Bir Uçak Gövde Panelinin Yorulma Ömrüne Göçüklerin Etkisinin İncelenmesi

(1)

ĠSTANBUL TEKNĠK ÜNĠVERSĠTESĠ  FEN BĠLĠMLERĠ ENSTĠTÜSÜ

YÜKSEK LĠSANS TEZĠ

MAYIS 2014

BĠR UÇAK GÖVDE PANELĠNĠN YORULMA ÖMRÜNE GÖÇÜKLERĠN ETKĠSĠNĠN ĠNCELENMESĠ

Tez DanıĢmanı: Prof. Dr. Zahit MECĠTOĞLU Hossein FROOTAN

Uçak ve Uzay Mühendisliği Anabilim Dalı Uçak ve Uzay Mühendisliği Programı

Anabilim Dalı : Herhangi Mühendislik, Bilim Programı : Herhangi Program

(2)

(3)

MAYIS 2014

ĠSTANBUL TEKNĠK ÜNĠVERSĠTESĠ  FEN BĠLĠMLERĠ ENSTĠTÜSÜ

BĠR UÇAK GÖVDE PANELĠNĠN YORULMA ÖMRÜNE GÖÇÜKLERĠN ETKĠSĠNĠN ĠNCELENMESĠ

YÜKSEK LĠSANS TEZĠ Hossein FROOTAN

(511101115)

Uçak ve Uzay Bilimleri Anabilim Dalı Uçak ve Uzay Programı

Anabilim Dalı : Herhangi Mühendislik, Bilim Programı : Herhangi Program

(4)

(5)

Tez DanıĢmanı : Prof. Dr. Zahit MECĠTOĞLU ... Ġstanbul Teknik Üniversitesi

ĠTÜ, Fen Bilimleri Enstitüsü‟nün 511101115 numaralı Yüksek Lisans Öğrencisi Hossein FROOTAN, ilgili yönetmeliklerin belirlediği gerekli tüm Ģartları yerine getirdikten sonra hazırladığı “BĠR UÇAK GÖVDE PANELĠNĠN YORULMA ÖMRÜNE GÖÇÜKLERĠN ETKĠSĠNĠN ĠNCELENMESĠ” baĢlıklı tezini aĢağıda imzaları olan jüri önünde baĢarı ile sunmuĢtur.

Teslim Tarihi : 05 Mayıs 2014 Savunma Tarihi : 26 Mayıs 2014

Jüri Üyeleri : Prof. Dr. Vedat Ziya DOĞAN ... Ġstanbul Teknik Üniversitesi

Yrd. Doç. Dr. Mesut Kırca ... Ġstanbul Teknik Üniversitesi

(6)

(7)

(8)

(9)

ÖNSÖZ

Bu tez çalıĢmasında bana yardımcı olan değerli hocam Sn. Prof. Dr. Zahit MECĠTOĞLU ve eğitim hayatımda katkısı bulunan bütün değerli hocalarıma ve bu yolda beni maddi ve manevi olarak hiçbir zaman yalnız bırakmayan eĢim ve aileme teĢekkürü borç bilirim.

Mayıs 2014 Hossein FROOTAN

(10)

(11)

ĠÇĠNDEKĠLER Sayfa 1. GĠRĠġ ... 1 1.1 Tezin Amacı ... 1 1.2 Literatür AraĢtırması ... 2 1.3 Kapsam ve Yöntem ... 4

2. HAVA ARAÇLARINDAKĠ GÖÇÜKLER VE YAPISAL TAMĠR ... 7

2.1 Motivasyon ... 8

2.2 Havacılıkta Yapısal Tamir... 8

2.2.1 El kitapları ve tamir prosedürleri ... 10

2.2.1.1 Limit içi göçük tamiri ... 11

2.2.1.2 Limit DıĢı Göçük Tamiri ve Tamir Onay Yazısı (RAS) ... 13

2.2.2 Yapısal hasar ve uçuĢa elveriĢlilik ... 14

2.2.2.1 SAFA denetimleri ve yapısal hasarlar ... 15

2.2.2.2 Hava aracı uçuĢa elveriĢliliği ... 16

2.3 Uçaklarda Göçük OluĢumu ... 17

3. UÇAK YAPILARINDA YORULMA VE HASAR TOLERANSI ... 21

3.1 Yapısal Yorulma ve Havacılık ... 21

3.2 Uçak Tasarımı ve Yorulma ... 21

4. GÖÇÜKLERĠN UÇAK GÖVDE PANELĠ ÖMRÜ ÜZERĠNDEKĠ ETKĠSĠ 25 4.1 Amaç ... 25

4.2 Uçak Gövde Panelinin Modellenmesi ve Özellikleri ... 25

4.3 Uçak Gövde Panelinin Çözüm Ağının OluĢturulması ... 28

4.4 Uçak Gövde Panelinin Ömür Hesabı ... 29

4.5 Uçak Gövde Panelinin Göçük Sonrasında Ömür Hesabı ... 31

4.6 Uçak Gövde Panelinin Statik Deformasyona Tepkisi ... 37

5. SONUÇ VE ÖNERĠLER ... 41

5.1 ÇalıĢmanın Uygulama Alanları ... 41

5.2 Sonuçların Yapısla Tamir El Kitabı (SRM) ile kıyaslanması ... 42

5.2.1 Uzak Bölge Sonuçlarının Yapısal Tamir El Kitabı (SRM) ile kıyaslanması ... 42

5.2.2 Yakın Bölge Sonuçlarının Yapısal Tamir El Kitabı (SRM) ile kıyaslanması ... 43

5.3 Deformasyon Oranlarının Değerlendirilmesi ... 44

5.4 Sonuçların Değerlendirilmesi ... 45

KAYNAKLAR ... 47

(12)

(13)

KISALTMALAR

AMM : Aircraft Maintenance Manual EASA : European Aviation Safety Agency ECAC : European Civil Aviation Conference FH : Flight Hour

MPa : Mega Paskal mm : Milimetre

RAS : Repair Approval Sheet

SAFA : Safety Assessment of Foreign Aircraft SRM : Structural Repair Manual

(14)

(15)

ÇĠZELGE LĠSTESĠ

Sayfa

Çizelge 4.1 : AL 2024-T3 özellikleri... 26

Çizelge 4.2 : Gövde Paneli Analiz Sonuçları... 30

Çizelge 4.3 : Uzak Nokta (b>15) Analiz Sonuçları... 32

Çizelge 4.4 : Yakın Nokta (b<15) Analiz Sonuçları... 32

Çizelge 4.5 : Statik Deformasyon Ġçin Kullanılan Noktaların Koordinatları.... 37

Çizelge 4.6 : Yakın Bölge Analiz Sonuçları... 38

Çizelge 4.7 : Limit Bölge Analiz Sonuçları... 39

Çizelge 5.1 : Uzak Nokta (b>15) Analiz Sonuçlarının SRM ile KarĢılaĢtırılması... 43

Çizelge 5.2 : Yakın Nokta (b>15) Analiz Sonuçlarının SRM ile KarĢılaĢtırılması... 44

(16)

(17)

ġEKĠL LĠSTESĠ

Sayfa

ġekil 1.1 : SRM El Kitabı 53-00-00 Sayfa 19………... 4

ġekil 1.2 : Yapısla Tamir El Kitabı Bölüm………... 5

ġekil 2.1 : Derinlik Ölçer (Depht Gauge). ……… 10

ġekil 2.2 : Çerçeve ve Takviye KiriĢi Dizilimi………. 12

ġekil 2.3 : Göçük örneği……… 17

ġekil 2.4 : KuĢ çarpması örneği (Kanat)……… 18

ġekil 2.5 : KuĢ çarpması örneği (Burun)………... 18

ġekil 2.6 : KuĢların uçakla teması………. 19

ġekil 2.7 : Dolu çarpması……….. 19

ġekil 3.1 : Tasarım Kaynakları……….. 21

ġekil 3.2 : Tasarım Kaynakları Arasındaki ĠliĢki……….. 22

ġekil 3.3 : Tasarım Kaynakları Arasındaki ĠliĢki……….. 23

ġekil 4.1 : AL 2024-T3 gerilme-gerinim grafiği………... 26

ġekil 4.2 : AL 2024-T3 SN grafiği……… 26

ġekil 4.3 : Z profili ve özellikleri ...………. 27

ġekil 4.4 : L profili ve özellikleri ...………. 27

ġekil 4.5 : Geometri ve boyutlar……….... 28

ġekil 4.6 : KiriĢleri Yeri ve Panel Ölçüleri……… 28

ġekil 4.7 : Sonlu elemanlar modeli, üstten görünüm……… 29

ġekil 4.8 : Sonlu elemanlar modeli, alttan görünüm………. 29

ġekil 4.9 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa)……… 30

ġekil 4.10 : Gövde Paneli Ömrü……… 30

ġekil 4.11 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü……….. 30

ġekil 4.12 : Sınır KoĢulları……… 31

ġekil 4.13 : Uzak Bölge Göçük Ġçin En Büyük von Mises Gerilmesinin Göçük Derinliğiyle DeğiĢimi.………... 33

ġekil 4.14 : Uzak Bölge Göçük Ġçin Emniyet Faktörünün Göçük Derinliğiyle DeğiĢimi.………... 33

ġekil 4.15 : Uzak Bölge Göçük Ġçin Yorulma Ömrünün Göçük Derinliğiyle DeğiĢimi.………... 34

ġekil 4.16 : Yakın Bölge Göçük Ġçin En Büyük von Mises Gerilmesinin Göçük Derinliğiyle DeğiĢimi.………... 35

ġekil 4.17 : Yakın Bölge Göçük Ġçin Emniyet Faktörünün Göçük Derinliğiyle DeğiĢimi.………... 35

ġekil 4.18 : Yakın Bölge Göçük Ġçin Yorulma Ömrünün Göçük Derinliğiyle DeğiĢimi.………... 36

ġekil 4.19 : Statik Deformasyon Ġçin Kullanılan Noktalar……… 38

ġekil 5.1 : SRM Yakın Bölge Tamir Prosedürü……… 42

ġekil 5.2 : SRM Uzak Bölge Tamir Prosedürü………. 42

ġekil A.1 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 1 mm deformasyon………... 50

(18)

ġekil A.3 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 1 mm deformasyon……… 50 ġekil A.4 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 2 mm

deformasyon………... 51 ġekil A.5 : Gövde Paneli Ömrü – 2 mm deformasyon………. 51 ġekil A.6 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 2 mm deformasyon……… 51 ġekil A.7 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 3 mm

deformasyon……… 52 ġekil A.8 : Gövde Paneli Ömrü – 3 mm deformasyon………. 52 ġekil A.9 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü –3 mm deformasyon………. 52 ġekil A.10 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 4 mm

deformasyon………. 53 ġekil A.11 : Gövde Paneli Ömrü – 4 mm deformasyon……… 53 ġekil A.12 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 4 mm deformasyon……….. 53 ġekil A.13 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 5 mm

deformasyon………. 54 ġekil A.14 : Gövde Paneli Ömrü – 5 mm deformasyon……… 54 ġekil A.15 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 5 mm deformasyon………. 54 ġekil A.16 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 6 mm

deformasyon……… 55 ġekil A.17 : Gövde Paneli Ömrü – 6 mm deformasyon……….. 55 ġekil A.18 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 6 mm deformasyon……… 55 ġekil A.19 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 7 mm

Deformasyon………. 58 ġekil A.26 : Gövde Paneli Ömrü – 9 mm deformasyon……… 58 ġekil A.27 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 9 mm deformasyon………. 58 ġekil B.1 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 1 mm

deformasyon……… 59 ġekil B.2 : Gövde Paneli Ömrü – 1 mm deformasyon……….. 59 ġekil B.3 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 1 mm deformasyon……… 59 ġekil B.4 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 2 mm

deformasyon……….. 60 ġekil B.5 : Gövde Paneli Ömrü – 2 mm deformasyon………. 60 ġekil B.6 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 2 mm deformasyon……… 60 ġekil B.7 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 3 mm

deformasyon……… 61 ġekil B.8 : Gövde Paneli Ömrü – 3 mm deformasyon……….. 61 ġekil B.9 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü –3 mm deformasyon………. 61 ġekil B.10 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 4 mm

deformasyon………. 62 ġekil B.11 : Gövde Paneli Ömrü – 4 mm deformasyon……… 62 ġekil B.12 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 4 mm deformasyon……….. 62 ġekil B.13 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 5 mm 63

(19)

deformasyon……….

ġekil B.14 : Gövde Paneli Ömrü – 5 mm deformasyon……… 63

ġekil B.15 : Gövde Paneli Emniyet Faktörü – 5 mm deformasyon……….. 63

ġekil B.16 : Gövde Paneli Kalıcı von Mises Gerilmesi (MPa) – 6 mm deformasyon………. 64

ġekil C.1 : Nokta 1 Kalıcı Deformasyon (0-5 mm)………. 68

ġekil C.3 : Nokta 1 Kalıcı Deformasyon (8- mm)……… 68

ġekil C.10 : Nokta 4 Kalıcı Deformasyon (0-2,5 mm)……… 71

ġekil C.11 : Nokta 4 Kalıcı Deformasyon (2,5-5 mm)……… 71

ġekil C.12 : Nokta 4 Kalıcı Deformasyon (5-8 mm)………... 71

ġekil C.13 : Nokta 4 Kalıcı Deformasyon (8- mm)………. 72

ġekil C.14 : Nokta 5 Kalıcı Deformasyon (0-2,5 mm)……… 72

ġekil C.15 : Nokta 5 Kalıcı Deformasyon (2,5-5 mm)……… 72

ġekil C.16 : Nokta 5 Kalıcı Deformasyon (5-8 mm)……… 73

ġekil C.17 : Nokta 5 Kalıcı Deformasyon (8- mm)………... 73

ġekil C.18 : Nokta 6 Kalıcı Deformasyon (0-2,5 mm)………. 73

ġekil C.19 : Nokta 6 Kalıcı Deformasyon (2,5-5 mm)………. 74

ġekil C.21 : Nokta 6 Kalıcı Deformasyon (8- mm)……….. 74

(20)

ġekil C.32 : Nokta 9 Kalıcı Deformasyon (8- mm)……….. 78

ġekil C.33 : Nokta 10 Kalıcı Deformasyon (0-2,5 mm)………... 78

ġekil C.34 : Nokta 10 Kalıcı Deformasyon (2,5-5 mm)………... 79

ġekil C.38 : Nokta 11 Kalıcı Deformasyon (5-8 mm)……….. 80

ġekil C.40 : Nokta 12 Kalıcı Deformasyon (0-2,5 mm)……….. 81

(21)

Bir UÇAK GÖVDE PANELĠNĠN YORULMA ÖMRÜNE GÖÇÜKLERĠN ETKĠSĠNĠN ĠNCELENMESĠ

ÖZET

Uçaklar uçuĢları ve yerdeki hareketleri sırasında çeĢitli cisimlerin çarpması nedeniyle darbelere maruz kalırlar. Çarpan bu cisimler çeĢitli boyutlarda ve farklı bölgelerde yapısal hasarlara sebebiyet vermektedir. Bu nedenle bahsedilen hasarların tamir gereksinimlerinin belirlenmesi ve gerekli tamir talimatlarının hazırlanması uçağın uçuĢa elveriĢliliğinin sürdürülmesi için önem arz etmektedir. Bu doğrultuda uçak üreticileri yapısal hasarların değerlendirilebilmesi için Yapısal Tamir El Kitapları (SRM) oluĢturmuĢlardır. Bu el kitabında yukarıda bahsedilen hasarların kabul edilebilirliği ve tamir yöntemleri detaylı olarak anlatılmaktadır.

Bu çalıĢmada Airbus A321-231 gövde panelinin 27.-28. çerçeveleri (frame) ve 7.-8. takviye kiriĢleri (stringer) arasında kalan bölge ele alınmıĢtır. Göçük oluĢturulması için 25 mm çapındaki bir küre gövdeye bastırılmıĢtır. Belirlenen bölge göçük ve basınç yükü altında Ansys 12.1 yazılımı kullanılarak sonlu elemanlar yöntemiyle ile analiz edilerek kalıcı von mises gerilme değeri hesaplanmıĢ; kaç çevrim yorulma ömrü olduğu belirlenmiĢtir. Elde edilen değerler SRM el kitabı ile kıyaslanmıĢtır. Ayrıca çarpıĢma sonrasında kalıcı deformasyon değerleri çeĢitli SRM limitleri için hesaplanmıĢtır.

Bu çalıĢmada uçağın üzerinde etki eden aerodinamik ve ağırlık yüklerinin takviye kiriĢleri ve çerçeve tarafından taĢınıldığı varsayılmıĢ olup, yorulma analizi için bu yükler ihmal edilmiĢtir. Gövde paneline yorulma analizinin yapılabilmesi ve uçağın iniĢ ve kalkıĢının modellenebilmesi için 574 milibar basınç yükü uygulanmıĢtır. Basınç yükü uygulanan gövde paneli köĢelerinden ankastre olarak mesnetlenmiĢtir. Ayrıca panel, çerçeve ve takviye kiriĢleri 3 boyutlu katı elemanlar (Solid 185) ile modellenmiĢtir. Çözüm ağı için toplamda 20986 eleman ve 43353 düğüm noktası kullanılmıĢtır. Ayrıca daha doğru sonuçların elde edilebilmesi için kalınlık boyunca 2 eleman kullanılmıĢtır.

SRM el kitabında yakın ve uzak olarak iki bölge tanımlanmıĢtır. Yakın bölge çerçeve veya takviye kiriĢinden en fazla 15 mm mesafede olan noktalar ve uzak bölge bu mesafeden daha uzak konumdaki noktalar olarak tanımlanmıĢtır. Uzak ve yakın bölgedeki göçük derinliklerine göre çeĢitli tamir ve kontroller bulunmaktadır. SRM el kitabına göre, araĢtırmaya konu olan hasarlı kısım için uzak bölgede 0-2,5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrimde bir kontrol istenmekte olup, 2,5-5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrim içerisinde tamir istenmektedir. Ayrıca 5-8 mm arasındaki göçük değerleri için 50 çevrim içerisinde tamir istenmiĢ olup, 8 mm üzerindeki göçükler için Airbus ile temasa geçilmesi ve özel tamir istenmesi talep edilmektedir. Diğer yandan yakın bölge için 0-5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrim içerisinde tamir istenmektedir. 5-8 mm arasındaki göçükler için 50 çevrim içerisinde tamir istenmiĢ olup, 8 mm üzerindeki göçükler için Airbus ile temasa geçilmesi ve duruma özel tamir istenmesi talep edilmektedir.

(22)

Yapıalan analzler sonucunda uzak noktalara kıyasla yakın noktalar için daha yüksek von Mises gerilmesi ve daha düĢük yorulma ömrü değerleri elde edilmiĢtir. Ayrıca çeĢitli bölgelere uygulanan deformasyonların kalıcı deformasyona dönüĢmesi yakın bölgelerede daha fazla ortaya çıkmıĢtır.

Elde edilen değerlere bakıldığında ve bu değerler SRM el kitabına kıyaslandığında bu değerlerin iki çalıĢma arasındaki bağlantının bulunabilmesi açısından yol gösterici olduğu görülmektedir. Ayrıca SRM el kitabının 53-21-11 bölümünde yakın ve uzak nokta tamirlerinde belirtildiği gibi, yakın noktaya uzak noktaya kıyasla bakıldığı zaman buradaki von Mises gerilme değerlerinin daha yüksek ve emniyet faktörlerinin daha küçük olduğu görülmektedir. Bu nedenle 0-5 mm arasında kalan yakın bölge göçük değerlerinin tamiri için SRM el kitabında 3000 çevrim (cycle) içerisinde tamir istenmiĢ olmasına rağmen, uzak nokta değerlerinde aynı tamir 2,5-5 mm arasındaki değerler için istenmektedir. Ayrıca uzak noktada 0-2,5 mm arasında kalan göçükler için sadece kontrol istenmektedir. Bunun sebebi ise buradaki gerilme değerinin çok yüksek olmaması ve emniyet faktörünün çok düĢmemesidir.

Ayrıca panel yorulma ömrü göçük sonrası yorulma ömrü ile kıyaslandığında aynı sonuçlara ereiĢilebilmektedir. Yani yakın bölge incelendiği zaman bu bölgede malzeme ömrünün daha küçük göçük değerleri altında daha çok azaldığı görülmektedir. Buna bağlı olarak SRM iki farklı bölge için iki farklı tamir prosedürü vermekte olup, bu değer hesaplanan emniyet faktörü, von Mises gerilmesi ve yorulma ömrü ile aynı doğrultuda sonuçlar vermektedir.

Son olarak 25 mm çapındaki bir küre yukarıda belirtilen gövde panelinin yakın, limit ve uzak bölgesinde farkli SRM limitleri doğrultusunda gövdeye bastırılarak oluĢacak kalıcı yer değiĢtirme değerleri elde edilmiĢtir. Elde edilen kalıcı deformasyonun baĢta küreye uygulanan yer değiĢtirme oranından deformasyon oranları elde edilmiĢtir. Bu deformasyon oranlarına bakıldığında aynı statik deformasyon altında yakın bölgede en büyük kalıcı deformasyon değerinin elde edildiği görülmektedir. Ayrıca limit bölge, yakın bölgeye yakın sonuçlar vermektedir. Uzak noktalara bakıldığında deformasyon oranının ciddi Ģekilde düĢtüğü görülmektdir. Deformasyon oranlarına bakıldığında bu değerlerin Yapısal Tamir El Kitabını doğrular biçimde değerler ortaya koyduğu görülmektedir. Yani takviye kiriĢi ve çerçevelere yaklaĢıldığında verilen statik deformasyon değerine göre oluĢan kalıcı deformasyon değeri artmaktadır. Ayrıca yakın noktalarda bu bölgede bulunan perçin ve yapısal bağlantı elemanlarına daha çok hasar oluĢtuğu ve bu nedenle bu noktaların her zaman daha yüksek bir güvenlik katsayısına sahip olmaları gerektiği görülmüĢtür.

Bu çalıĢma sonuçları benzer çalıĢmalara ıĢık tutmak ile birlikte uçak tasarımı çalıĢmalarının hasar toleransı çalıĢmaları için yardımcı bir rol oynayabilir. Benzer çalıĢmalar uçağın farklı yapısal bölgelerinde yapıldığı taktirde, Airbus Yapısal Tamir El Kitabında (SRM) gibi bir el kitabının oluĢturulmasında yardımcı olabilir. Bu çalıĢmalar sayesinde üretilen veya ürertimi planlanan bir uçak için üretim sonrasında karĢılaĢılabilen hasarlar ile ilgili tolerans değerleri belirlenebilir ve son kullanıcı için bir tamir ve inceleme prosedürü belirlenebilir. Bu sayede oluĢan hasarların toleransının bilinmesi nedeni ile yapısal sebeplerden ortaya çıkması muhtemel olan kazalar ve ciddi olaylar engellenebilir veya büyük oranlarda azaltılabilir. Ayrıca çalıĢma sonucunda elde edilen değerlere göre güvenlik limitleri dahilinde olan göçükler için herhangi bir tamirin yapılmasına gerek olmadığı görülmüĢ olup, bu kararın verilebilmesi ile tamir maliyetleri ciddi Ģekilde azaltılabilmektedir. Tasarım esnasında göçükler ve benzeri hasarların yorulma ömrüne olan etkisinin incelenmesi ile tamir maliyetleri ciddi ölçüde azaltılabilmektedir.

(23)

THE EFFECT OF DENTS ON FATIGUE LIFE OF AN AIRCRAFT FUSELAGE PANEL

SUMMARY

Aircrafts are subjected to different objects and impacts during flight and ground movements. These objects are causing to structural damages with different sizes and in different areas of aircraft structure. For this reason, preparing repair procedures and repair methods are so crucial for continuing airworthiness of aircraft. Aircraft manufacturers has prepaired Structural Repair Manuals (SRM) in order to find related information about such defects. Repair procedures and defect limits are described in detail in this manual. SRM is prepaired by manufacturer and revised perriodically by using feedback from operators and legal improvements.

Also structural damages have large and crucial effect in the design part of the aircraft manufacturing. Since all structural parts must stand against difference forces acting on them in ground and air, the manufacturer must know how structural defects affect the fatigue life of different parts of aircrafts. This information will help them to improve the design and use the best material in different structural parts of the aircraft according to their behaviour against different forces acting on them. Also continuing airworthiness of the aircraft depends also on the structural stability of the aircraft which is inspected also by Civil Aviation Authorities in order to become sure about the safety of the flight. This means that after manufacturing of the aircraft, the operator must know how to interact with different type of structural damages and they must know the limits of these damages in order to perform related repairs for achivieng contiuing airworthiness.

Airbus A321-231 airframe pannel which is between frame 27-28 and stringer 7-8 is used in this study. Dent is created by pressing 25 mm diameter sphere into the above mentioned pannel. This pannel is moddeled in Ansys 12.1 by using finite elements method. Von Mises stress value and fatigue life is evaluted and given in order to estimate the life and needed repair methodology. Results retriven from Ansys 12.1 are compared with Airbus Structural Repair Manual (SRM). Permanent deformation values which are found from impact are also analysied for different SRM limits. Two different areas are described in SRM as near and far area. Near area is described as areas which are 15 mm or less far from stringer or frame and far area is described as areas which are more than 15 mm far from stringer or frame. There are different type of repair and inspection for near and far areas. According to SRM, for far points and dents with depht between 0-2,5 mm, the dented area must be inspected in every 3000 flight cycle and repaired if any defect found. For dents with depht between 2,5-5 mm, the dented area must be repaired in 3000 flight cycle. For dents with depht between 5-8 mm, the dented area must be repaired in 50 flight cycle and finally for dents with depht of more than 8 mm the operator must contact with airbus in order to ask special repair procedure which is not described in SRM. Besides, for near points and dents with depht between 0-5 mm, the dented area must be repaird in 3000 flight cycle. For dents with depht between 5-8 mm, the dented area must be repaired in 50

(24)

flight cycle and finally for dents with depht of more than 8 mm the operator must contact with airbus in order to ask special repair procedure which is not described in SRM.

In order to calculate the depht of the dent, depht gauge tool is used by technicians and related values is recorded into technical log pages. These type of tools are calibrated and accurate tools which give nearly the exact value which is needed for the relatd repair. The engineering department analyze these values according to the related structural repair manual page and decides on the type of repairing which is needed for this kind of dent. All of the structural repairs are classified in three different categories. These categories are A, B and C categories. For A category repairs, after repair there is no need for any extra inspection and control and it is just recorded by engineering department for future use. For B category repairs, the reapair must be controlled after specific flight hour and flight cycle which depends on the damaged part and its specification. C type of repairs are temperoary repairs and need to perform permanent repair after specific flight hour and flight cycle according to the requirement of structural repair manual. After performing C type repair, it is needed to inform the type holder and get repair approval sheet from the manufacturer.

In this study the aerodynamic loads and the weight of aircraft is neglected, since it is assumed that these loads are carried by stringers and frames. In order to modelling the take off and landing of aircraft and perform fatigue analys for desired aircraft structure panel; 574 millibar pressure is applied on the surface of the pannel. The pannel is fixed supprot from all sides. The aircraft structure pannel is modelled by 3d solid elements (Solid 185) and 20986 element and 43353 node is created. For achiveing the best results, the panel is diveded to two elements along its thickness. Analysys results show that the far point have lower von Mises stress value and higher life cycle comparing with the near point. The permanent displacement also shows the same manner and it is much more in near point comparing with the far point.

Von mises stress, fatigue life and safety factor is found by using Ansys 12.1 software for near and far point. For near points and dent depth between 0-4 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 152,76-195,09 MPa, 0,46-0,36 and 429810-138200 cycle. For dent depth between 5-8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 203,06-245,24 MPa, 0,34-0,29 and 83293-645 cycle. For dents larger than 8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 273,8 MPa, 0,26 and 309 cycle.

Adittionaly, for far points and dent depht between 0-3 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 152,76-178,18 MPa, 0,88-0,39 and 429810-254650 cycle. For dent depth between 4-5 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 180,34-186,15 MPa, 0,39-0,38 and 239760-199760 cycle. For dent depth between 6-8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 198,4-209,95 MPa, 0,35-0,33 and 115390-35780 cycle. For dents larger than 8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 215,89 MPa, 0,32 and 990 cycle.

By evaluating these values it can be found that these values are parallel with SRM limits and can help to find relation between these two studies. Also, according to Airbus SRM 53-21-11 it can be claimed that von Mises stress value is bigger and safety factor is smaller in near area compared with far area. For this reason, for dents with depht of 0-5 mm in near area repair is required in 3000 flight cycle, but the same repair is requested for dents in far area with depht of 2,5-5 mm. On the other

(25)

hand, only inspection is required in every 3000 flight cycle for dents with depth of 0-2,5 mm for far points. As you can see in the results, the reason of not requesting repair in far area is that the von Mises stress is lower and safety factor is higher than the near area.

The same results can be found by comparing pannel fatigue life with dented pannel fatigue life. When near point is evaluated, it can definietly seen that the fatigue life for near point is lower than the fatigue life of far point for the same dent depht. Accordingly SRM has given two different type of repair for these two different points which are nearly the same as the results found in this theses like, von mises stress, safety factor and fatigue life.

Finally, permanent deformation is found by pressing 25 mm sphere into the different areas of the pannel. These areas are near, limit and far parts of the panel which are described in SRM. Deformation ratio is found by dividing the permanent deformation into the given displacement. Deformation ratio is calculated for 14 different points of the pannel which are in different areas described here. Since the selected panel is symetrical these points will represent the behavior of the whole pannel. The biggest deformation ratior for near ponit is found as 0,54, for limit point as 0,52 and for far point as 0,35. Evaluating these deformation ratio values shows that the biggest deformation ratio under the static displacement of the sphere is in the near area. Limit area gives the deformation ratio near to the near are. Deformation ratio is too low in the far area.

Comparing deformation ratios in near, limit and far area with SRM shows that these values are conforming the methods given in the manual and results can be trusted. As the sphere is pressed closer and accordingly dent is created closer to the stringer and frame area, the deformation ratio becomes bigger. On the other hand, in analyis performed in near area, it is obvious that the defects are formed much more near rivets and in connection points. That is why near are has to have bigger safety factor in order to not fail in high stress values.

This study can cast a new light to the same studies and help to find damage tolerans for aircraft structrue which can help to design better structural frames and pannels. By performing the same analysis to different parts of the aircraft, a manula like Airbus SRM can be created for the desired aircraft. Using these values can help to find damage tolerans and repair procedure for designed or aircraft to be designed and will help operator to have required repair and inspection procedures. Finally by the help of such manual, potential accidents and incidents can be prevented or decreased remarkably and also the future of aircraft design depends of such studies in order to find the best design and the best material which can be used in the aircraft.

Maintenance cost is also one of the most important element in designing and operating the aircraft. By evaluating the fatigue life of the aircraft after different type of the defects, optinal and unnecessary repairs can be predicted. By eliminating these unnecessary repirs the maintenance cost can effectively drop down. Also this can help to save cost from these sources and forward these sources to the areas which are weak and need to improve in order to have a safe and reliable flight.

Finally by improving these type of analysis, the future of aircraft design and maintenance can be much more safe and cost effective. Also these anaylisis are needed to predict the behaviour of the different parts of aircraft and improve these related parts according to these results and make the aircraft much more predictable in both designing and maintenance part of the aircraft operation. Besides, this will help to obtain continous airworthiness of the aircraft in best conditions.

(26)

(27)

1. GĠRĠġ

1.1 Tezin Amacı

Bu tezin amacı örnek Airbus A321 gövde paneli ele alınarak sonlu elemanlar yöntemi ile Ansys programı kullanılarak çeĢitli darbeler ve yüklemeler sonrasında panel ömrünün hesaplanmasıdır. Ayrıca elde edilen değerlerin Airbus Yapısal Tamir El Kitabı (SRM) ile kıyaslanması ve bahsedilen el kitabında verilen grafiklerin ve tamir prosedürlerinin elde edilme yöntemlerinin tahmin edilmesidir.

ĠniĢ kalkıĢlarda ve uçuĢ sırasında uçak gövdesi ve kanatları zamanla değiĢen gerilmelere maruz kalmaktadır. Bu gerilmelerinin büyüklüklerine göre gövde üzerinde ve bağlantı noktalarında zaman içerisinde mikroskobik çatlaklar ve ciddi zararlar oluĢabilmektedir. Göçük oluĢmuĢ gövde ve kanat panelleri havacılıkta çok sık karĢılaĢılan ve neredeyse yenisinden eskisine her uçakta bulunan bir hasar tipidir. Ufak göçükler ve hasarlar, mikroskobik çatlaklardan dolayı oluĢabilecek hasarları tetikleyebilmekte veya hasar oluĢumu sürecini hızlandırabilmektedir. Uçağın basınçlandırılmasından ortaya çıkan periyodik gerilmeler malzemede yorulmaya sebebiyet vererek bu çatlakların büyümesine ve malzemede çatlak veya göçüklerin oluĢmasına sebebiyet verebilmektedir. Bu durum göz önünde bulundurulmalı ve malzemenin yorulma ömrü dikkate alınarak tasarım yapılmalıdır. Önemli ve kritik parçalarda ise malzemenin yorulma ömrünün hesaplanması gerekmektedir.

Gövde panelleri farklı tip yükleri taĢıyabilecek Ģekilde tasarlanmıĢtır. Ġnsan bedeninin iç basıncı, yüksek irtifalardaki alçak basınca uyum sağlayamayacağı için uçağın kabin olarak adlandırılan iç kısmı basınçlandırılmaktadır. Gövde panelleri, yüksek irtifalarda uçağın içindeki yüksek basınç ve dıĢ kısmındaki alçak basınç farkından oluĢan basınç yüklerini taĢımaktadır. Bu nedenle malzemenin kalitesi ve ömrü büyük bir önem arz etmektedir. Ayrıca çerçeveler ve takviye kiriĢleri tarafından diğer aerodinamik ve ağırlık güçleri taĢınmakta olup, bu parçaların dayanımı büyük bir öneme sahiptir.

(28)

1.2 Literatür AraĢtırması

Uçak gövdesi çeĢitli yükler sebebiyle kolaylıkla hasarlanabilir ve hassas bir yapıya sahiptir. Bu yükler basınçlandırılma yükleri, aerodinamik yükler ve uçağın hareketinden ortaya çıkan periyoduk yüklerden ortaya çıkmaktadır. Bu hasarların en baĢında göçükler yer almaktadır. Daha önce yapılan çalıĢmalarda göçüğün malzeme ömrünü büyük ölçüde kısalttığı gösterilmiĢtir[1-3]_{. Tüm havayolu Ģirketlerinde günlük}

yapılan rutin iĢlemler sırasında, yer ekipmanlarının ve bagaj taĢıma araçlarının çarpması veya motor çalıĢtırma sırasında yerden çekilip gövdeye çarpan taĢ vb. maddeler nedeni ile göçükler oluĢabilmektedir. Göçüklerin diğer sebepleri olarak dolu çarpması, alet ve ekipmanların uçak yüzeyine düĢmesi, FOD vb. konulardan örnekler verilebilir. Bu doğrultuda, malzemelerin ömrü göçüklere göre değerlendirilmeli ve buna uygun olarak rutin kontroller gerçekleĢtirilmelidir.

Daha önceki çalıĢmalarda da görüldüğü gibi göçük oluĢturulmuĢ alüminyum numuneleri (AL 2024-T3-clad 0.04”) üzerinde yapılan deneylere göre malzeme ömrünün göçük nedeni ile ciddi Ģekilde azaldığı görülmüĢtür[1]_{. Bu çalıĢma sabit}

Ģiddetli periyodik yükleme kullanılarak farklı gerilmeler ve farklı numuneler (bozulmamıĢ, göçüklü ve iĢlenmiĢ) üzerinde gerçekleĢtirilmiĢ olup gerilme oranı R=0.1 alınmıĢtır. Bu deneyde göçük boyutu tahmini olarak 0.03” olarak seçilmiĢtir. Deney sonucunda bozulmamıĢ malzemenin göçük oluĢturulmuĢ malzemeye göre ömrünün çok daha uzun olduğu ve yapılan çalıĢmalarda malzeme ömrünün göçük nedeniyle ciddi Ģekilde azaldığı görülmüĢtür. Ayrıca çalıĢma iĢlenmiĢ malzeme ömürlerinin bozulmamıĢ malzeme ömürlerine yakın olduğunu ancak iĢleme nedeni ile maksimum gerilme seviyesinin değiĢmesi ile orantılı olarak malzeme ömrünün etkilendiğini göstermektedir. AL 7475-T7351 numunesi üzerinde yapılan deneyde benzer Ģekilde malzeme ömrünün göçük nedeni ile azaldığı görülmüĢtür. AL 2024-T3‟ün tersine iĢlem yapmanın AL 7475-T7351 üzerinde her üç farklı gerilme değerinde, malzeme ömrünün artması yönünde herhangi bir etkiye sahip olmadığı görülmüĢtür.

Diğer çalıĢmalar incelendiğinde, göçüklerin AL 2024-T3-clad malzemelerinin ömrünü bozulmamıĢ malzemelere oranla ciddi Ģekilde kısalttığı görülmektedir[2]

. Statik testler, göçük oluĢmuĢ ve iĢlenmiĢ numunelerin kayma gerilmesi ve akma

(29)

gerilmesinde (ultimate tensile stres) çok küçük bir artma ve uzama yüzdesinde (Percent Elongation) küçük bir azalma göstermektedir. Yorulma testi çalıĢmaları, düĢük gerilmelerde malzemenin yorulma ömrünün, yüksek gerilmelere göre daha çok azaldığını göstermektedir.

Yapılan diğer bir çalıĢmada ise aynı sonuçların elde edildiği ve göçük nedeni ile malzeme yorulma ömrünün ciddi bir Ģekilde azaldığı görülmüĢtür[4]_{. Bu çalıĢmada}

farklı göçük boyutları (0.030” - 0.0335” ve 0.0605” - 0.065”), iki farklı göçük ve iĢlenmiĢ numune kullanılarak malzeme yorulma ömrü hesaplanmıĢtır. Bu çalıĢma 0.5” küresel diĢleyicisi (indenter) olan düĢürme kulesi kullanılarak gerçekleĢtirilmiĢtir. Bu çalıĢmada yorulma ömürleri ASTM-466 standardına göre yapılmıĢ deneylerden edilmiĢtir. Bu çalıĢma sonucunda göçük oluĢturulmuĢ numunenin malzeme ömrünün, iĢlenmiĢ ve sağlam numunelere kıyasla çok daha az olduğu görülmüĢtür. Ayrıca göçük boyutu arttıkça malzeme yorulma ömrünün azaldığı belirlenmiĢtir. Bunun yanında göçük oluĢan malzemeye iĢlem yapmanın kaybolan yorulma ömrünün bir kısmını karĢıladığı ve iĢlenmiĢ ve sağlam parçalar arasında yorulma ömrü açısında çok büyük bir fark olmadığı görülmüĢtür.

ġu an mevcut olan panel tamir yöntemleri aĢağıdakileri içermektedir: (i) paneli tamamen değiĢtirme, (ii) parçayı çıkarıp tamir ederek tekrar yerine takmak, (iii) ya da göçük parçayı olduğu gibi uçak üzerinde bırakmak.

Yorulma testi üç farklı numune (sağlam, göçüklü ve iĢlenmiĢ) üzerinde AL 2024-T3 için yapılmıĢtır. Bu çalıĢmalarda diĢleyici (indenter) 0.5” olarak seçilmiĢtir. Parçalar uygun yerlerinden mesnetlenerek göçüğün oluĢturulması için uygun Ģartlar hazırlanmıĢtır. DiĢleyici ağırlığı değiĢtirilmemiĢ olup, farklı göçükler elde etmek için iki farklı yükseklik kullanılmıĢtır. ÇalıĢmalar sonucunda, göçük numunenin malzeme yorulma ömrünün, iĢlenmiĢ ve sağlam parçalar ile kıyaslandığında çok daha az olduğu ortaya konmuĢtur. Ayrıca iĢlem yapmanın kaybolan malzeme yorulma ömrünün büyük bir kısmını geri getirdiği görülmüĢtür. Yapılan istatistiksel çalıĢmalar, iĢlenmiĢ ve sağlam numuneler arasında malzeme yorulma ömrü açısından çok büyük bir fark olmadığını ortaya koymaktadır. Bu çalıĢmalarda amaçlanan, göçük numunenin yorulma ömrünün, iki farklı göçük boyutunda, sağlam ve iĢlenmiĢ numunelerin malzeme yorulma ömürlerini kıyaslamaktır. Sonuç olarak göçüklü

(30)

numunenin yorulma ömrünün çok az olduğu ve iĢlem yapılarak bu kaybın bir kısmının kurtarılabileceği belirlenmiĢtir. Ayrıca göçük boyutu arttığında malzeme yorulma ömrü azalmaktadır[4]

.

Diğer bir çalıĢmada ise AL2024-T3 malzemesinden yapılan uçak gövde paneli üzerinde oluĢturulan çeĢitli göçükler sonrasında basınç yükü uygulanarak malzemenin yorulma ömrü hesaplanmıĢtır. Ayrıca göçük oluĢturulan bu örnekler üzerine basınç ve kayma gerilmeleri uygulanarak statik dayanım testleri yapılmıĢtır. Bu çalıĢmadan elde edilen verilere göre belli ölçülerde olan göçükler için herhangi bir tamirin yapılması gerekmemektedir. Bunun sebebi ise bu göçüklerin istenilen mazleme ömrüne etkisinin fazla olmaması ve göçük sonrasında malzeme ömrünün istenilen seviyelerde kalmasıdır. Ayrıca göçüklere yapılan tamirler sonrasında malzeme ömrünün ciddi Ģekilde tekrar arttığı gözlemlenmiĢtir. Sonuç olarak benzer çalıĢmaların farklı uçak yapısal parçalarına yapılması sonucunda gereksiz tamir maslarflarından kaçınılması mümkün olacaktır[5]

.

BaĢka bir çalıĢmada ise servis ömrünü tamamlamıĢ bir Boeing 727-232 uçağından farklı bölgelerde bulunan gövde panelleri ele alınmıĢ olup, yorulma ömürleri normal Ģartlarda ve hasar sonrasında hesaplanmıĢtır. Bu çalıĢmada 4L ve 4R takviye elemanlarına yakın olan iki panel ele alınmıĢ olup, bu paneller yorulma analizlerine tabi tutulmuĢtur. Ayrıca farklı bölgelerden alınan paneller üzerinde çeĢlitli hasarlar oluĢturulmuĢ olup, bu hasarlar sonrasında yorulma ömrü hesaplanmıĢtır. Bu çalıĢmadan elde edilen verilere göre çeĢitli hasarlar uçak panel ömrünü azalmaktadır. Ayrıca simetrik olarak seçilmiĢ olan 4R ve 4L panelleri arasında yorulma ömrü olarak farklılık bulunduğu ve bu farklılığın sebebi ise iki panel arasındaki perçinlerin iĢleme kalitesi farkı olduğu ortaya çıkmıĢtır[6]

.

1.3 Kapsam ve Yöntem

Bu çalıĢmada Airbus A321 gövdesinde pencerelerin üzerinde bulunan 27.-28. çerçeveleri (frame) ve 7.-8. takviye kiriĢleri (stringer) arasında bulunan kısım ele alınmıĢtır. Bahsedilen panelin ölçüleri ve değerleri Yapısal Tamir El Kitabı (SRM) ve teknik çizimlerden alınmıĢtır. ġekil 1.1‟de SRM 53-00-00 Sayfa 19 içinden ilgili panel görülebilmektedir. Yapılan tasarım ġekil 1.1‟de 27.-28. çerçeveleri (frame) ve 7.-8. takviye kiriĢleri (stringer) arasında bulunan bölge için yapılmıĢ olup, elde edilen sonuçlar bu bölge için geçerli olacaktır.

(31)

ġekil 1.1 : SRM El Kitabı 53-00-00 Sayfa 19[7]

.

Bu çalıĢmada Ansys 12.1 Workbench kullanılmıĢ olup, ömür hesabı için “Fatigue Tool” kullanılmıĢtır. Panelin modellenmesi ve çizimi yine aynı programda yapılmıĢtır. Ömür hesabı toplamda iki farklı nokta için yapılmıĢtır. Bu noktalar Airbus Yapısal Tamir El Kitabında (SRM) yakınlık kriterine uyan ve uymayan noktalar olarak belirtilmektedir. Burada bu noktalarda yakın bölge ve uzak bölge olarak basedilecektir. Toplamda bu iki noktada 20 analiz yapılmıĢtır.

Yapısal Tamir El Kitabına göre yakın ve uzak bölge tanımları ġekil 1.2 „de verilmektedir. ġekil 1.2‟de verilen değerler kullanılarak göçüğün özellikleri bulunmakta olup, bu değerler sayesinde göçüğün boyutu ve bölgesi incelenebilmektedir. Bu veri üretici tarafından tasarım sırasında kullanılmakta olup, havayolları tarafından tamir sırasında kullanılmak üzere yapısal tamir el kitabına Airbus tarafından eklenmiĢtir.

(32)

ġekil 1.2 : Yakın ve Uzak Bölge Tanımları[7]

.

A: Göçüğün en derin kısmının takviye kiriĢine veya çerçeveye olan uzaklığı B: Göçüğün sınırlarının bağlantı elemanlarına olan uzaklığı

D: Göçüğün en derin noktasının derinliği T: Panelin kalınlığı

Yakınlık kriterini sağlayan bir göçük bağlantı elemanından 15 mm uzak olmalıdır (B≥15mm), daha yakın bir göçük yakınlık kriterini sağlamaz.[7]

Bu çalıĢmanın modellemesinde bağlantı elemanlarının kullanılmaması sebebiyle 15 mm‟lik yakınlık kriteri sınırı bağlantı yapılan noktadan itibaren alınmıĢtır. Buna göre 15 mm „den daha uzak olan bölgeler uzak bölge ve 15 mm „den daha yakın olan bölgeler yakın bölge olarak seçilmiĢtir. Burada seçilen bölgeler daha sonra elde edilen sonuçların Yapısal Tamir El Kitabı (SRM) ile kıyaslanması için 5. bölümde kullanılmıĢtır.

(33)

2. HAVA ARAÇLARINDAKĠ GÖÇÜKLER VE YAPISAL TAMĠR

Hava araçlarında geçmiĢten bugüne sıklıkla karĢılaĢılan problemler arasında yapısal hasarlar vardır. Sivil ve askeri uçaklar, uzay araçları yerde ve havada yapısını bozabilecek cisimlerle karĢılaĢmaktadırlar.

Hava araçlarında en çok karĢılaĢılan yapısal hasarlar göçük (dent), korozyon (corrosion), çizik (scratch), yıldırım çarpmasından kaynaklanan yanıklar (lightning strike), çatlak (crack), kompozit katmanların ayrılması (debonding ve delamination), bağlantı elemanı deliklerinin geniĢlemesi (elongation) gibi hasarlardır.

Hava araçları üzerinde, yerde taĢ ve benzeri katı cisimlerin, yolcu alımı ve çıkıĢı için yaklaĢtırılan merdivenlerin, uçuĢ esnasında kuĢların, dolu ve benzerlerinin çarpmaları sebebiyle sıklıkla göçük (dent) olarak tabir edilen yapısal hasarlara rastlanmaktadır. Göçükler, hava araçlarının her bölgesinde bulunabileceği gibi en çok gövde ve kanat bölgelerinde bulunmaktadır. Bunun sebebi gövdenin hava aracının en büyük kısmını oluĢturması ve uçak iniĢ takımlarının genellikle kanat altında kalmasıdır. Gövde, uçağın en büyük kısmını oluĢturduğu ve yolcu alımı için merdivenler gövdeye yanaĢtırıldığı için katı cisimlerin buraya çarpma ve göçük oluĢturma olasılığı oldukça yüksektir. Kanatlar düĢünüldüğündeyse, iniĢ takımları kanat altında kaldığından dolayı tekerleklerden sıçrayan taĢ gibi katı cisimler hemen kanadın altına çarparak burada göçükler oluĢturabilir.

Uçaklar her kalkıĢ iniĢte basınç değiĢimlerine maruz kaldığı için, oluĢan bu göçükler, üzerinde bulunduğu uçak parçasının yorulma ömrünü önemli ölçüde etkileyebilir. Bunun yanında gözle görülür ya da gözle görülemez çatlaklar da üretebilir. Bu sebeple hasarın ne boyutta olduğu belirlenip buna uygun Ģekilde tamir edilmesi ya da belirli aralıklarla kontrol edilmesi gerekmektedir. ÇeĢitli boyutlardaki göçükler için, nasıl bir yöntem izlenmesi gerektiği uçak üreticisi tarafından belirlenir. Belirlenen limitler Yapısal Tamir El Kitabı (Structural Repair Manual-SRM)‟nda operatöre sunulur ve operatör buradaki çizelgelerden parçanın ne kadar ömrü olduğunu ve alınması gereken önlemleri öğrenir. Ayrıca bu sayede gereksiz tamir maslarflarından kaçınması ve daha doğru bir tamirin yapılması mümkün olacaktır.

(34)

2.1 Motivasyon

Hava araçları üzerinde karĢılaĢılan hasarlar, üreticinin izin verdiği ölçülerde tamir edilmeden bırakılabilir, tamir edilmeden önce izin verilen uçuĢ sayısı kadar uçabilir ya da derhal tamir edilebilir. Bu seçenekler hasarın boyutuna, hasarın karĢılaĢıldığı bölgenin yapısal olarak kritik bir bölge olup olmamasına bağlı olarak değiĢmektedir. Tamir edilip edilmemesi ve/veya tamirden önce ne kadar uçuĢ yapabileceği konusunda seçeneklerin hangisi olduğu üretici tarafından belirlenmektedir ve el kitaplarıyla hava aracı operatörlerine bildirilmektedir. El kitaplarında belirtilen hasarların ve/veya hasar boyutlarının dıĢında karĢılaĢılan hasarlar üreticiye rapor edilerek, yapılacak iĢlemler öğrenilmektedir.

Diğer yapısal hasarlar düĢünüldüğünde hava araçlarına en sık rastlanan yapısal hasarlar göçüklerdir ve göçüklere sıklıkla gövde üzerinde rastlanmaktadır.

Airbus tarafından üretilen A321 tipi uçaklar sivil havacılıkta, kısa ve orta menzilli uçuĢlar için en sık kullanılan hava araçlarından birisidir. Uçağın gövde panelleri çoğunlukla alüminyumdan oluĢmaktadır ancak bazı kritik bölgelerde titanyum da kullanılmaktadır.

Bu sebeple bu çalıĢmada, Airbus tarafından üretilen A321-231 tipi uçakların gövdelerinde oluĢan göçük tipi bir hasarın uçağın yapısal bütünlüğüne nasıl bir etkisi olduğu incelenecektir.

Bu inceleme yapılırken A321-231 tipi uçakların üreticisi Airbus tarafından sağlanan A321 Yapısal Tamir El Kitabı (Structural Repair Manual – SRM), üretici tarafından sağlanan teknik çizimler ve ANSYS 12.1 programından faydalanılmıĢtır.

2.2 Havacılıkta Yapısal Tamir

Uçaklar belirli aralıklarla bakıma girerler bununla beraber uçağın her kalkıĢ iniĢinde (1 çevrim) hat bakımı yapılır. Belirli aralıklarla yapılan bakımlar, uçağın modeline göre değiĢmektedir.

Bu çalıĢmada Airbus A321-231 tipi uçak ele alınmıĢtır. Bu uçağa yapılan bakımlar aĢağıdaki gibi sıralanabilir:

- Hat Bakımları: Uçağın her iniĢinde, indiği meydanda yapılan bakımlar. - 500 FH Bakımları: Uçağın her 500 saat uçuĢunda bir yapılan bakımlar. - Haftalık Bakımlar: Uçağa her 7 günde bir yapılan bakımlar.

(35)

- C Bakımları: Uçağa her 720 günde bir ya da 5000 iniĢ-kalkıĢta bir (hangisi daha önce gelirse) sonra yapılan bakımlar.

- 6 yıllık Bakımları: Her 6 yılda bir yapılan bakımlar.

Her bakımda yapılan iĢler aynı olmak zorunda değildir. Örneğin hat bakımları ele alınacak olursa, uçaklar ana üslerinden baĢka meydanlara indikten sonra bir dahaki uçuĢuna gitmeden önce genellikle hat bakımının yapılabilmesi için kısa süreler olur. Bu sürelerde uçağın uçuĢunu engelleyecek herhangi bir hasar olup olmadığı incelenir. UçuĢu engelleyecek bir durum varsa uçuĢ iptal edilir ya da bu engel ortadan kalkana dek uçuĢ ertelenir.

Bir diğer örnek olarak C bakımları, uçakların hangara çekilerek uzun süreli olarak yatırıldığı ve gereken büyük iĢlerin yapıldığı bakımlardır. Bu bakımlarda uçağın üzerinde bölgelere eriĢim kapaklarının tümü açılarak gerekli olan, otorite ya da üretici tarafından zorunlu kılınan ya da yapılması tavsiye edilen veya operatörün tercihlerine bağlı onaylı incelemeler ve modlar yapılır; yeni oluĢmuĢ ya da yeni görülmüĢ yapısal hasarlar varsa tamir edilir; daha önceden oluĢan yapısal tamirlerin incelemeleri ve zamanı gelen görevler yapılır.

Bütün yukarıda belirtilen bakımlar sırasında herhangi bir yapısal hasar görüldüğünde ilgili operatörün ya da bakım kuruluĢunun mühendisliğine haber verilir. Ġlk yapılacak Ģey hasarın boyutlarını, en yakın bağlantı elemanına ve en yakın çerçeve ve/veya takviye kiriĢlerine olan uzaklığını, hasarın lokasyonunu belirlemektir. Bunun sebebi oluĢan hasarın boyutunun ve konumunun en yakın bağlantı elemanlarına olan uzaklığının, ilgili parçanın yorulma ömrünün etkilemesidir. Örneğin bir göçük varsa geniĢliği, uzunluğu, derinliği, hangi çerçeve takviye kiriĢi aralığında olduğunu, göçüğün en derin noktasının bu çerçeve ve takviye kiriĢlerine olan uzaklığının belirlenmesi gerekmektedir. Bu adımlardan sonra hasarla ilgili yapılacak ikinci iĢ üretici tarafından sağlanan yapısal tamir el kitabının ilgili kısmı incelenerek hasar için uygulanacak incelemenin ya da tamirin belirlenmesi ve uygulanması olacaktır.

Diğer çoğu büyük üreticinin bakımları bu değerlere yakın olmakla birlikte ,burada bahsedilen bakımlar farklı üreticiler tarafından üretilen hava araçları için farklılık gösterebilir. Bu nedenle her bir uçak için bu çalıĢmanın ayrıca değerlendirilmesi ve üretici tarafından sağlanan verilerin titizlikle incelenmesi gerekmektedir.

(36)

2.2.1 El kitapları ve tamir prosedürleri

Uçak gövde paneli üzerinde, kanatlarda, camlarda, kapılarda, pylon‟larda, kontrol yüzeylerinde herhangi bir hasar bulunduğunda, üretici tarafından hazırlanan yapısal tamir el kitabı (Structural Repair Manual - SRM)‟nda hasarın konumu – örneğin gövdede çerçeve takviye kiriĢi numaralarına göre hangi aralıkta kaldığı-, bu hasarın sınırlarının yapısal elemanlara olan uzaklığı, uzunluk ve geniĢliği, derinliği, en derin noktasının en yakın bağlantı elemanına uzaklığı gibi özellikleri belirlenir.

Üretici tarafından hazırlanmıĢ yapısal tamir el kitabında uçak üzerindeki yapısal elemanların görsel gösterimleri, parça numaralarının listeleri – ki bu parça değiĢimi durumunda hangi parçanın alınması gerektiğini bilmek açısından önemlidir-, izin verilebilir hasar boyutları, tamir yönergeleri ve inceleme yönergeleri bulunmaktadır.

Uçak üzerinde karĢılaĢılan herhangi bir hasarda ya da değiĢtirilmesi gereken herhangi bir yapısal elemanda öncelikle Yapısal Tamir El Kitabı (Structural Repair Manual – SRM) incelenmelidir. Bu el kitabında belirtilmeyen herhangi bir hasarla karĢılaĢıldığında üreticiye baĢvurulur ve bu izin verilmeyen hasar olarak nitelendirilir. Ayrıca göçüklerin ölçümü için ġekil 2.1 „de bulunan derinlik ölçer (depht gauge) kullanılmakta olup, yukarıda bahsedilen ölçüler bu cihaz ile bulunmaktadır. Bu cihaz gövdeye paralel tutularak göçüğün derinliğini mm ve inch olarak vermektedir.

(37)

Bu çalıĢmada hasar olarak göçük, hasarın konumu olarak çerçeve 27-28, takviye kiriĢi 7-8 aralığındaki gövde paneli ele alınmıĢtır. Daha önce de belirtildiği gibi hasarın en yakın takviye kiriĢi ya da çerçeveye olan uzaklığı izin verilebilir hasar ölçülerinin uygunluğunu görmek için önemlidir. Bir hasarın herhangi bir yapısal elemana olan uzaklığı yakınlık kriterine (nearness criteria) göre belirlenir; ki bu uzaklık bu çalıĢmada incelenen bölge için SRM‟in ilgili kısmında 15mm olarak belirlenmiĢtir. Hasarın incelemesi yapılırken, bu yakınlık kriterinin sağlanması veya sağlanmaması durumu, inceleme yapılan tablolarda değiĢiklik yaratmaktadır. Bu sebeple, yapılan bu çalıĢmada hasarın çerçeve ve/veya takviye kiriĢine yakınlığının parçanın ömrüne nasıl bir etkisi olduğu incelenecektir. 2.2.1.1 Limit içi göçük tamiri

Sivil uçaklarda gövde panelleri üzerinde sıklıkla çeĢitli sebeplerde oluĢmuĢ göçük hasarları bulunmaktadır. Bu hasarlarla karĢılaĢıldığında yapılması gereken ilk Ģey hasarın boyutlarının (uzunluk, geniĢlik, derinlik), konumu (hangi çerçeve ve takviye kiriĢi aralığında olduğu) ve hasarın çeperlerinin en yakın çerçeve takviye kiriĢine olan uzaklığı belirlenmelidir. Hasarın panel üzerinde herhangi bir gözle gömrünür çatlak oluĢturup oluĢturmadığına bakılmalıdır.

Çerçeveler uçağın burun-kuyruk doğrultusunda sıra sıra dizilen ve bu doğrultuyu dikine kesen kesitlerini oluĢturan kaburga benzeri yapısal elemanlardır. Takviye kiriĢleri (stringer) ise çerçeve (frame) adı verilen yapısal elemanları arasından geçen, burun kuyruk doğrultusunda, çerçeve çemberleri üzerine belirli aralıklarla yerleĢtirilmiĢ yapısal elemanlardır. A321 SRM‟den alınan ġekil 2.2‟de çerçeve ve takviye kiriĢlerini ele aldığımız uçak üzerinde dizilimi görülebilir. Her çerçeve ve her takviye kiriĢi bu dizilime göre numaralandırılır.

Uçağın gövde panelleri yatayda takviye kiriĢleri dikeyde çerçeveler üzerine bağlanır. Bu bağlantılar perçinlerle gövdeye sabitlenir. Daha önce de belirtildiği üzere bu elemanlar farklı aerodinamik, ağırlık ve basınç yüklerini taĢımaktadırlar. Ağırlık ve aerodinamik yüklerin büyük bir bölümün çerçeveler ve takviye kiriĢleri tarafından taĢınmaktadır. Basınç yükünün ise büyük bir kısmı paneller tarafından taĢınmakta olup, analiz sırasında bu durumun göz önünde bulundurulması gerekmektedir. Örnek olarak panel yorulma ömrü analizi sırasında aerodinamik ve ağırlık yüklerinin ihmal edilmesi ve yorulma için sadece basınç yükünün göz önünde bulundurulması mümkündür.

(38)

ġekil 2.2 : Çerçeve ve Takviye KiriĢi Dizilimi[7]

.

Uçak gövdesi, SRM 53. kısımda çerçeve ve takviye kiriĢlerine göre bölümlere ayrılarak gösterilmiĢtir, bu bölümler ayrıca izin verilen hasarlar ve olası tamirler olarak da kendi içinde ayrılmaktadır. Ġlgili hasarın konumunun SRM‟deki hangi bölüm içinde olduğu belirlenir ve bu bölümde öncelikle izin verilen hasarlar öğrenilir. Ġzin verilen hasarlar kısmında, çizelgelerde belirli çerçeve takviye kiriĢi aralıklarında, ne çeĢit hasarlara ve hasar boyutlarına izin verildiği, herhangi bir inceleme ya da tamir gerektirip gerektirmediği anlatılmaktadır. Bu çizelgelere göre hasarın izin verilen boyutta olup olmadığı öğrenilir. Bu durumda hasarın boyutlarına göre, çizelgelerde üç seçenekle karĢılaĢılır:

1. Hasar izin verilen boyutlardadır, tamire gerek yoktur ve ileride hiçbir inceleme gerektirmez (A kategori)

2. Hasar izin verilen boyutlardadır, tamire gerek yoktur fakat ileride inceleme yapılması gerekmektedir ( B kategori)

3. Hasar izin verilemez boyuttadır derhal ya da belirli kısa bir süre -genelde bu süre iniĢ kalkıĢ sayısıyla yani çevrim cinsinden belirlenir- sonunda tamir edilmelidir (C kategori). Bu tamir için referans SRM içinden de verilebilir, üreticiye danıĢılması da istenebilir.

Hasarın bu kategorileri yukarıda da belirtildiği gibi hasarın konumuna, bağlantı elemanları ya da çerçeve takviye kiriĢlerine olan yakınlığına ve boyutlarına göre belirlenir.

Tamir edilmesi gereken hasarlar için SRM‟de hasarın oluĢtuğu bölgenin ilgili kısmına gidip olası tamir yönergeleri izlenir. Bu yönergeler yine hasarın yerine, boyutuna, cinsine göre değiĢmektedir. Tamirler de daha sonra inceleme gerektirebilir

Takviye KiriĢleri

(39)

ya da gerektirmeyebilir. Kategorisi yine daha önce anlatıldığı gibi A, B veya C kategori olabilir. Tablolarda ve tamir yönergelerinde belirtilir.

Bir hasarla karĢılaĢıldığında, hasar SRM‟in ilgili bölümünde izin verilen ölçülerde değilse yani C kategoriyse tamir edilir. Gerekli tamir için, SRM‟nin izin verilen tamir kısmında, bu boyutta hasarlar için üreticiye danıĢılması özellikle belirtilmemiĢse SRM‟nin ilgili bölge için tamir yönergeleri incelenir.

Bu yönergelerdeki paragraflarda hasarın oluĢtuğu bölge için uygun olan tamir yönergesi bulunur ve hasarın boyutları açısından bir kısıtlama yoksa ya da bu kısıtlamalar ilgili hasar için uygunsa bu tamirler uygulanır. Bu anlatılanlar doğrultusunda hasar için gerekli tamir yönergeleri SRM‟de ilgili bölüm paragraflarında veriliyorsa bu tamirler limit içi tamirler olarak adlandırılmaktadır. Gövde panellerinde, tamir edilmesi gerekli göçükler için birçok yönerge olmasıyla beraber genellikle hasarlı bölgeyi kesip bu bölgeyi kapsayacak Ģekilde içten yama (flush) veya dıĢtan yama (doubler) gibi tamirler uygulanır. Bu limit için göçük tamirlerinin yönergeleri SRM‟in hasarın konumuna ve boyutlarına göre ilgili bölümlerinde bulunabilir.

2.2.1.2 Limit DıĢı Göçük Tamiri ve Tamir Onay Yazısı (RAS)

KarĢılaĢılan hasar için SRM‟in ilgili bölümünde herhangi bir tamir yönergesi verilmediğinde ya da izin verilen hasar çizelgelerinde bu hasar boyutu için derhal üreticiye danıĢılması gerektiği belirtildiğinde, hasarın konumu, cinsi, boyutları ve yakınlıkları görsel olarak üreticiye rapor edilerek ilgili tamir yönergeleri üreticiden istenir.

Gövde panelleri üzerinde bulunan ve SRM limitleri içinde belirtilmeyen göçükler için göçüğün konumu, (hangi çerçeve takviye kiriĢi aralığında olduğu), boyutları (geniĢlik, uzunluk,derinlik) ve yakınlıkları (takviye kiriĢi, çerçeve, baĢka bir hasar ya da tamire veya bağlantı elemanına) üreticiye bildirilir ve üretici de çeĢitli analizlerini yaptıktan sonra yapılması gereken tamir yönergelerini operatöre bildirir.

Bu tamir yönergeleri uygulandıktan ve hasar tamir edildikten sonra operatör/bakım kuruluĢu tarafından üreticiye tekrar bildirim yapılır ve bu bildirimden sonra üretici, bağlı olduğu otorite tarafından -örrneğin, Airbus için European Aviation Safety Agency (EASA) uygulanan tamirin onaylı olduğunu, inceleme gerektirip gerektirmediğini veya geçici ya da kalıcı bir tamir olduğunu belirtir tamir tasarım onay yazısını operatöre gönderir ve bu adımdan sonra tamir onaylanmıĢ olur. Bu

(40)

tamir de aynı hasar bulunduğunda değerlendirildiği gibi aynı kategorilere ayrılır: A, B veya C. A kategori tamirler, tamir uygulandıktan sonra hiçbir inceleme gerektirmeyen tamirlerdir. B kategori tamirler, tamir uygulandıktan belli bir uçuĢ saati veya uçuĢ çevriminden sonra inceleme gerektiren tamirlerdir. C kategori tamirler ise geçici tamirlerdir. Bu tamirler belli bir uçuĢ saati veya çevrimden önce kalıcı tamirlere dönüĢtürülmelidir. Kalıcı tamir uygulandıktan sonra üretriciye tekrar bildirim yapılır ve RAS alınır.

2.2.2 Yapısal hasar ve uçuĢa elveriĢlilik

Uçak üzerindeki limit içi ve limit dıĢı bütün hasarlar ve tamirler kayıt altında tutulur ve göçük ve hasar listelerinde görsel ve yazılı olarak gösterilir. Bu doküman uçak içerisinde de bulunur ve her bakımda ve uçuĢ öncesi kontrollerde ilgili görevliler tarafından incelenerek yeni oluĢmuĢ ya da kayıt altına alınmayan herhangi bir hasar olup olmadığı belirlenir ve böyle bir hasar varsa değerlendirilmesi yapılarak kayıt altına alınır.

Yapısal hasarlar bulunduğunda ve yapısal tamir el kitabına göre değerlendirilmesi yapılmadığında bu uçak uçuĢa everiĢli değildir. Bunun sebebi hasarın boyutlarının ve yapısal tamir el kitabının izin verilen hasar kısmındaki çizelgelere göre uygun olup olmadığının belirlenmemiĢ olmasıdır. Hatırlanacağı gibi daha önceki bölümlerde, derhal ya da belli bir çevrim sonrasında tamir edilmesi Ģart olan SRM‟ye göre C kategori hasarlar mevcut olduğu belirtilmiĢtir. Uçaktaki bu hasar derhal tamir edilmesi gereken bir hasarsa uçak bu hasar tamir edilmeden hiçbir Ģekilde uçamaz yani bu uçuĢa elveriĢli olmadığı anlamına gelir. Öte yandan hasarın bulunduğu anda kayıt altına alınması da belli bir çevrim (kalkıĢ-iniĢ) sayısı sonrasında tamir edilmesi gerekli olan tamirler açısından önem arz etmektedir.

Yapısal tamir kitabında belirtilen bu kısıtlamalar, ilgili hasarla beraber, ilgili parçanın ömrüne göre belirlenmektedir. Bulunan hasarın boyutlarında o parçanın ömrü bir sonraki uçuĢ için yeterli ölçüde emniyetli değil ise uçak bir sonraki uçuĢunu yaptığı sırada, bu hasar parçanın yorulma ömrünü tamamlamasına, dahası parçanın kaybına ve uçuĢ güvenliğinin etkilenmesine yol açabilir. Bu sonuçlar ölümcül olabilir. Özellikle gövde yapıları uçağın bütünlüğünü korur ve hasar sebebiyle ömrünü tamamlamıĢ bir parçanın tamir edilmemesi uçağın bütünlüğünü bozabilir. OluĢan hasarla beraber uçağın uçuĢa elveriĢliliğinin etkilenmesi, yukarıda belirlenen sebeplerden kaynaklanmaktadır.

(41)

2.2.2.1 SAFA denetimleri ve yapısal hasarlar

SAFA (Safety Assessment of Foreign Aircraft) denetimi Yabancı Uçakların Emniyet Değerlendirmesi adı altında gerçekleĢtirilen ve ortak formata sahip olan uçak park sahası denetlemesine verilen isimdir. Bu denetim ilk defa Avrupa Sivil Havacılık Konferansı (ECAC) tarafından ortaya konulmuĢ olup, Avrupa Birliği ülkerlerine sefer düzenleyen diğer ülke uçaklarına yapılmıĢtır[8]

.

SAFA denetimi kapsamında uçak 5 farklı ana baĢlık altında denetlenmektedir[9]

. A. Uçak Güvertesi (Flight Deck)

B. Emniyet/Kabin (Safety/Cabin) C. Uçağın Durumu (Aircraft Condition) D. Kargo (Cargo)

E. Genel (General)

Bu maddeler arasında çok sayıda yapısal konu bulunmakta olup, ilgili yapısal hasarların tamir edilmiĢ olması veya tamir gerektirmeyen durumlarda ilgili hasarların kayıt altına alınma konularını içermektedir.

Yukarıda bahsedilen maddeler arasında prosedürler ve limitler ile ilgili herhangi bir uygunsuzluk bulunması durumunda uçağın uçuĢunun engellenmesi, maddi cezalar alınması veya ilgili uçağa sahip Ģirketin Avrupa Birliğine uçmasının tamamen engellenmesi söz konusu olabilir. Doğal olarak bu denetim bir Ģirketin devamlılığı ve sürekli uçuĢa elveriĢliliğinin sağlanması konusunda yardımcı bir etkendir.

Denetim sırasında bulunan uygunsuzluklar üç farklı seviyede avrupa birliği veritabanına iĢlenmektedir. 1. seviye bulgular ihmal edilebilir olup, ikinci seviye bulgular ise uçuĢa elveriĢlilik üzerinde önemli bir etkiye sahipler ancak uçağın uçmasına engel oluĢturmamaktadırlar. 3. seviye bulgular ise uçağın uçuĢa elveriĢliliği üzerinde çok ciddi etkilere sahip olan bulgulardır. Bu tarz bulguların bulunması durumunda uçağın uçuĢu engellenmekte olup, bir sonraki uçuĢtan önce ilgili bulguların kapatılması gerekmektedir[9]

.

Bu tarz 3. seviye bulgular arasıda çok sayıda yapısal konu yer almakta olup, ilgili tamirlerin yapılması veya gerektiğinde bu yapısal hasarların kayıt altına alınması gerekmektedir. Bu bulgulara örnek olarak Pylon üzerinde yer alan ve periyodik yükleme ve yorulma sonucunda oluĢabilecek eksik perçin ve vidalar