COMPARISON OF STRESSES FOUND BY FINITE ELEMENT METHOD AND ANALYTICAL METHODS

Öz

Fine FEM gives the best and most realistic results provided that the model is prepared according to standards and is verified. However, fine FEM of the entire aircraft takes so long time and requires too much effort. Thus it is not preferred to use in every case. For the first prototype of an aircraft, using coarse FEM approaches can be preferred to be more conservative. The coarse FEM is very useful to perform fast and reliable sizing. Furthermore, estimating stress values on a panel by using coarse FEM proves reliable results considering the maximum difference ratio between fine and coarse model is found as 8,68% due to a fillet which is a high stress concentration region. Therefore at the end of this study, a macro is written and developed according to analytical method with using analytical result which is verified by the finite element method.

Anahtar Kelimeler

• Aircraft wing,coarse model

SONLU ELEMANLAR YÖNTEMİ VE ANALİTİK YÖNTEMLER KULLANILARAK BULUNAN GERİLMELERİN KARŞILAŞTIRILMASI

Öz

Detay model, standartlara uygun olarak hazırlandığı ve doğruluğundan emin olunabildiği takdirde, en iyi ve gerçeğe en yakın sonucu veren modelleme yöntemidir. Ancak tüm bir uçağı detaylı modellemek, zaman ve maliyet açısından çok fazla yük getirecek bir durum olduğundan her koşulda kullanılacak bir yöntem değildir. İlk prototipi yapılan uçaklarda kaba model yaklaşımları kullanılarak daha emniyetli tarafta kalmak tercih edilebilir. Hızlı ve güvenilir boyutlandırma yapmak için kaba model son derece kullanışlıdır. Ayrıca detay model ve kaba model ile gerilme değerleri açısından karşılaştırma yapıldığında değerler arasındaki oransal fark, maksimum %8,68 olarak bulunduğundan ve bu farkın radyus geçişi gibi gerilme konsantrasyonunun yüksek olduğu bölgede olduğu düşünüldüğünde, panel üzerindeki gerilme değerlerinin tahmini için kaba model oldukça güvenilir sonuçlar vermektedir. Bu çalışma sonunda, kaba model kullanılarak analitik yöntemlerle elde edilen sonuçlar belirli ölçüde detay model ile doğrulanmış, hazırlanan analitik metot, bu tip problemlerde kullanılabilecek genel bir makro haline getirilmiştir.

Anahtar Kelimeler

• Uçak kanadı,kaba model

Kaynakça

1. 1. Niu, M. C. Y. 1999. Airframe Stress Analysis and Sizing, 2nd Edition, Hong Kong Conmilit Press LTD, Hong Kong.
2. 2. Jiapeng, T., Ping, X., Baoyuan, Z., Bifu, H. 2013. “A Finite Element Parametric Modeling Technique of Aircraft Wing Structures,” Chinese Journal of Aeronautic, vol. 26, no. 5, p. 1202-1210.
3. 3. Kuntjoro, W., Jalil, A., AMH., Mahmud, J. 2012. "Wing Structure Static Analysis Using Superelement," Procedia Engineering, vol. 41, p. 1600-1606.
4. 4. Brown, M. A., Seugling, M. R. 2004. "Using Plate Finite Elements for Modeling Fillets in Global Response Analysis," Finite Elements in Analysis and Design, no. 40, p. 1963-1975.
5. 5. Flabel, J. C. 1986. Practical Stress Analysis for Design Engineers, First Edition, Lake City Publishing Company, USA.
6. 6. MSC Software NASTRANTM-PATRANTM User Manual, 2005. The MacNeal-Schwindler Corporation.
7. 7. Parady, J. 2010. FEA Model Checking in MSC/MD NASTRANTM-PATRANTM, MSC. Software Sim Academy Series.
8. 8. Bruhn, E. F. 1973. Analysis and Design of Flight Vehicle Structures, Second Edition, Tri State Offset Company, USA.

9. 9. Kaplanlıoğlu, B. 2013. "Uçak Kanadı Ana Kirişi Profil Gövdesinin Kararlı ve Kararsız Kırılma Modlarının Sonlu Elemanlar Yöntemi ve Analitik Yöntemlerle Karşılaştırmalı Olarak İncelenmesi," Yüksek Lisans Tezi, Gazi Üniversitesi, Ankara.