davranışını tahmin etmede yüksek düzeyde doğruluk gösterdi. Düzlemsel bir gerilim analizi kullanarak, model hasar dizilerini, maksimum sapmaları, enerji eşiklerini, darbe kuvvetlerini, hızları ve zaman tepkilerini hesapladı. FML'lerin dikkate değer darbe direnci, yalnızca cam takviyeli kompozitlerin daha yüksek gerinim oranları altında artan mukavemetine değil, aynı zamanda malzeme katmanları arasındaki sinerjik etkileşime de atfedilir. İç kompozit katmanlar darbe enerjisinin daha küçük bir kısmını emerken ve yükleri plakanın düzlemi boyunca yönlendirirken, dış metal katmanlar delaminasyonu kısıtlar ve kırılmadan önce önemli bir küresel deformasyon sergiler. Bu bulgular, FML'lerin darbe mekaniğini etkileyen temel parametreleri belirlemek için kritik öneme sahiptir. Gelişmiş darbe direnci için uyarlanmış FML'lerin geliştirilmesi giderek daha uygulanabilir hale geliyor ve bu da gelişmiş uygulamalar için FML malzeme tasarımında önemli ilerleme kaydedildiğini gösteriyor. Düşük hızlı çarpma modelinde, izotropik olduğu varsayılan alüminyum katmanlar için von Mises hasar kriteri uygulanır. Ancak, plastik deformasyonları simüle etmek için Johnson-Cook gibi standart gerinim oranına bağlı modeller GLARE' deki son derece ince alüminyum katmanlarına doğrudan uygulanamadığı için, bu çalışmada plastik bölgeye bir Ramberg-Osgood ilişkisi ile hesaplanır. Bu değişiklik, hem gerinim oranının akma dayanımı üzerindeki etkisini hem de hasardaki düşük gerinimin dikkate alınmasını sağlar. Bunun aksine, tek yönlü kompozit katmanlar için, özellikle elyaf ve matris hasar modlarını ele alarak, ana gerilimler ve gerinimler arasındaki etkileşimi hesaba katmak için Tsai-Hill hasar kriteri kullanılır. Bu tez kapsamında, özellikle GLARE 4A'nın aynı şartlarda darbe senaryolarına tabi tutulurken farklı sıcaklık koşulları altında davranışını araştırmaya ve sıcaklık etkisini modellemeye odaklanmaktadır. Özellikle, 1 mm, 1,68 mm ve 2,37 mm'lik üç laminant kalınlığı, -55 ° C, oda sıcaklığı, +50 ° C ve +70 ° C olmak üzere dört sıcaklıklarda değerlendirilmiştir. Bu koşullar, uçak yapılarının aşırı sıcak ve soğuk ortamlarını yani uçuş ve park sırasında karşılaşacağı ekstrem senaryolarımda simüle eder. GLARE' in bu koşullar altındaki enerji sönümleme kapasitesi ve darbe direnci dahil olmak üzere mekanik tepkisini inceleyerek, performansına ilişkin kapsamlı bilgiler sağlamayı amaçlamaktadır. ASTM Standartlarında yapılan testlere ek olarak, GLARE' in değişen sıcaklıklardaki darbe davranışını simüle etmek için MATLAB tabanlı bir hesaplamalı model geliştirilmiştir. Model, daha sonra deneysel sonuçlarla doğrulanan yer değiştirme, hasar durumu, hız ve enerji sönümlemesi gibi kritik çıktıları tahmin eder. Bu ikili yaklaşım, yalnızca kapsamlı fiziksel testlere olan bağımlılığı en aza indirmekle kalmaz, aynı zamanda daha yüksek verimlilik ve daha düşük maliyetle kısa sürede ek senaryoların analizinde kolaylaştırır. Bu araştırmanın bulgularının havacılık endüstrisi için değerli bir kaynak olarak hizmet etmesi ve GLARE' in çeşitli çevre koşullarında uygunluğu ve optimizasyonu konusunda rehberlik sunması beklenmektedir. Bu tez kapsamında, deneysel ve hesaplamalı yaklaşımlar arasındaki sapmayı en aza indirerek, GLARE gibi gelişmiş malzemelerin gelecekteki uçak tasarımlarında verimli bir şekilde kullanılabilmesi amaçlanmaktadır. Deneysel doğrulamanın hesaplamalı modellemeyle bütünleştirilmesi, performans, güvenlik ve maliyet verimliliğini korurken modern havacılık sanayinde etkili bir şekilde kullanılmasını sağlar.

Özet (Çeviri)

Aircraft are designed to perform reliably across a wide range of operational conditions, adapting to varying environmental factors. Among these factors, temperature effects stand out as particularly significant. Whether parked on the ground or cruising at high altitudes, aircraft structures are exposed to diverse thermal environments dictated by seasonal variations, geographic locations, and altitude. These conditions often subject aircraft materials to extremes of cold and heat, necessitating the selection of materials capable of withstanding such variations without compromising performance, safety, or durability. Aircraft design involves balancing critical considerations such as structural integrity, durability, weight reduction, and cost efficiency. In aerospace engineering, achieving this balance often entails trade-offs, where improving one attribute may negatively impact others. Material selection, therefore, becomes a cornerstone of the design process. Over the years, reducing structural weight has been a major focus to enhance aircraft performance. This effort has driven the adoption of advanced materials such as aluminum alloys, titanium, and composites. While composite materials are favored for their high strength, stiffness, and resistance to corrosion and fatigue, their low impact resistance remains a limitation. To address this shortcoming, Fiber Metal Laminates (FMLs) have emerged as a solution, combining the desirable properties of metals and composites to achieve optimal performance. FMLs are hybrid materials designed to balance strength, stiffness, lightweight properties, and enhanced impact resistance. A prominent example is GLARE (Glass Reinforced Aluminum Laminate), which has become a material of great interest in aerospace engineering. GLARE offers superior mechanical properties, fatigue strength, and resistance to impact, making it suitable for demanding operational environments. Moreover, its ability to perform under varying environmental conditions makes it an ideal candidate for modern aircraft structures. GLARE is a hybrid composite consisting of alternating thin aluminum layers and high-strength structural glass fibers, such as S2 glass. Owing to its superior impact resistance and excellent long-term fatigue performance, GLARE is utilized in various aircraft components, including wing and fuselage skins as well as cargo floor panels. In aerospace structures, impact events are generally classified into three main categories: low-velocity impact, high-velocity impact and explosion. Since GLARE consists of both metal and composite layers; damage types such as plastic deformation, matrix cracking, delamination in composite layers, buckling in metal layers and separation between different layers are observed as a result of impact effect. Since the skins of an aircraft is a potential zone of impact deformations during the landing, take-off, ground maneuvers and maintenance, it is needed to investigate impact properties of these materials which take place in the skin environment. Guided by experimental evidence, this study establishes an analytical framework for modeling impact-induced perforation in fiber metal laminates, formulated through a set of explicit governing expressions. Given that low velocity impact is fundamentally characterized by the redistribution and dissipation of mechanical energy, an energy-balance methodology was adopted to quantify the relative contributions of the individual laminate constituents to the overall energy absorption process. This analytical strategy was embedded within a structural mechanics formulation based on classical laminate theory, which is well suited for capturing the flexural and out-of-plane deformation characteristics associated with impact loading. To realistically represent the perforation process, the analytical model was extended through several enhancements. In addition to classic laminate theory, the governing framework incorporates the von Kármán plate equations to account for large deflections, the principle of energy conservation to track energy transfer mechanisms, and Newton's equations of motion to describe the dynamic response of the impactor. The projectile response was characterized by parameters including mass, impact force, and contact duration, while the structural response of the target laminate was evaluated in terms of service temperature, laminate stacking configuration, total thickness, transverse displacement, and progressive failure modes. The total absorbed energy was computed by equating the strain energy associated with out of plane deformation to the energy dissipated through delamination processes. The formulation further accounts for the presence of residual curing stresses arising from manufacturing and incorporates strain rate dependent material behavior. Closed-form expressions were derived for key quantities such as contact radius, strain energy components, impact force evolution, and impact duration. In addition, a stiffness degradation scheme was introduced to represent progressive damage accumulation within the laminate. The resulting quasi-static energy-based model demonstrated strong predictive capability in reproducing the low-velocity impact response of fibre metal laminates subjected to relatively high-mass impact conditions. Using a plane-stress analytical approach, the model successfully captured the sequence of damage events, peak transverse deflections, critical energy thresholds, impact forces, velocity histories, and time-dependent responses. Importantly, the analytical partitioning of absorbed energy among the laminate constituents provided valuable insight into the physical mechanisms governing impact resistance in fiber–metal laminates. The superior impact performance of FMLs is shown to originate not solely from the strain rate–enhanced strength of glass fiber composites, but also from the cooperative interaction between the metallic and composite layers. While the internal composite plies dissipate a limited fraction of the impact energy and redistribute the applied load predominantly into in-plane stresses, the external aluminum layers play a dominant role by constraining delamination and undergoing significant global plastic deformation prior to fracture. These findings highlight the critical parameters controlling impact behavior in FML systems and underscore the growing potential for tailoring laminate architectures to achieve enhanced impact resistance, thereby advancing the design of next-generation aerospace and structural materials. An essential aspect of the failure theory is the application of interactive static failure criteria to determine the precise moment at which a layer fails. The model applies a von Mises criterion for the aluminium layers, which are assumed to be isotropic. However, because standard strain rate‐dependent models, such as Johnson–Cook, are not directly applicable to the extremely thin aluminium layers in GLARE, this study adapts the approach by incorporating a Ramberg–Osgood relation. This modification captures both the influence of strain rate on yield strength and the lower strain at failure. In contrast, for the unidirectional composite layers, the Tsai–Hill criterion is employed to account for the relation between the principal stress and strains, specifically addressing fiber and matrix failure modes. This thesis specifically focuses on investigating the behaviour of GLARE 4A under different temperature conditions while subjected to identical impact scenarios. Specifically, three laminate thicknesses 1 mm, 1.68 mm, and 2.37 mm are evaluated across four temperature settings: -55°C, room temperature, +50°C, and +70°C. These conditions simulate real-world scenarios that aircraft structures experience extreme thermal environments. By examining GLARE's mechanical response, including its energy absorption capacity and resistance to damage under these conditions, the study aims to provide comprehensive insights into its performance. In addition to experimental tests, a MATLAB-based computational model is developed to simulate the impact behaviour of GLARE at varying temperatures. The model predicts critical outputs such as displacement, damage state, velocity, and energy absorption, which are then validated against experimental results. This dual approach not only minimizes the reliance on extensive physical testing but also enables the exploration of additional scenarios with greater efficiency and lower cost. The findings of this research are expected to serve as a valuable resource for the aerospace industry, offering guidance on the suitability and optimization of GLARE in diverse environmental conditions. By bridging the gap between experimental and computational approaches, this study lays a foundation for the efficient evaluation and application of advanced materials like GLARE in future aircraft designs. The integration of experimental validation with computational modeling ensures a robust framework for addressing modern aviation challenges while maintaining performance, safety, and cost efficiency.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    648927

    Balistik uygulamalarda kullanilan kompozit malzemelerin darbe davranişina değişik formlardaki vurucu uçlarin etkisi

    Effect of impactor noses in different forms on impact behaviour of composite materials used in ballistic applications

    SONAY DOĞAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2020

    Makine MühendisliğiDokuz Eylül Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. YUSUF ARMAN

  2. Tez No

    453497

    Kriyojenik ortam şartlarında filaman sarım CTP boruların düşük hızlı darbe sonrası hasar davranışının incelenmesi

    Investigation of damage behaviour of filament wound GFRP tubes after low velocity impact in cryogenic environmental conditions

    MUSTAFA ARAT

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2017

    Metalurji MühendisliğiSelçuk Üniversitesi

    Metalurji ve Malzeme Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MESUT UYANER

    YRD. DOÇ. DR. MEMDUH KARA

  3. Tez No

    104253

    Kaynak ısı girdisinin soğuk şekillendirilmiş S700 MC çeliğinin mekanik özelliklerine etkisi

    Effect of weld heat input on mechanical properties of cold formed S700MC steel

    ÖZKAN ESKİ

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2001

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    PROF. DR. SELAHADDİN ANIK

  4. Tez No

    923040

    Karbon elyaf takviyeli alüminyum plakalara (CARALL) grafen katkısının mekanik özelliklere etkisinin deneysel ve sayısal olarak incelenmesi

    Experimental and numerical investigation of the effect of graphene addition to carbon fibre reinforced aluminium plates (CARALL) on mechanical properties

    MUSTAFA DÜNDAR

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2024

    Makine MühendisliğiDüzce Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İLYAS UYGUR

    DOÇ. DR. ERGÜN EKİCİ

  5. Tez No

    177693

    Çift fazlı çeliklerin eroziv aşınma davranışı

    Erosive wear behaviour of dual phase steels

    ESEN DAĞAŞAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2007

    Makine MühendisliğiErciyes Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. DURMUŞ ODABAŞ

Geri Dön