Kompozit Malzemeler Ders Notları

SELÇUK ÜNİVERSİTESİ MAKİNA MÜHENDİSLİĞİ BÖLÜMÜ

İÇİNDEKİLER ÖNSÖZ.........................................................................................................................i ÖZET...........................................................................................................................ii İÇİNDEKİLER..........................................................................................................iii 1. GİRİŞ....................................................................................................................... 1 1.1. KOMPOZİT MALZEMELERİN GELİŞİM SÜREÇLERİ............................. 1 1.2. KOMPOZİT MALZEMELERİN TANIMI...................................................... 4 1.3. KOMPOZİT MALZEMELERİN SINIFLANDIRILMASI............................. 6 1.3.1. Elyaflı Kompozitler................................................................................ 7 1.3.2. Parçacıklı Kompozitler........................................................................... 7 1.3.3. Tabakalı Kompozitler............................................................................. 8 1.3.4. Karma (Hibrid) Kompozitler.................................................................. 8 2. KOMPOZİT MALZEMELERİN GENEL ÖZELLİKLERİ VE DAVRANIŞLARI................................................................................................ 10 2.1. GENEL ÖZELLİKLER..................................................................................10 2.2. KOMPOZİT MALZEMELERİN DAVRANIŞLARI.................................... 15 3. HAVACILIK ENDÜSTRİSİNDE KOMPOZİT MALZEMELERİN KULLANIMI VE SAĞLADIĞI KATKILAR.................................................. 17 3.1. HAVACILIK ENDÜSTRİSİNDE SIK KULLANILAN KOMPOZİT YAPILARIN TANITIMI............................................................................... 18 3.1.1. Elyaflar................................................................................................. 18 3.1.2. Matrisler............................................................................................... 25 3.2. KOMPOZİT MALZEMELERİN AVANTAJLARI...................................... 30 3.2.1. Ağırlık.................................................................................................. 32 3.2.2. Mukavemet ve Tokluk......................................................................... 34 3.2.3. Yorulma................................................................................................ 36 3.2.4. Maliyet................................................................................................. 37 3.2.5. Dizayn.................................................................................................. 37

-i-


3.3. KOMPOZİT MALZEMELERİN UÇAKLARDAKİ BAĞLANTILARI...... 38 3.4. KOMPOZİT DİZAYNINDA DIŞ ORTAM ETKİLERİ............................... 40 3.4.1. Sıcaklık Etkisi..............................................................................................40 3.4.2. Korozyon Etkisi........................................................................................... 41 3.5. KOMPOZİTLERİN UÇAKLARDA KULLANIMI...................................... 42 4. KOMPOZİT MALZEMELERİN HAVACILIK ENDÜSTRİSİNDEKİ UYGULAMALARI............................................................................................. 54 4.1. UÇAKLARIN ÇEŞİTLİ BÖLGELERİNDEKİ KOMPOZİT UYGULAMALARI....................................................................................... 54 4.1.1. Kanatta Kompozit Uygulamaları..........................................................54 4.1.2. Kuyruk Yüzeyi Kompozit Uygulamaları............................................. 62 4.1.3. Gövde Kompozit Uygulamaları........................................................... 75 4.1.4. Motorda Kompozit Uygulamaları........................................................ 81 4.1.5. İniş Takımı Kompozit Uygulamaları................................................... 84 4.1.6. Uçaklarda Diğer Kompozit Uygulamaları........................................... 87 4.2. HELİKOPTERLERDE KOMPOZİT UYGULAMALARI.......................... 90 4.2.1. Helikopter Rotor Paleleri......................................................................90 4.2.2. Casa Helikopteri................................................................................... 90 4.2.3. AH-1G Cobra Helikopteri.................................................................... 90 4.2.4. Gem-2 Helikopteri................................................................................ 91 4.2.5. V/Stol Uçak Parçaları........................................................................... 91 4.3. YENİ GELİŞMELER..................................................................................... 92 SONUÇ...................................................................................................................... 94 KAYNAKLAR..........................................................................................................95 ÖZGEÇMİŞ.............................................................................................................. 96

- ii -


BÖLÜM 1 GİRİŞ 1.1. KOMPOZİT MALZEMELERİN GELİŞİM SÜREÇLERİ Malzeme kullanımı insanlıkla beraber başlamıştır. İlk devirlerde bugünkü gibi doğadaki direkt elde edilebilecek malzemeler kullaııılabiliyordu. İlk zamanlar, en basit malzeme akmak taşı tahta kullanılmıştır. Hemen sonraları çamur-saman karıştırılıp tuğla olarak kullanılmaya başlanılmıştır. M.Ö. 2000 yıllarında bu durum çok iyiydi; çünkü, kesici alet olarak çakmak taşı ve sap yapı malzemesi olarakta en iyi tahta ve pişmiş toprak vardı. Metaller bilinmiyor, bilinse bile hammaddeden saflaştırıp kullanılamıyordu. Çamur içinde gömülmüş saman kurutularak çok iyi bir karma malzeme olabilmektedir veya ok yayı yapılırken üst üste konulan, özellikleri ve lif yönleri farklı ağaç levhalar karma bir plaka oluştururlardı. Sonraları kağıt olarak da papirus kullanılmaya başlanmıştır. Tarihi öneme, (ilk olarak) metallerde altın ile girmişlerdir. Çünkü ilk çağlarda altın kolay işlenebilir olduğu için ilk kullanılan metal olmuştur. Belki de altının asaleti buradan gelmektedir. İşlemeciliğiyle beraber, bakır bronz sonrada demir kullanılmaya başlanmıştır. Demiri işlemeyi başaran insanoğlu artık malzeme bakımından gelişimi hızlandırmaya başlamıştır. Bu devirlerde yapı malzemeleri ve bugüne kadar kullanılabilen malzemelerin önemi de çok büyüktür. Şöyle ki; Mısır Piramitleri ve tapınakları taştan yapılmışlar, bu sebepten o zamandan beri ayakta kalmışlardır. Oysa, en az bunlar kadar görkemli olan Babil Kulesi gibi Mezopotamya Anıtları, çok daha dirençsiz bir malzeme olan tuğladan yapılmış olduklarından hemen hemen tamamen yok olmuşlardır. İlk çağlara kadar bu klasik malzemeler kullanılmıştır. Farklı olarak, ilk denizcilerin bulduğu tahmin edilen camda bu malzemelere eklenmiştir. Tabii ki, ilk aşamada mühendislik malzemesi olarak bu kadar yaygın kullanılamamıştır. Ancak ev eşyaları vb.lerinin yapımında kullanılmıştır. Bu devirlerden başlayıp bugün bile -1-


kullanılan en önemli malzeme ise demir olmuştur. Demirin kullanımı ilk devirlerde bir çok üstünlük sağlamıştır. Örneğin, demirin işlenmesini bilen Hititler henüz demiri tam manasıyla öğrenemeyen bir çok devlete karşı uzun süre efsanevi üstünlük kurmuştur. İsrailliler çamur ve samanla tuğla yaparak, ortaçağda askerler kılıçlarını sağlamlaştırarak, Mısırlılar kontraplağı yaparak vb., günümüze değin önemi gittikçe artan kompozit malzemeyi o zamanlardan kullanmaya başlamışlardır. İlkçağdan itibaren, metal yapımı, işlenmesi, saflaştırılması, dökümü vb. geliştirilmeye başlandı. Artık günümüze kadar I. malzeme sınıfı metaller oldu. Seramikler ve karma malzemeler II. aşamaya kaldı. Gerçi bu metallerde karma metaller olarak kompozit sınıfına bir açıdan girmektedir. Seramik olarak bu devirlerde en önemli kesit çimentonun yapı malzemesi olarak kullanılmasıdır. M.S. 1000 yıllarda gelişen çimentoyla, dökme demir aynı zamanda da imali rasgelmektedir. Şekil 1.1' den görüldüğü üzere tuğla-kağıt-saman vb. başka gerçek anlamda kompozit malzeme geliştirilmemiştir. Zaten ihtiyaçta pek yoktur.

Şekil 1.1. Malzemelerin Tarihsel Gelişimi.

-2-


XX. yüzyıla gelindiğinde, o ana kadar metallerden çelikler, alaşımlar, yapıştırıcılar, lastikler, bakalitler polimer olarak seramiklerden Portland çimentosu, ısıl refrakterleri, vb. geliştirilmiştir. Buraya kadar anlaşılmaktadır ki ilk çağda XX. Yüzyıl başına kadar kompozit malzemelerde fazla bir artma olmamıştır. Geliştirilen kompozitler pahalı olduğu için o güne kadar daima daha ucuz, daha güvenli, daha mukavim vb. malzemeler yapılabilmiştir. Havacılığın I. Dünya Savaşı sonrası ve devrim olarak II. Dünya Savaşı sonrasında hızla gelişmesiyle havacılıkta malzemeye olan ihtiyacın türü değişmeye başladı. Kompozitler önce uçak, sonra uzay yapılarında kullanılmaya başlandı. Dizayn olarak oldukça yüksek bir yapısal verim mukavemet/ağırlık oranının çok yüksek olmasının istenmesi klasik malzemelerde yetersiz bir verim elde edildi. Dolayısıyla kompozit malzemeler bu amaç için en uygun malzemelerdi. Karma yapı malzemesi olarak en önemli yapı malzemesi betondur. “Beton” sözcüğü Hitit-Avrupa kökenli Bitume’den gelmektedir ki, karışım anlamına gelmektedir. İlk bulunduğunda günümüze kadar çok aşama geçirmiştir. Bir çok çeşitleri ve kat kat mukavemet üstünlükleri ortaya çıkmıştır. 1930’lardan sonra ve özellikle II. Dünya Savaşı sıralarında (rein forced contrete-prestreced concrete) betonarme ve ön gerilmeli beton türleri meydana çıkmıştır. Bunların sonunda günümüzde kat kat üstün özellikli betonlar kullanılmaktadır. Metallerde son yıllarda işlemi ve kontrolü daha yüksek kaliteli ve gelişimi yavaş malzeme olarak cam-metaller, Al-Li alaşımları, çift yüzlü çelikler, mikro alaşımlı çelikler ve yeni süper alaşımlı çelikler geliştirilmeye başlanmıştır. Polimerler, yüzyıl başında naylonun gelişmesiyle ön plana çıkmıştır ki, bunların en önemlileri plastiklerdir. Son yıllarda ise Acrylicks, epoxy'ler ve polyesterler çok çok büyük kullanım alanı bulmuşlardır. Seramiklerde, çimentodan sonra sermetler-ısıl seramikler, Al2O3, Si3N4, PsZ, vb. tür seramik çeşitleri geliştirilmeye başlanmıştır.

-3-


1950'li yıllardan sonra, özellikle çok hızlı gelişim gösteren bir dalda biyo malzemelerdir. Polimerler, metal alaşımları seramikler vb. bir çok tıp dalında kullanılmaya başlanmıştır. Özellikle yapay organların yeni protezlerde kullanımı çok artmıştır. Tabii bu dal çok üstün mühendislik-malzeme ve tıp eğitimi isteyen bir daldır. Metallerin, seramiklerin ve polimerlerin gelişmesi dolayısıyla, bunların daha üstün ve daha çok çeşitli özelliği bir arada toplayan malzeme olarak kompozit malzemelerin gelişimi de çok hızlandırılmıştır. Adeta patlama safhasına varmıştır. Havacılığında gelişiminin hızlanması kompozit malzemeye havacılıkta en çok kullanılan malzeme durumuna getirmiştir. Havacılıkta özellikle hava-uzay yapı elemanlarında kullanılan kompozitler klasik tür karma malzemeden ayrıldığı için bunlara “Advanced composite materials” yani ileri kompozit malzemeler denmiştir. Son 10 yılda patlarcasına bir gelişme göstermiştir. Bu zamanlar GFRD-Glass Fiber Reinforced Plastics (Cam elyaflı plastik malzemeler), CFRR-Carbon Fiber Reinforced Plastics (Karbon fiber takviyeli plastik malzemeler), Kevlar (RP-4) geliştirilmiştir. Son bir kaç yılda kullamlan en önemli kompozit malzeme türü ise metalmatrisli kompozit malzemedir. Özellikle çok yüksek mukavemet/ağırlık. oranı isteyen uçaklarda aşırı derecede kullanılır olmuştur. Bunun yanında seramik kompozitlerde umut verici gelişmeler gözükmektedir. 1.2. KOMPOZİT MALZEMELERİN TANIMI Günümüzde kullanılan kompozit malzemelerin tanımı çok geneldir. Ancak, bu bakımdan bazı sınırlamalar getirmektedir. Tanım olarak kompozit malzemeler; “Dizayn amacına uygun olarak (ısıl, mekanik, fiziksel, işletme vb.) istenilen bir veya birden fazla özelliği içeren bileşenlerin bir araya makro ve/veya mikro olarak getirilmesi ile oluşturulan, istenen özellikleri baskın, istenmeyen özelliklerin yok edilmesini sağlayan malzemelere” verilen genel addır.

-4-


Bu tanıma göre kompozit malzemeler ; a) Dizayn amacı olan (yüksek mukavemet-düşük ağırlık gibi), b) Dizayn amacı sağlayan birden fazla saf/kompozit malzeme bulunduran (beton basma-yapı dayanımı), c)

Uygun yöntemle makro/mikro bileşime sahip,

d) İstenmeyen özelliklerin azaltılabilmesi özelliklerine sahip olmalıdır. Bu tanım çok genel olmasına karşın, kompozit malzeme ile kompozit yapı çoğunlukla karıştırılmaktadır. Çelik ile çelik bir kafes sistem gibidir. Örneğin, uçak kanadı kompozit malzeme tanımına uyduğu halde bir kompozit malzeme değildir. Kompozit yapı ile kompozit konstrüksiyon karıştırılmamalı veya ayrımı ile yapılmalıdır. Aşağıda kompozit yapıları bir kaç örnek vererek açıklayabiliriz ; Kimya endüstrisinde çok kullanılan reaktif veya çözeltilerin depolanmasında kullanılan depoların yapımıdır. Depolarda beklenen özelliklere gelince; aktif malzemeye karşı dirençli, basınca, darbeye vb. dayanıklı olmalıdır. Dolayısıyla yüksek mukavemetli ve dayanıklı olmalıdır. Akla ilk gelen paslanmaz çeliktir. Fakat sonuçta ağır, pahalı, yapımı zor bir malzeme ile bu işi gerçekleştirmiş oluruz, bunun yerine kimyasal korozyondan korunmak için daha dirençli adi bir paslanmaz bir çelikten bir ince depo (ve daha ucuz), dışına da yüksek mukavemeti sağlamak için ise dışarıya bir plastik veya çelik bir kaplama uygun bir yolla birleştirilmesi uygun olur. Bu durumda bir kompozit malzeme üretilir. Uçak kanatlarında istenen özellikler; ince yapı + düşük yapı + yayılı eğilme momentine yüksek dayanım gerekmektedir. Örneğin, kanadı komple çelikten yapmak mantıksızdır. Bunun yerine, kayma gerilmelerine mukavim iki saç tabakasına profil şekli verip araya Lanjeran ana desteği ile arasına bal peteği ile kaplama (Honeycomb) yapılır ve uygun bir şekilde bir birleştirme yapılırsa aynı işlem yapılır. Dolayısıyla istenen görev daha hafif daha mukavim olarak faklı malzemelerle gerçekleştirilmiş olur. -5-


Mühendislikte en çok kullanılan temel ilke şudur: düşük maliyet istenen yerlerde ilk önce klasik malzemeler sağlamıyorsa kompozit malzeme dizaynına gidilir. Kompozit yapılarda birçok birleşme derecesi vardır. Mikro yapılarda birleşmelerde, atomsal, moleküler yapıda birleşim oluşur. Bunlara örnek olarak alaşımlar verilebilir (sadece tek fazlı alaşımlar). Ayrıca seramikler, polimerler vb., mikro düzeyde yine kristal vb. yapıda oluşan birleşim vardır. Bunlara da örnek olarak çok fazlı bileşimler örnek olarak verilebilir. Makro yapıda bileşimler ise en çok bilinen ve kullanılan kompozitlerdir. Fiberler örnek olarak gösterilebilir. Bunun yanında hem makro hem mikro yapılar-birleşimli kompozitlerde vardır. Örneğin semetler hem mikro hem makro yapıda taneciklerden oluşur. 1.3. KOMPOZİT MALZEMELERİN SINIFLANDIRILMASI Yapılarında

çok

sayıda

farklı

malzeme

kullanılabilen

kompozitlerin

gruplandırılmasında kesin sınırlar çizmek mümkün olamamakla birlikte, yapıdaki malzemelerin formuna göre bir sınıflama yapmak mümkündür. Bu sınıflama Şekil 1.2’de verilmektedir.

Şekil 1.2. Kompozit Malzemelerin Sınıflandırılması. -6-


a) Elyaflı Kompozitler b) Parçacıklı Kompozitler c) Tabakalı Kompozitler d) Karma Kompozitler 1.3.1. Elyaflı Kompozitler Bu kompozit tipi

ince elyafların matris yapıda yer almasıyla meydana

gelmiştir. Elyafların matris içindeki yerleşimi kompozit yapının mukavemetini etkileyen önemli bir unsurdur. Uzun elyafların matris içinde birbirlerine paralel şekilde yerleştirilmeleri ile elyaflar doğrultusunda yüksek mukavemet sağlanırken, elyaflara dik doğrultuda oldukça düşük mukavemet elde edilir. İki boyutlu yerleştirilmiş elyaf takviyelerle her iki yönde de eşit mukavemet sağlanırken, matris yapısında homojen dağılmış kısa elyaflarla ise izotrop bir yapı oluşturmak mümkündür. Elyafların mukavemeti kompozit yapının mukavemeti açısından çok önemlidir. Ayrıca, elyafların uzunluk/çap oranları arttıkça matris tarafından elyaflara iletilen yük miktarı artmaktadır. Elyaf yapının hatasız olması da mukavemet açısından çok önemlidir. Kompozit yapının mukavemetinde önemli olan diğer bir unsur ise elyaf matris arasındaki bağın yapısıdır. Matris yapıda boşluklar sözkonusu ise elyaflarla temas azalacaktır. Nem absorbsiyonu da elyaf ile matris arasındaki bağı bozan olmusuz bir özelliktir. 1.3.2. Parçacıklı Kompozitler Bir matris malzeme içinde başka bir malzemenin parçacıklar halinde bulunması ile elde edilirler. İzotrop yapılardır. Yapının mukavemeti parçacıkların sertliğine bağlıdır. En yaygın tip plastik matris içinde yer alan metal parçacıklardır. Metal parçacıklar ısıl ve elektriki iletkenlik sağlar. Metal matris içinde seramik

-7-


parçacıklar içeren yapıların (cermet), sertlikleri ve yüksek sıcaklık dayanımları yüksektir. Uçak motor parçalarının üretiminde tercih edilmektedirler. 1.3.3. Tabakalı Kompozitler Tabakalı kompozit yapı, en eski ve en yaygın kullanım alanına sahip olan tiptir. Farklı elyaf yönlenmelerine sahip tabakaların bileşimi ile çok yüksek mukavemet değerleri elde edilir. Isıya ve neme dayanıklı yapılardır. Metallere göre hafif ve aynı zamanda mukavemetli olmaları nedeniyle tercih edilen malzemelerdir. Sürekli elyaf takviyeli tabakalı kompozitler uçak yapılarında, kanat ve kuyruk grubunda yüzey kaplama malzemesi olarak çok yaygın bir kullanıma sahiptirler. Ayrıca, uçak yapılarında yaygın bir kullanım alanı olan sandviç yapılar da tabakalı kompozit malzeme örneğidirler. Sandviç yapılar, yük taşımayarak sadece izolasyon özelliğine sahip olan düşük yoğunluklu bir çekirdek malzemenin alt ve üst yüzeylerine mukavemetli levhaların yapıştırılması ile elde edilirler. 1.3.4. Karma (Hibrid) Kompozitler Aynı kompozit yapıda iki ya da daha fazla elyaf çeşidinin bulunması olasıdır. Bu tip kompozitlere hibrid kompozitler denir. Bu alan yeni tip kompozitlerin geliştirilmesine uygun bir alandır. Örneğin, kevlar ucuz ve tok bir elyafdır ancak basma kuvveti düşüktür. Grafit ise düşük tokluğa sahip, pahalı ancak iyi basma kuvveti olan bir elyaftır. Bu iki elyafın kompozit yapısında bir arada bulunması ile elde edilen hibrid kompozitin tokluğu grafit kompozitten daha iyi aynı zamanda maliyeti daha düşük ve basma mukavemeti de kevlar elyaflı kompozitten daha yüksek olmaktadır.

-8-


Farklı tiplerdeki hibrid kompozitler aşağıdaki gibi gruplandırılabilir ; 1. Matris içinde iki ya da daha fazla tabaka içerirler. Her tabaka belirli bir yöndeki takviyeleri içerir ve her bir tabakada belirli bir tip elyaf kullanılmıştır. Tabakalar amaca göre istenilen şekilde yerleştirilirler. 2. İki ya da daha fazla elyaf karışım halinde aynı tabakada yer alır ve tabakalar istenilen şekilde birleştirilerek hibrid kompozit elde edilir. 3. Reçine matrisli tabakalar ve metal matrisli tabakalar gibi farklı kompozit yapıları içeren süper hibridler elde edilebilir. Süper hibridlerde tabakalar bir yapışkan malzeme ile birleştirilirler.

-9-


BÖLÜM 2 KOMPOZİT MALZEMELERİN GENEL ÖZELLİKLERİ VE DAVRANIŞLARI 2.1. GENEL ÖZELLİKLER Kompozitler çok genel konu olmasına karşın mekaniksel davranış bakımından mikromekanik ve makromekanik olmak üzere iki kısma ayrılabilir. Mikromekaniksel davranış: Yapı bileşenlerinin özellikleri ayrı ayrı ve hacimsel oranları ile beraber düşünülerek kompozit malzemenin mukavemet, rijitlik, gerilmedeformasyon davranışları gibi özellikler belirlenir, tanımlanır. Makromekaniksel ise malzemenin yapı

bileşenlerinin

ayrı

ayrı

özellikleri

düşünülmeden,

ortalama

görünür

özelliklerinden hareket ederek uygulanan gerilmelere karşı davranışlardır. Kompozit malzemeler birçok açıdan, düşük maliyette klasik malzemelere göre üstünlük göstermektedirler. Çok zor hizmet koşullarında klasik malzemenin yapamayacağı görevleri başarmaktadırlar. Bundan ötürü bu durumda da maliyet pek aranmaz. Kompozit

malzemelerin

en

önemli

üstünlükleri,

ağırlıklarının

çok

azaltılabilmesine imkan tanımasıdır. Kompozit yapı iç bileşenleri birbirlerine genelde kovalent bağla bağlı oldukları için çok yüksek dayanımlara erişebilmektedirler. Ağırlıktan kasıt ta, mukavemet/ağırlık oranıdır. Kompozit malzemelerde bu oran klasik malzemelere oranla çok yüksektir. İç yapının bu özelliklerinden dolayı kompozit malzeme yüksek mukavemet, yüksek elastisite modüllerine, iyi derecede yorulma ve sürünme özelliklerine vb. yapısal özelliklere sahiptirler. Şekil 2.1. ve 2.2.’de özelliklerine dair kıyaslamalar verilmiştir. Kompozit malzemelerde birbirine zıt özellikleri isteyen yönlerde kullanılır. Şöyle ki, yüksek mukavemetli tok bir malzeme klasik yapıyla uyuşmaz. Çünkü malzemenin gerilme mukavemeti arttıkça tokluğu düşer, yani kırılganlaşır. Örneğin, cam yüksek basınçlara dayanabilse de çok büyük deformasyonlarda kırılganlaşır. - 10 -


Şekil 2.1’de görüldüğü üzere kompozit malzemelerde eğrinin altında kalan alan çok büyüktür.

Şekil 2.1. Malzemelerin Gerilme-Deformasyon İlişkileri. Bu malzeme kırılana kadar bünyesinde çok enerji depo ettiğini gösterir. Buna en iyi karayollarında kenar banketleridir. Otoban yollardaki bu banketler arabaların çarpmasına karşı çok dayanıklıdırlar. Tablo 2.1’de de görüldüğü gibi tok malzemeler diğerlerine göre çok aşırı miktarda enerji içererek kopar. Genel kullanılan kompozit malzemelerde yapısal bileşenleri arasında mukavemet ve tokluk özelliği bakımından - 11 -


bir fark yoktur. Fakat en çok kullanılan tek yönlü kompozit malzemelerde bu özellikler kendisini oluşturan klasik malzemelere oranla çok çok üstündür.

Yoğunluk ρ (gr/cm3)

Elastik Modül E (GPa)

Özgül E. Modül E/ρ

Çekme Muk. σç (GPa)

Özgül Çek. Muk. σç / ρ

Maks. Şek. Değ. (%)

ÇELİK (3140)

7,90

200,0

25

1,85

0,24

11,00

ALÜMİNYUM ASG (6061) T6

2,70

70,0

26

0,35

0,13

11,00

ALÜMİNYUM AU4G1 (2024) T4

2,80

73,0

26

0,29

0,21

11,00

ALÜMİNYUM A25G4 (7075) T6

2,80

76,0

27

0,45

0,16

11,00

TİTANYUM T6V

4,40

119,0

27

1,14

0,26

14,00

BOR/EPOKSİ

2,10

270,0 *

129 *

2,00 *

0,95 *

6,50*

BOR/ALÜMİNYUM

2,70

225,0 **

83 *

1,25 *

0,46*

10,00*

GRAFİT/EPOKSİ

1,70

208,0 * 10,3 **

122 *

1,34 * 0,03 **

0,79*

0,78* 0,29**

1,50

142,0 * 10,3 **

95 *

1,60 * 0,07 **

1,06*

1,10* 0,57**

1,35

80,0 * 5,5 *

59 *

1,38 * 0,03 **

1,02*

1,70* 0,57**

2,20

53,0 * 12,4 **

24 *

1,45 * 0,04 **

0,66*

2,70* 0,30**

KARBON/POLYESTER

1,68

127,5 * 7,6 **

76 *

1,52 * 0,04 **

0,9*

1,20* 0,53**

KEVLAR/POLYESTER

1,40

76,0 * 5,5 **

54 *

1,20 * 0,02 **

0,86*

1,60* 0,40**

CAM/POLYESTER

1,80

39,0 * 9,6 **

22 *

1,13 * 0,02 **

0,63*

2,80* 0,21**

MALZEME K O N V A N S İ Y O N E L

K O KARBON/EPOKSİ M P KEVLAR/EPOKSİ O Z İ CAM/EPOKSİ T

* : Elyaflar yönünde **: Elyaflara dik yönde Tablo 2.1. Yapısal Uçak Malzemelerinin Mekanik Özellikleri.

- 12 -


Kompozit malzemelerin klasik malzemelere oranla diğer bir üstünlükleri de yorulma özelliklerinin çok iyi oluşudur. Şekil 2.2’den de görüleceği üzere klasik malzemelere göre kompozit yapı malzemelerinin gerilme/yoğunluk-tekrar arası ilişkide daha uzun ömürle daha yüksek oranlara dayanabilmektedirler. Kompozit malzemelerin

yorulma

özelliklerinin

iyi

oluşu

yapısal

dizaynından

kaynaklanmaktadır. Klasik malzemelerde dinamik yüke binmiş parçada oluşacak bir hata-çatlak vb. hızla ilerler ve sonuçta malzeme kopar. Halbuki fiber kompozit gibi kompozit malzemelerde, kopan fiberler veya bileşenlerden matrise veya diğer elemanlara geçmez, geçmesi çok zordur. Özellikle tek ve çok eksenli gerilme taşıması için dizayn edilmiş kompozit malzemelerde gerilme doğrultularında yorulma özelliği çok fazladır. İdeal halde kompozit malzemede, iyi dizaynda, pratik olarak sonsuz ömürlü konstrüksiyon yapılabilir.

Şekil 2.2. Malzemelerin Yorulma Özellikleri Kompozit malzemelerde, yüksek ısıl gerilmelere dayanıklı malzeme dizaynı da kolay ve mümkündür. Özellikle tabakalaşmış kompozit malzemelerde bu dizayn yapılır. Örneğin, sıvı yakıcı-yakıtlı roket motoru yanma odası dizaynında burada - 13 -


malzemeden istenen özellikler düşük ağırlık, yüksek ısıl ve basınca dayanıklılık, yanma (combustion instability) kararsızlığından oluşan yüksek dinamik yüklere dayanım (ve dolayısıyla yüksek bir creep dayanımı) gibi özelliklerdir. Görüleceği üzere bu özellikler birbiriyle çelişen özelliklerdir. Hepsi değil iki özelliğin daha bir arada bulunması zordur. İşte bu tür yapılar içinde kompozit malzemeler kullanılabilir. Örneğin , IMI Titanyum alaşımlan, 6Al-4V Titanyum alaşımları, RMI SAl-5Sn-2Zr-2M-Si (Alpha Titanyum Alloy for High Temperatures) gibi aynı örnekte de görüleceği üzere kompozit malzemenin ayrıca yüksek bir korozyona dayanıklılığı da olması gerekmektedir. Çünkü yüksek hızla yarıma vardır. Bu da tabakalı vb. yapılı kompozitlerle sağlanır. Üstte sayılan özellikler istenirken kompozit malzemeler ayrıca düşük maliyeti de sağlar. Maliyeti burada iki kısma ayırabiliriz; Sabit maliyet (ilk yapım masrafları vb.), değişen maliyetler (işletme maliyetleri). Kompozit malzemeler üstte sayılan özellikleri taşırken, klasik malzemelere göre de gerek imalat ve gerekse işletme açısından kolay yapılabilir ve ağırlık bakımından düşük oldukları için de kolay işletilebilir malzemelerdir. Dolayısıyla işletme ve imalat maliyetleri çok düşüktür. Tüm bunların yanında kompozit malzemeler yüksek performanslıdırlar. Yani yapısal ve işletim amaçlarına göre verimleri çok yüksektir. Genel olarak istenen özelliklerden daha yüksek nitelikler verir. Kompozit malzemeler kendisini oluşturan yapısal elemanlar, bunların birleşim düzeni ve birbirine etkileri şeklinde incelenebilir. Çünkü sonuçta oluşan kompozit malzemenin özellikleri bu üç ana etkenle ortaya çıkmaktadır. Dolayısıyla bu yapı elemanları, imalat yöntemlerine ve sonrada işletilmesine etkilidir. Sonuç olarak tüm kompozit malzemelerin ana üstün özeliklerini şöyle sıralanabilir; 1) Çok bileşenli malzeme olduğu için aşırı dizayn istekleri sağlanabilir, 2) %20 - %60 oranında ağırlık azaltılması sağlanmıştır, 3) Genellikle sabit ve değişken maliyetleri düşüktür, 4) Isıl genleşmeleri düşük yapılabilir, 5) Yorulma ve kırılma özellikleri iyidir. 6) Korozyona direnci iyidir, - 14 -


7) Çarpışma ve hasar toleransı yüksektir, 8) Tabakalılarda klasik malzemelere göre direnci iyidir, 9) İmalat ve montajı kolaydır, 10) Kompozitlerin şekillendirilmesi klasik metallerin şekillendirilmesine oranla yaklaşık 5 kat daha ucuzdur, 11) Hafiftir, yani mukavemet/ağırlık oranı yüksektir, 12) Kolay ve hızlı üretim yapılabilir, 13) İlave katkı malzemeleriyle çok çeşitli özellikler kazandırılabilir.

2.2. KOMPOZİT MALZEMELERİN DAVRANIŞLARI Kompozitlerin özellikleri ve davranışları üç etkene bağlıdır. Bunlar; a) Bileşen malzemeleri, b) Bileşen şekli ve yapısal düzeni, c)

Bileşenlerin etkileşimi,

olarak belirtilebilir.

Bunlardan birincisi, yani kompoziti oluşturan malzemeler, kompozitin genel düzeni ve özelliklerinin temel belirleyicisidir. Bu nedenle malzeme yanında, bileşenlerin yapısal ve geometrik özellikleri de kompoziti belirleme de oldukça önemlidir. Şekil ve boyutlar, yapısal düzen, dağılım ve miktar, performansı etkileyen ikinci tür etkenlerdir. Malzeme veya şekilce farklı olan bileşenler kompoziti oluşturduğuna göre, bunların etkileşmesi ve birleşmesinden doğan etkiler de kompozitin performansında belirleyici olacaktır. Nitekim kompozit oluşturmada temel ilke de farklı malzeme ve şekildeki bileşenlerin etkileşimi sonucu istenen özellikleri elde etmektir. Kompozitin özellikleri onu oluşturan bileşenlerin özelliklerinden üç şekilde ayrılabilir; a) Toplama : Kompozitin özellikleri, bileşenin katkısının birbirinden bağımsız olamsı

durumunda

yoğunlukları

ile

görülür.

hacim

Örneğin

oranlarının

kompozitin çarpımlarının

- 15 -

yoğunluğu, toplamına

bileşenlerin eşittir.

Katlı


kompozitlerde bu basit toplama kuralı elektrik ve ısı iletimi ile ilgili özelliklere de uygulanabilir. b) Tamamlama : Bu durumda her bileşen diğerini ondan farklı ve bağımsız özellikler göstererek tamamlar. Kaplama şeklindeki birçok katlı kompozit yapısal mukavemeti sağlayan güçlü malzeme tabakaları ile bunların üzerine kaplanan ve korozyon direnci gibi yüzey özelliklerine sahip bir malzeme tabakasının birleşmesinden oluşur. c) Etkileşme : Bir bileşenin özelliği diğerininkinden bağımsız değilse bu durum görülür. Bileşenin etkileşimi sonucunda oluşan kompozitin özellikleri, ya bileşenlerinkinden daha iyidir, ya da ara değerdedir. Doğal olarak en çok istenen etki özelliklerinin iyileşmesidir. Örneğin, cam fiberlerle güçlendirilmiş plastikte, kompozitin mukavemeti hem cam fiberler, hem de plastik matrisin mukavemetinden daha fazladır. Bunun nedeni iki bileşenin şekil değişimlerinin birbirinden bağımsız olmamasıdır. Düşük elastisite modüllü, düşük mukavemetli plastik önce şekil değiştirir ve gerilmeyi yüksek mukavemetli cam fiberlere dağıtır. Ayrıca bir cam fiber zayıfladığında gerilme, matris aracılığıyla yeniden diğer fiberlere dağıtılır. Kompozit bileşenleri arasındaki etkileşimin cinsi ve etkinliği ara yüzeye bağlıdır. kompozitin çevre etkilerine bağlı olarak özelliklerinin azalması, fiber-matris ara yüzeyindeki bağ kuvvetinin azalmasıyla açıklanabilir. Ara yüzey bağı ile ilgili çalışmalar son zamanlarda çok kaba olmasına rağmen, bazı kalitatif değerler ortaya konmuştur. Kuru ortamda yapılan deneyde eşleşme maddelerinin ilavesi, fazlar arasındaki yapışmayı artırarak uzunlamasına tokluk ve mukavemette çok az bir artışa neden olmuştur. Ara yüzey bağının bozulması ıslanma olarak adlandırılır. Bu olay takviye edilmiş elastomerler ve katı yakıtlı roket motorları üzerinde çalışırken gözlenmiş olmasına rağmen, pek hassas olarak tayin edilememiştir.

- 16 -


BÖLÜM 3 HAVACILIK ENDÜSTRİSİNDE KOMPOZİT MALZEMELERİN KULLANIMI VE SAĞLADIĞI KATKILAR Kompozit malzemelerin uçaklarda kullanılması, II. Dünya Savaşı öncesine uzanır. O yıllarda kontrol kablosu yuvaları, bağlantılar gibi ikincil yapılarda, katkılı plastik malzemeler kullanılmıştır. Ancak ederlerinin fazla olması yüzünden, o yıllarda bu malzemeler uçaklarda yaygın olarak kullanılamamıştır. 1940’ların başlarında üretilmeye başlanan, polyester reçinelerden düşük yoğunluklu stirenin cam fiberleriyle katkılanması sonucu, hem ucuz hem de işlenişi kolay bir kompozit türü elde edilmiştir. Kompozitlerin uçak birincil yapılarında yapılarındaki ilk kullanımı, Mart 1944’de ilk uçuşunu yapan Vulte BT-15 uçağında olmuştur. Böylece dayanım/ağırlık oranı baz alınarak alüminyuma göre %50 daha güçlü bir yapı elde edilmiştir. Mart 1945’de ise AT-6C uçağına ait ilk kompozit kanat üretilmiştir. l946’da R.E. Young ilk kompozit roket motor borusunu geliştirmesinden 2 yıl sonra, A.B.D. Hava Kuvvetleri ses üstü uçak ve roket tasarımında kullanılmak üzere, kompozit malzemeler üzerine çok geniş bir programı yürürlüğe koydu. Ancak yüksek maliyetle son verildi. 1950’lerde Amerika’daki sivil havacılık şirketleri, kompozit kanat üretim çalışmasına yöneldiler. 1970’lerde A.B.D. Hava Kuvvetleri F-15 ve F-18’lerde kompozit uygulamalarını başlattı. 1980’lerde ise kompozit kullanımı çığ gibi arttı. Uzayda da roket borusunda, füze sistemlerinde, uydularda ve hatta uzay mekiğinde kompozit yapılar kullanılmıştır. 1979’lu yıllarda 10.440 ton olan kompozit malzeme kullanımı, 2000’li yıllarda 20.000 ton civarında olacaktır.

- 17 -


3.1. HAVACILIK ENDÜSTRİSİNDE SIK KULLANILAN KOMPOZİT YAPILARIN TANITIMI 3.1.1. ELYAFLAR Matris malzeme içinde yer alan elyaf takviyeler kompozit yapının temel mukavemet elemanlarıdır. Düşük yoğunluklarının yanı sıra yüksek elastik modüle ve sertliğe sahip olan elyaflar kimyasal korozyona da dirençlidir. Günümüzde kompozit yapılarda en önemli takviye malzemeleri sürekli elyaflardır. Bu elyaflar özellikle modern kompozitlerin oluşturulmasında önemli bir yer tutarlar. Cam elyaflar teknolojide kullanılan en eski elyaf tipleridir. Son yıllarda geliştirilmiş olan bor, karbon, silisyum karbür ve aramid elyaflar ise gelişmiş kompozit yapılarda kullanılan elyaf tipleridir. Elyafların ince çaplı olarak üretilmeleri ile, büyük kütlesel yapılara oranla yapısal hata olasılıkları en aza indirilmiştir. Bu nedenle üstün mekanik özellikler gösterirler. Ayrıca, elyafların yüksek performanslı mühendislik malzemeleri olmalarının nedenleri aşağıda verilen özelliklere de bağlıdır ; 1. Üstün mikroyapısal özellikler, tane boyutlarının küçük oluşu ve küçük çapta üretilmeleri. 2. Boy/çap oranı arttıkça matris malzeme tarafından elyaflara iletilen yük miktarının artması. 3. Elastik modülünün çok yüksek olması. 3.1.1.1. Cam Elyaflar Cam elyaflar, sıradan bir şişe camından yüksek saflıktaki quartz camına kadar pek çok tipte imal edilirler. Cam amorf bir malzemedir ve polimerik yapıdadır. Üç boyutlu moleküler yapıda, bir silisyum atomu dört oksijen atomu ile çevrilmiştir. - 18 -


Silisyum metalik olmayan hafif bir malzemedir, doğada genellikle oksijenle birlikte silis (SiO2) şeklinde bulunur. Cam eldesi için silis kumu, katkı malzemeleri ile birlikte kuru halde iken 1260 ºC civarına ısıtılır ve soğumaya bırakıldığında sert bir yapı elde edilir. Cam elyafın bazı özellikleri aşağıdaki gibi özetlenebilir ; 1. Yüksek çekme mukavemetine sahiptirler, birim ağırlık başına mukavemeti çeliğinkinden daha yüksektir. 2. Isıl dirençleri düşüktür. Yanmazlar, ancak yüksek sıcaklıkta yumuşarlar. Bu özellikleri katkı malzemeleri kullanılarak iyileştirilebilir. 3. Kimyasal malzemelere karşı dirençlidirler. 4. Nem absorbe etme özellikleri yoktur, ancak cam elyaflı kompozitlerde matris ile cam elyaf arasında nemin etkisi ile bir çözülme olabilir. özel elyaf kaplama işlemleri ile bu etki ortadan kaldırılabilir. 5. Elektriği iletmezler. Bu özellik sayesinde elektriksel yalıtımın önem kazandığı durumlarda cam elyaflı kompozitlerin kullanılmasına imkan tanırlar. Cam elyaf imalinde silis kumuna çeşitli katkı malzemeleri eklendiğinde yapı bu malzemelerin etkisi ile farklı özellikler kazanır. Dört farklı tipte cam elyaf mevcuttur. 1. A (Alkali) Camı A camı yüksek oranda

alkali içeren bir camdır. Bu nedenle elektriksel

yalıtkanlık özelliği kötüdür. Kimyasal direnci yüksek olan A camı, en yaygın cam tipidir. 2. C (Korozyon) Camı Kimyasal çözeltilere direnci çok yüksektir, bileşimi ve özellikleri Tablo 3.1’de verilmektedir. 3. E (Elektrik) Camı Düşük alkali oranı nedeniyle elektriksel yalıtkanlığı diğer cam tiplerine göre çok iyidir. Mukavemeti oldukça yüksektir. Suya karşı direnci de oldukça iyidir. Nemli ortamlar için geliştirilen kompozitlerde genellikle E camı kullanılır. - 19 -


4. S (Mukavemet) Camı Yüksek mukavemetli bir camdır. Çekme mukavemeti E camına oranla %33 daha yüksektir. Ayrıca yüksek sıcaklıklarda oldukça iyi bir yorulma direncine sahiptir. Bu özellikleri nedeniyle havacılıkta ve uzay endüstrisinde tercih edilir. Cam elyaflar genellikle plastik veya epoksi reçinelerle kullanılırlar. Tablo 3.1’de cam elyaf tiplerine ait kimi özellikler verilmiştir.

Özellikler

Cam Tipi A

C

E

S

2.50

2.49

2.54

2.48

-

69.0

72.4

85.5

3033.0

3033.0

3448.0

4585.0

8.6

7.2

5.0

5.6

727.0

749.0

841.0

970.0

SiO2

72.0

64.4

52.4

64.4

Al2O3, Fe2O3

0.6

4.1

14.4

25.0

CaO

10.0

13.4

17.2

-

MgO

2.5

3.3

4.6

10.3

Na2O, K2O

14.2

9.6

0.8

0.3

B2O3

-

4.7

10.6

-

BaO

-

0.9

-

-

3

Özgül ağırlık (gr/cm ) Elastik modül (GPa) Çekme mukavemeti (MPa) Isıl genleşme katsayısı (m/m/ºCx10-6) Yumuşama sıcaklığı (ºC) Katkı Malzemeleri (%)

Tablo 3.1. Cam Elyafların Mekanik Özellikler ve Bileşimleri.

3.1.1.2. Bor Elyaflar Bor elyaflar aslında kendi içlerinde kompozit yapıdadırlar. Çekirdek olarak adlandırılan ince bir flamanın üzerine bor kaplanarak imal edilirler. Çekirdek genellikle Tungstendir. Karbon çekirdek de kullanılabilir ancak bu yeni bir uygulamadır.

- 20 -


Bor-Tungsten elyaflar, sıcak tungsten flamanın hidrojen ve bortriklorür (BCl3) gazından geçirilmesi ile üretilirler. Böylece Tungsten flamanın dışında bor plaka oluşur. Bor elyaflar değişik çaplarda üretilebilirler (0.05 mm ila 0.2 mm). Tungsten çekirdek ise daima 0.01 mm çapında üretilir. Bor elyaflar yüksek çekme mukavemetine ve elastik modüle sahiptirler. Çekme mukavemetleri 2758 MPa ila 3447 MPa’dır. Elastik modül ise 400 GPa’dır. Bu değer S camının elastik modülünden beş kat daha fazladır. Üstün mekanik özelliklere sahip olan bor elyaflar, uçak yapılarında kullanılmak üzere geliştirilmişlerdir. Ancak, maliyetlerinin çok yüksek olması nedeniyle, son yıllarda yerlerini karbon elyaflara bırakmışlardır. Bor elyafların Silisyum Karbür (SiC) veya Bor Karbür (B4C) kaplanmasıyla yüksek sıcaklıklara dayanım artar. Özellikle bor karbür kaplanması ile çekme mukavemeti önemli ölçüde artırılabilir. Bor elyafların erime sıcaklıkları 2040 ºC civarındadır.

3.1.1.3. Silisyum Karbür Elyaflar Bor gibi, Silisyum karbürün tungsten çekirdek üzerine kaplanması ile elde edilirler. 0.1 mm ila 0.14 mm çaplarında üretilirler. Yüksek sıcaklıklardaki özellikleri bor elyaflardan daha iyidir. Silisyum karbür elyaf 1370 ºC’ta mukavemetinin sadece %30 ’nu kaybeder. Bor elyaf için bu sıcaklık 640 ºC’tır. Bu elyaflar genellikle Titanyum matrisle kullanılırlar. Jet motor parçalarında Titanyum, Alüminyum ve Vanadyum alaşımlı matris ile kullanılırlar. Ancak Silisyum karbür elyaflar Bor elyaflara göre daha yüksek yoğunluğa sahiptirler. Silisyum karbürün karbon çekirdek üzerine kaplanması ile üretilen elyafların yoğunluğu düşüktür.

- 21 -


3.1.1.4. Alümina Elyaflar Alümina, Alüminyum oksittir (Al2O3). Elyaf formundaki alümina, 0.02 mm çapındaki alümina flamanın Silisyum dioksit (SiO2 ) kaplanması ile elde edilir. Alümina elyafların çekme mukavemetleri yeterince iyi değildir ancak basma mukavemetleri

yüksektir.

Örneğin,

alümina/epoksi

kompozitlerin

basma

mukavemetleri 2275 ila 2413 MPa’dır. Ayrıca, yüksek sıcaklık dayanımları nedeniyle uçak motorlarında kullanılmaktadırlar. 3.1.1.5. Grafit (Karbon) Elyaflar Karbon, yoğunluğu 2.268 gr/cm3 olan kristal yapıda bir malzemedir. Karbon elyaflar cam elyaflardan daha sonra gelişen ve çok yaygın olarak kullanılan bir elyaf grubudur. Hem karbon hem de grafit elyaflar aynı esaslı malzemeden üretilirler. Bu malzemeler hammadde olarak bilinirler. Karbon elyafların üretiminde üç adet hammadde mevcuttur. Bunlardan ilki rayondur (suni ipek). Bu hammadde inert bir atmosferde 1000 – 3000 ºC civarına ısıtılır ve aynı zamanda çekme kuvveti uygulanır. Bu işlem mukavemet ve tokluk sağlar. Ancak yüksek maliyet nedeniyle rayon elyaflar uygun değildirler. Elyaf imalatında genellikle rayonun yerine poliakrilonitril (PAN) kullanılır. PAN bazlı elyaflar 2413 ila 3102 MPa değerinde çekme mukavemetine sahiptirler ve maliyetleri düşüktür. Karbon ve grafit aynı hammaddeden elde edilirler, grafit daha yüksek sıcaklıkta elde edilir, bu da daha yüksek saflık sağlar. Karbon ve grafit elyafların karşılaştırılması Tablo 3.2’de verilmektedir.

- 22 -


Özellik

Grafit

Karbon

Saflık (%)

99

93 – 95

İşlem Sıcaklığı (ºC)

> 1700

< 1700

Elastik Modül (GPa)

> 345

< 345

Tablo 3.2. Karbon ve Grafit Elyafların Karşılaştırılması. Grafit elyaflar yaklaşık 0.008 mm çapında üretilirler. PAN bazlı grafit elyaflar çeşitli özelliklerde üretilebilirler. 1. Yüksek çekme mukavemetine ve 200 – 300 GPa değerinde orta elastik modüle sahip olan elyaflar (High Tensile Strength “HT”) 2. 400 GPa değerinde yüksek elastik modüllü elyaflar (High Module “HM”) Karbon elyafların en önemli özellikleri düşük yoğunluğun yanı sıra yüksek mukavemet ve tokluk değerleridir. Karbon elyaflar, nemden etkilenmezler ve sürtünme mukavemetleri çok yüksektir. Aşınma ve yorulma mukavemetleri oldukça iyidir. Bu nedenle askeri ve sivil uçak yapılarında yaygın bir kullanım alanına sahiptirler. Karbon elyaflar çeşitli plastik matrislerle ve en yaygın olarak epoksi reçinelerle kullanılırlar. Ayrıca karbon elyaflar alüminyum, magnezyum gibi metal matrislerle de kullanılırlar. 3.1.1.6. Aramid Elyaflar Aramid “aromatik polyamid”in kısaltılmış adıdır. Polyamidler uzun zincirli polimerlerdir, aramidin moleküler yapısında altı karbon atomu birbirine hidrojen atomu ile bağlanmışlardır. İki farklı tip aramid elyaf mevcuttur. Bunlar Du Pont firması tarafından geliştirilen Kevlar 29 ve Kevlar 49 ’dur. Aramidin mekanik özellikleri grafit elyaflarda olduğu gibi elyaf ekseni doğrultusunda çok iyi iken elyaflara dik doğrultuda çok zayıftır. Aramid elyaflar düşük ağırlık, yüksek çekme mukavemeti ve düşük maliyet özelliklerine sahiptir. Darbe direnci yüksektir, gevrekliği grafitin - 23 -


gevrekliğinin yarısı kadardır. Bu nedenle kolay şekil verilebilir. Doğal kimyasallara dirençlidir ancak asit ve alkalilerden etkilenir. Her iki kevlarda 2344 MPa değerinde çekme mukavemetine sahiptir ve kopma uzaması %1.8 ’dir. Kevlar 49’un elastik modülü Kevlar 29’unkinden iki kat fazladır. Kevlar elyafın yoğunluğu cam ve grafit elyafların yoğunluklarından daha düşüktür. Kevlar

49/Epoksi

kompozitlerinin

darbe

mukavemeti

grafit/epoksi

kompozitlere oranlar yedi kat, bor/epoksi kompozitlere oranla dört kat daha iyidir. Uçak yapılarında, düşük basma mukavemetleri nedeniyle, karbon elyaflarla birlikte hibrid kompozit olarak, kumanda yüzeylerinde kullanılmaktadırlar. Aramid elyaflar elektriksel iletkenliğe sahip değildirler. Basma mukavemetlerinin iyi olmamasının yanı sıra kevlar/epoksi kompozitlerinin nem absorbe etme özellikleri kötüdür. Şekil 3.1’de farklı elyaf malzemelerin ve epoksi matrisin gerilme–uzama diyagramı verilmiştir. Tablo 3.3’de ise farklı elyaf malzemelerin epoksi matris ile oluşturduğu yarı mamul tabaka maliyetleri, E camının maliyeti baz alınarak verilmektedir.

- 24 -


Şekil 3.1. Elyaf ve Matris Malzemelerin Gerilme – Uzama Diyagramı.

Kompozit

Maliyet

E Camı/Epoksi

1

S Camı/Epoksi

4–8

Kevlar/Epoksi

15 – 40

Karbon(HT)/Epoksi

30 – 60

Karbon(HM)/Epoksi

80 – 120

Tablo 3.3. Farklı Elyaflardan Oluşan Kompozitlerin Birim Maliyetleri. 3.1.2. MATRİS MALZEMELERİ Kompozit yapılarda matrisin üç temel fonksiyonu vardır. Bunlar, elyafları birarada tutmak, yükü elyaflara dağıtmak ve elyafları çevresel etkilerden korumaktır. İdeal bir matris malzemesi başlangıçta düşük viskoziteli bir yapıda iken daha sonra elyafları sağlam ve uygun bir şekilde çevreleyebilecek katı forma kolaylıkla geçebilmelidir.

- 25 -


Kompozit yapılarda yükü taşıyan elyafların fonksiyonlarını yerine getirmeleri açısından matrisin mekanik özelliklerinin rolü çok büyüktür. Örneğin matris malzemesi olmaksızın bir elyaf demeti düşünüldüğünde yük bir ya da birkaç elyaf tarafından taşınacaktır. Matrisin varlığı ise yükün tüm elyaflara eşit olarak dağılımını sağlayacaktır. Kesme yükü altındaki bir gerilmeye dayanım, elyaflarla matris arasında iyi bir yapışma ve matrisin yüksek kesme mukavemeti özelliklerini gerektirir. Elyaf yönlenmelerine dik doğrultuda, matrisin mekanik özellikleri ve elyaf ile matris arasındaki bağ kuvvetleri, kompozit yapının mukavemetini belirleyici önemli hususlardır. Matris elyafa göre daha zayıf ve daha esnektir. Bu özellik kompozit yapıların tasarımında dikkat edilmesi gereken bir husustur. Matrisin kesme mukavemetini ve matris ile elyaf arası bağ kuvvetleri çok yüksek ise elyaf ya da matriste oluşacak bir çatlağın yön değiştirmeksizin ilerlemesi mümkündür. Bu durumda kompozit gevrek bir malzeme gibi davrandığından kopma yüzeyi temiz ve parlak bir yapı gösterir. Eğer bağ mukavemeti çok düşükse elyaflar boşluktaki bir elyaf demeti gibi davranır ve kompozit zayıflar. Orta seviyede bir bağ mukavemetinde ise elyaf veya matristen başlayan enlemesine doğrultuda bir çatlak elyaf/matris ara yüzeyine dönüp elyaf doğrultusunda ilerleyebilir. Bu durumda kompozit sünek malzemelerin kopması gibi lifli bir yüzey sergiler. Kompozit malzemelerin üretiminde kullanılan matris malzeme tipleri epoksi, polyester, vinylester, ve fenolik reçinelerdir. Yüksek mukavemet gerektirmeyen durumlarda en çok kullanılan matris malzemesi polyester reçinesidir. Gelişmiş kompozitlerin üretiminde ise genellikle epoksi reçinesi kullanılmaktadır. Matris iyileştirilmesi çalışmaları özellikle yüksek sıcaklıkta kullanıma uygun ve düşük nem duyarlılığına sahip yapıların üretilmesi doğrultusundadır. Tablo 3.4’de bazı matris malzemelerinin önemli özellikleri verilmiştir.

- 26 -


3.1.2.1. Epoksi Reçine Matrisler Epoksiler iki ya da daha fazla epoksit içeren bileşenlerden oluşurlar. Polifenol’ün epikloridin ile bazik şartlarda reaksiyonu sonucu elde edilirler. Viskoz ve açık renkli bir sıvı halindedirler. Epoksilere uygulanan kür işlemleri ile yüksek sıcaklıklara dayanımları 150200ºC’a artırılabilir. Saydam ve yapışkan hal amorf polimerlerin karakteristiğidir. Tüm polimerler düşük sıcaklıklarda saydamlaşırlar ve yüksek sıcaklıklarda kauçuklaşırlar. Geçişin meydana geldiği sıcaklık aralığına “Camsı geçiş sıcaklığı” adı verilir. Camsı geçiş sıcaklığı maksimum çalışabilme sıcaklığının bir ölçüsüdür. 100 ºC’a artırılabilir. 150-250 ºC arasında uygulanacak bir kür ile 150-250 ºC arasında maksimum çalışma sıcaklığı sağlanabilir. Kür işlemleri uygun katalizörlerin kullanılması ile hızlandırılabilir. Epoksi Özellikler 3

Özgül ağırlık (gr/cm ) Elastik modül (GPa) Çekme mukavemeti (MPa) Kop. uzaması (%) Maks. İşlem sıc. (ºC)

Polyester

Fenolik

1.3

1.2

1.2 – 1.3

2.5 – 3.0

3.5

2–3

5 – 11

50 – 70

70 – 90

60

50 – 60

50 – 60

2–6

2–5

2

2–3

1.2

70 – 100

100 – 180

180

60 – 80

100 – 125

Oda Sıc.

Yük. Sıc.

Kürlenmiş

Kürlenmiş

1.1 – 1.3

1.2 – 1.4

2–3

Gelişmiş

Tablo 3.4. Bazı Matris Malzemelerin Özellikleri. Epoksilerin avantaj ve dezavantajları aşağıdaki gibi özetlenebilir. Avantajları : 1. Kopma mukavemetleri yüksektir. 2. Elyaf yapılarla yüksek bağ mukavemeti sağlarlar. 3. Yüksek aşınma direncine sahiptirler. 4. Uçucu değildirler ve kimyasal dirençleri yüksektir.. 5. Düşük ve yüksek sıcaklıklarda sertleşebilme özelliğine sahiptirler. - 27 -


Dezavantajları : 1. Polyesterle karşılaştırıldığında pahalıdır. 2. Polyestere oranla yüksek viskoziteye daha az uygundur. Epoksiler avantajlarının çokluğu ve tüm elyaf malzemelerle kullanılabilir yapılar olmaları nedeniyle, uçak yapısında tabakalı kompozit yapılar olarak yaygın bir kullanım alanına sahiptirler. Genellikle, karbon elyaflarla birlikte kullanılırlar. 3.1.2.2. Polyester Reçine Matrisler Polyester matrisler dizabik asitlerin, dihidrik alkoller (glikol) ya da dihidrik fenollerle karışımının yoğuşması ile şekil alırlar. Polyesterin ana tipleri, polyester bileşeninin doymuş asitle ya da alternatif malzeme olarak glikolle modifikasyonu temeline dayanır. Ayrıca kür işlemi ile matrisin esnekliği iyileştirilerek kopma gerilmesi artırılabilir. Polyester matrislerin avantaj ve dezavantajları aşağıdaki gibi özetlenebilir. Avantajları : 1. Takviyelerin neminin kolayca dışarı atılabilmesine izin veren düşük viskozite. 2. Düşük maliyet. 3. Çeşitli uygulamalar için geniş bir sınır içinde kolay imal edilebilirlik. 4. İyi çevresel dayanım. Dezavantajları : 1. Kür sırasındaki yüksek egzotermik reaksiyon zayıf elyaf/matris bağ mukavemetine neden olur. 2. Sistem gevrekleşmeye eğilimlidir. 3. Çok seyreltik alkalilere bile zayıf kimyasal direnç gösterir.

- 28 -


Polyester reçinelerin, epoksi reçinelere göre elyaf matris arası bağ mukavemetinin daha düşük olması nedeniyle, uçak yapılarındaki kullanım alanları küçük uçaklarla ve planörlerle sınırlıdır. 3.1.2.3. Vinylester Reçine Matrisler Polyesterlere benzerler. En önemli avantajları elyaf ve matris arasında iyileştirilmiş bir bağ mukavemetine sahip olmalarıdır. Polyesterde glikolün bir kısmının yerine doymamış hidrsilik bileşenlerin kullanılması ile elde edilirler. 3.1.2.4. Fenolik Reçine Matrisler Fenol, alkalin şartlar altında formaldehitle yoğuştuğunda polimerizasyon oluşur. Polimerizasyon asidik şartlar altında yapılır. Fenolik reçinelerin en büyük avantajı yüksek sıcaklık dirençleridir. En önemli dezavantajları ise diğer matris malzemelerine göre mekanik özelliklerinin düşük olmasıdır. 3.1.2.5. Metal Matrisler Kompozit malzemelerde, matris malzemesi olarak mukavemetli ve hafif metaller kullanılır. En yaygın olanları alüminyum, titanyum ve magnezyumdur. Takviye olarak da berilyum, molibden, çelik, ya da tungsten elyaflar kullanılır. Ayrıca SiC kaplı bor elyaflar ve grafit elyaflar da kullanılır. Bu kompozitlerde de diğerlerinde olduğu gibi elyaflar yapıya mukavemet ve tokluk kazandırırken metal matris de elyafları birarada tutar, gerilmeleri ve yükleri şekil değiştirerek karşılar. Bu kompozitler, yüksek sıcaklık dayanımlarının mükemmelliği nedeniyle, uçak motorlarında kullanılmaktadırlar. Ancak metal matrisli kompozitlerin üretiminde kimi problemler söz konusudur. İnce elyaf yapılar kompozit üretiminde ergimiş matris malzemesinin içine yerleştirilirler. Reçine matrislerin ergime sıcaklıkları elyaflarınkinden düşüktür. Ancak, metal matrislerin ergime sıcaklıkları yüksek olduğundan problemler yaşanır. Yüksek sıcaklık elyaflara zarar verebilir. Bu nedenle metal matrisler için farklı yöntemler - 29 -


kullanılmalıdır. Elektriksel kaplama işleminde elyafların üzeri metal ile kaplanır. Plazma spreyi ise bir başka kaplama yöntemidir. Metal plazma haline getirilerek elyafların üzerine sprey şeklinde kaplanabilir. 3.2. KOMPOZİT MALZEMELERİN AVANTAJLARI Uçakların ana elemanlarını oluşturan kanat, gövde kuyruk yüzeyleri ile öteki kısımların yapısında kullanılan malzemelerden istenen nitelikler şu şekilde belirtilebilir; 1) Yüksek mukavemet : Malzemenin kırılmadan ve deforme olmadan yüksek gerilmelere dayanabilmesi. 2) Hafiflik : Bu terim, malzemenin dayanabileceği gerilmelerin yoğunluğa oranı olarak tarif edilmektedir. 3) Rijitlik : Malzemenin yük altında şeklinin çok değişmemesi uçak yapılarına gerekli bir niteliktir. 4) Ucuzluk : Uçak yapımında kullanılacak malzemenin yalnız birim fiyatının düşük olması yeterli olmayıp, bu malzemelere şekil verme ve birleştirme işlemlerinin de mümkün olduğu kadar ekonomik düzeyde tutulabilmesi gerekmektedir. 5) Dış etkenlere dayanıklılık : Malzemenin korozyona ve değişik hava koşullarına dayanıklı olması istenir. 6) Yüksek sıcaklıklara dayanıklılık : Özellikle yüksek hızlarda uçan uçakların yüzeylerinde oluşan ısınma etkisi ile sıcaklığın artması malzemenin mukavemetini azaltmaktadır. 7) Bakım kolaylığı : Genellikle atmosferik etkilere açık olan uçak yapısının minimum bakım masrafı ile niteliklerini koruması işletme ekonomisi bakımından önem taşımaktadır. - 30 -


Sayılan bu niteliklerin hepsini tam olarak yerine getiren tek bir malzeme bulunamadığı için, uçak tipine ve elemanın özelliğine bağlı olarak günümüze kadar birçok malzeme kullanılmıştır. Fakat bugün değişik özelliklere sahip malzemelerin kombinasyonu olan kompozit malzemeler özel plana çıkmıştır. Şekil 3.2’de gelişen teknoloji ile birlikte, kompozit malzeme kullanımındaki artış verilmektedir.

Şekil 3.2. Uçak Malzemelerinin Kullanım Oranlarının Yıllara Göre Değişimi.

- 31 -


Kompozit malzemelerin uçaklar için sağladığı katkılar şu şekilde sıralanabilir; a) Ağırlık, b) Mukavemet ve tokluk, c)

Yorulma,

d) Maliyet, e)

Dizayn.

3.2.1. Ağırlık Kompozit malzemelerin klasik malzemelere göre en üstün oldukları nokta, ağırlıktan sağladıkları kazançtır. Şekil 3.3’de klasik ve kompozit malzeme kullanılması durumunda aerodinamik ve güç özellikleri aynı kalmak şartıyla, uçağı oluşturan yapıların ağırlıkları karşılaştırılmıştır. Tablo 3.5’de ise kompozit malzemelerle bazı uçak elemanlarında sağlanan ağırlık kazançları gösterilmiştir.

Şekil 3.3. Yük ve Malzeme Teknolojisinin Uçak Ağırlığına Etkisi.

- 32 -


UÇAK TİPİ DC – 10 L – 1011

ELEMAN

KONVANSİYONEL

KOMPOZİT

AĞIRLIK

YAPIMCI

MALZEME

MALZEME

KAZANCI (%)

FİRMA

İstikamet dümeni

Alüminyum Alaşımı

Grafit /epoksi

26,8

Düşey kuyruk grubu


Grafit /epoksi

20,2

Mc Donnell-Douglas

Kanatcık


Grafit /epoksi

26,3

Dikey kuyruk


Grafit /epoksi

27,9

Boeing 727

İrtifa dümeni


Grafit /epoksi

25,6

Boeing 737

Yatay kuyruk grubu


Grafit /epoksi

27,1

F – 111

İrtifa dümeni


Bor /epoksi

27,0

Kanat hücum kenarı


Bor /epoksi

11,0

İrtifa dümeni

Titanyum Alaşımı

Bor /epoksi

25,0

İstikamet dümeni


Bor /epoksi

35,0

F – 14

İrtifa dümeni

Titanyum Alaşımı

Bor /epoksi

42,0

Grumman

F–4

İstikamet dümeni


Bor /epoksi

44,0

Mc Donnell-Douglas

F–5

İniş takım kapakları


Grafit /epoksi

36,0

Northrop

F – 15

Lockheed Company Boeing General Dynamics Mc Donnell-Douglas

Tablo 3.5. İleri Kompozitlerle Uçak Elemanı Bazında Sağlanan Ağırlık Kazançları. Günümüzün en yaygın kompozit türü olan yüksek performanslı fiber kompozitlerin fiberleri, periyodik tablonun Şekil 3.4’de görülen kısmındaki elementlerden oluşur. Elementler çoğunlukla kovalent bağ ile birbirlerine bağlıdırlar. Bunlar, yüksek mukavemet ve elastisite modülü, iyi derecede yorulma ve sürünme özellikleri, korozyon direnci, işlenebilirlik gibi uçak yapılarında istenen özelliklere sahip olmanın yanısıra, düşük yoğunlukludurlar, dolayısıyla ağırlığı azaltıcı yönde dizaynı etkilerler. Şekil 3.5’de çeşitli malzemelerin yoğunlukları ve çekme mukavemetleri karşılaştırılmıştır.

Şekil 3.4. Fiberlerin Başlıca Yapı Elementleri.

- 33 -


Şekil 3.5. Uçak Malzemelerinin Yoğunluk ve Mukavemetleri.

3.2.2. Mukavemet ve Tokluk Modern uçakların büyük çoğunluğu yarımokonok yapıdadır. Bu yapıda kafes kiriş ya da yatay kirişlerle desteklenen ince et kalınlıklı plakalar ve tabakalar yer alır. Tabakaların yüzeyleri ve cidarları uçağın aerodinamik şeklini oluşturur. Bunların mukavemetiyle ilgili bağıntılarda (çekme, basma, eğilme, burulma... vb.) malzemeye özgü iki özellik olan gerilme ve elastisite modülü yapısal davranışı belirler. Şekil 3.6’da spesifik mukavemet, Şekil 3.7’de spesifik modül çeşitli malzemeler için karşılaştırılmıştır.

- 34 -


Şekil 3.6. Bazı Uçak Malzemelerinde Spesifik Mukavemet Kıyaslaması.

Şekil 3.7. Bazı Uçak Malzemelerinde Spesifik Modül Kıyaslaması.

- 35 -


Uçaklarda kullanılan metal ve kompozit belli bir yeterlilik seviyesine göre karşılaştırılır. Eğimin değişmesi bükülme olmadan akma mukavemetinin geçildiği anda görülür. Malzeme mukavemetinin artması eğriyi sağa kaydırır. Metal malzemelerde kompozitler arasındaki fark izotropik yapı istendiğinde kompozitlerin etkinliğinin artmasıdır. Bu, kompozitlerin önemli üstünlüklerinden biridir. Tokluk, bir malzemeyi koparmak için gereken enerjinin bir ölçüsüdür. Bu, bir malzemenin şeklini değiştiren veya onu koparan gerilmenin ölçüsü mukavemet ile aynı değildir. Gerilme-şekil değiştirme enerjisinin altındaki alanı ile bağlantılıdır. Sünek bir malzeme aynı mukavemetteki sünek olmayan bir malzemeye göre çok daha fazla bir enerji alarak kopar ve daha toktur. Kompozitlerin tokluklarının birçok metalden üstün olduğu görülür. 3.2.3. Yorulma Kompozit numuneler ve yapı elemanları üzerinde yapılan laboratuvar deneyleri bu malzemelerin yorulma ömrünün uzun olduğunu göstermiştir. Dolayısıyla tamamen kompozitten yapılmış bir uçakta yorulma probleminin olmayacağı sonucuna varılabilir. Şekil 3.8’den görüleceği gibi yorulmanın kritik olduğu yapılarda kompozitler büyük üstünlük sağlamaktadır.

Şekil 3.8. Malzemenin Yorulma Özellikleri. - 36 -


Kompozitlerin yorulmadaki bu üstünlükleri, onların iç yapılarıyla ilgilidir. Kompozit malzemelerde fiber kopması, matris çatlaması, katların ayrılması, boşluk gibi birçok başlangıç kusuru, klasik malzemelerde olduğundan çok daha fazla olabilir. Ancak klasik malzemelerde kusurlar hızla yayılırken, kompozitlerde bu olay çok daha yavaş gerçekleşir. Böylece kompozitlerin yorulma ömürlerinde bir artış olur. 3.2.4. Maliyet Kompozitlerin malzemelerin uçak ve uzay sanayiinde başlıca kullanım sebeplerinden biri sağladığı yüksek mukavemet/ağırlık oramdır. Ağırlıktan sağlanan kazanç direk işletme giderlerinde de (DİG) kazanç demektir. Böylece kompozit malzemeler maliyet açısından da klasik malzemelere göre üstünlük sağlarlar. Askeri uçakların maliyeti sivil uçaklara nazaran daha yüksektir. Malzemelerin fiyatlarının azalması herşeyden önce işletme ve geliştirme çalışmalarına, daha ekonomik ve üstün üretim teknolojisine bağlıdır.

3.2.5. Dizayn Kompozitlerin malzeme özellikleri doğrultuya göre değiştiğinden, dizayn klasik malzemelere nazaran daha karmaşıktır. Fakat kompozit kullanımı bazı aerodinamik karakteristikleri olumlu yönde etkileyebilir. Görünüş, ince kesit, narin yapı, yüzey düzgünlüğü...vb. gibi. Bunlara ilave olarak kompozitler düşük üretim ve bakım maliyetleri ve geliştirilmiş güvenlik özelliklerine sahiptirler.

- 37 -


3.3. KOMPOZİT MALZEMELERİN UÇAKLARDAKİ BAĞLANTILARI Kompozitlerin etkin bir şekilde uçaklarda kullanılmasını sağlamak için dizaynda gözönüne alınması gereken önemli kriterlerden biri de bağlantılardır. Kompozitler düşük kayma mukavemetine sahiptirler. Yüksek yük seviyelerinde kullanmak için kompozitlerin içine doğrudan mekanik bağlayıcılar yerleştirilmesi pratik çözüm değildir. Yapıştırma yoluyla üst-üste binen tabakalarla bağlantı, yeterli yükü taşıyamaz ve daha fazla tabaka alanı gerektirir. Yükün transfer edilebilmesi için başka bir yol, kompozit tabakaların arasına uzatılmış metal dolgu kullanmaktır. Bu dolgu gelen yükleri taşıyabilir ve kayma yükleri şeklinde kompozite aktarır dolgu tipindeki bağlantılar genelde kalındırlar ve birleşme noktasında dolguları laminadaki yerlerinden çıkmaya zorlarlar. Bu ise bağlantının emniyetini azaltır. Kullanılan diğer bir bağlantı ise kama şeklindeki bağlantıdır. Lamina tabakaları kama şeklindeki metal üzerine gelir ve üstüste biner, cıvata ya da perçin delikleri metal üzerine açılır. Yükler ise kayma yükleri şeklinde yapıştırıcılara aktarılır. Üçüncü tip bağlantı çift kademe bağlantı üst üste binme şeklindeki bağlantılardır.

- 38 -


Şekil 3.9. Kompozit Bağlantı Tipleri.

Genelde birleşilen nokta, kademeli üst üste ve kama şeklindeki bağıntıların daha etkin olduğudur. Kademeli üst üste binme bağlantısının büyük statik mukavemeti olmasına karşılık, kamalı tip bağlantıya göre daha düşük yorulma ömrü vardır. Düşük yoğunluğu ve düşük ısıl genleşme katsayısının kompozitlere yakın olması ve yüksek mukavemetinden dolayı titanyum çoğunlukla araya konan metaldir. Bağlanma için yüzey işlemlerinin çok iyi yapılması gerekir. Aynı zamanda bağlantıdaki kompozitin Poisson oranı 0,3 civarına getirilirse lokal deformasyon problemleri azaltılabilir. Kompozitin ağırlık bakımından etkinliği fazla olmasına rağmen, bağlantılardan daha az olduğu unutulmamalıdır.

- 39 -


3.4. KOMPOZİT DİZAYNINDA DIŞ ORTAM ETKİLERİ Kompozit malzemeler, alternatif yükler, su, su buharı ve diğer korozif ortamlarda, değişen sıcaklıklarda uzun zaman dönemi içinde fıziksel ve kimyasal kararlılık

göstermesine

rağmen,

bu

ortamlardan

hiçbir

zarar

görmemesi

sağlanamamıştır. Bu nedenle her geçen gün kompozitlerde yeni gelişmeler sağlanmaya çalışılmakta, dış ortam etkilerinin minimuma indirgenebilmesi için deneysel çalışmalar yapılmaktadır. 3.4.1. Sıcaklık Etkisi Uçaklarda kullanımı açısından kompozit sistemler değişen zaman periyotları içinde oldukça yüksek sıcaklığa maruz kalırlar. Genel olarak organik matris malzemeleri, yüksek sıcaklıklarda kararlı değillerdir ve kimyasal stabilitelerini koruyamazlar. Bu ısıl kararsızlık reaksiyonları yeterli uzunlukta zaman periyotları içinde oluşur. Eğer yeterince hızlı iseler, kimyasal kararsızlık meydana gelebilir ve böylece matris malzemesi buharlaşabilir. Oluşan zararı zaman ve sıcaklığın fonksiyonu olarak takip ve karakterize etmek için, malzemeden çıkan buharların miktarının ölçülmesi veya zaman ve sıcaklığın fonksiyonu olarak ağırlık kaybını kaydetmek gerekir. Eğer matriste dekompozisyon görülürse, bu tokluk ve mukavemette azalmaya sebep olur. Çünkü bu durumda matrisin bütünlüğü bozulmaktadır. Matris malzemesi sıcaklık etkilerine karşı viskoelastik davranışa sebepse ne olur? Bu durum sıcaklık etkisinin olması halinde söz konusudur. Yani sıcaklık artışı matrisin elastisite modülünü etkilemiştir. Fakat bu etki tersinirdir. Viskolastik davranış, herhangi bir titreşimin sebep olduğu harekete karşı enerji dağılımı olmasını gerektirir. Bu enerji dağılımı, hızlandırılmış yorulma veya bazı durumlarda matris malzemelerinin kimyasal dekompozisyonuna sebep olan aşırı ısıtma demektir. Bu olay kompleks kayma modülü ve dizayn şeklinin doğal frekansı

- 40 -


ile karşılıklı etkileşim halindedir. Önemli bir nokta da, bilhassa uçak kanatlarında meydana gelen ve flater denen istenmeyen titreşimlerdir.

3.4.2. Korozyon Etkisi Kompozit malzemeleri, malzemeye açısından ele alırsak, fiziksel ve kimyasal etkiler altında özelliklerinde azalma olduğunu gözleriz. Cam fiber takviyeli kompozitler üzerine yapılan araştırmalar, kompozitlerin mekanik özelliklerinin, suyla temas ettiğinde azaldığını, aynı zamanda tokluk ve mukavemette de azalma olduğunu göstermiştir. Suyla temas sonucu gerilme-kopma ve yorulma özelliklerindeki azalma Şekil 3.10’da ve Şekil 3.11’de görülmektedir.

Şekil 3.10. Filaman Sarılmış Epoksi Laminasının Su Altında Gösterdiği Gerilme-Kopma Eğrisi.

- 41 -


Şekil 3.11. Filaman Sarılmış Epoksi Laminasının Su ve Hava İçinde Gösterdiği Yorulma Ömrü. Cam takviyeli plastik kompozitlerde suyun etkisi, kurutma yoluyla azalma eğilimindedir. Suyun absorbe edilmesi mukavemet ve tokluğu düşürmesine rağmen absorbe edilen suyun uçurulması, mukavemetin tekrar ilk değerine yaklaşmasını sağlamaktadır. Cam fıber takviyeli kompozitlerde, bileşenler de sudan zarar görmektedir. Reçineli matrisler, suyu absorblama eğilimindedir. Bazı reçine sistemlerinin özellikleri kurutma yoluyla geri kazanılabilir. Cam fiberleri korozyona maruz kaldıklarında kesit alanında azalma varsa, bu olay tersinir değildir. Efektif kesit alanındaki azalma kompozitin mukavemetini ve tokluğunu azaltacaktır. 3.5. KOMPOZİTLERİN UÇAKLARDA KULLANIMI Kompozit malzemelerin uçaklarda ilk kullanımına neden, klasik uçak malzemeleriyle aynı performansı göstermelerine rağmen, daha hafif olmalarıydı, yani ağırlık kazancı hesaplanmıştı. Günümüzde hafifliğin yanı sıra çok sert, yüksek dayanımlı, yüksek ısıl kararlılığa sahiplik, dirençli olunması v.b. çok üstün mekanik, fiziksel, ısıl özellikler nedeniyle kompozitler tercih ediliyor. Ayrıca ağırlık azalınca, daha verimli yakıt kullanımı ve daha fazla yük taşınması sağlanıyor. - 42 -


Uçaklarda kullanılan malzemelerin hafif olmalarının önemi büyüktür. Bir uçağın uçuş boyunca harcadığı yakıtın %55’i kalkış, iniş ve manevralarıyla, %45’i ise düz uçuşta harcanır. Kompozit malzeme kullanımıyla günümüzde varılabilen %20-30’luk ağırlık kazancı, harcanan yakıtta %50’lere varılabilen bir azalma getirecektir ya da uçak aldığı yakıtla eskisine göre yaklaşık %20 daha bir düz uçuş yapabilecektir. Bu avantajlarıyla kompozit malzemeler günümüzde birincil yapılarda dahil olmak üzere, birçok uçak elemanında kullanılıyor. Kompozit çeşidi olarak genellikle fiber katkılı reçineler ve sandviç yapıların seçildiği görülmektedir. En çok kullanılan fiber çeşitleri karbon/grafit, aramid (Kevlar) ve cam fiberlerdir. Karbon fiberlerin özellikle son yıllarda yavaş yavaş cam fiberlerin yerini aldığı görülmektedir. Reçine matrislerde ise en geniş uygulanma alanına epoksiler sahiptir. Günümüzde "kompozit uçak" olarak bilinen Lear Fan 2100, tümüyle kompozitten yapılan ilk ticari uçaktır. Bu sayede her bir uçakta 820 kg ağırlık kazancı sağlanmıştır. Bir önceki bölümde kompozit malzemelerin üstünlükleri belirtilerek uçak yapılarında kullanıldığı belirtilmişti. Bu bölümde uçaklarda kompozit malzemelerin kullanıldığı kesimler, hangi kompozit türünün kullanıldığı belirtilerek, konstrüksiyon şekilleri bazı uçaklar için şekilde gösterilecektir. A310 ve A320 uçaklarında (AIRBUS) kompozit malzeme kullanılan kesimler aşağıdaki Tablo 3.6’da verilmiştir.

- 43 -


Bölüm

Malzeme

Yolcu kabini iç döşeme

Karbon lif takviyeli plastik

Kanat gövde kaplaması


Radar konisi


Spoiler


Flap


Aileron


Düşey stabilize hücum ve firar


Kenarları (sabit kesimlerin)


Düşey dümen


Yatay stabilize firar kenarı


Paylon


Ana iniş takım kapakları


Motor kılıfı

Aramid lif takviyeli plastik

Tablo 3.6. A310 ve A320 Uçaklarında Kompozit Uygulaması. Boeing uçaklarında toplam 3 ton takviyeli 3 ton da takviyesiz olmak üzere 6 ton kompozit malzeme kullanılmaktadır. Düşey dümen; Boeing 757 ve 767 uçaklarında grafit/epoksi bal peteği sandviç panel kullanılmaktadır. Elevator; Düşey dümende olduğu gibi iki uçak türünde grafit/epoksi panel yapı kullanılmaktadır. Kanatçıklar; 4,572 m uzunluğunda olan kanatçıklar grafit/epoksi bal peteği sandviç panel yapı olup kanatçığın dış kenarı yüzeye alüminyum püskürtmedir. Dış flaplar; Boeing 757’de 6.5 m uzunluğundadır ve grafık-epoksi bal peteği sandviç panel yapıdadır. Boing 767’de üst ve alt flap yüzeyleri alüminyuın panel ile kaplıdır. Flap burun paneli ve firar kenan kevlar-epoksi sandviç konstrüksiyonudur. - 44 -


Motor; Boeing 767’de motor bağlantı elemanı kevlar-epoksi bal peteği sandviç konstrüksiyondur ve motor kabuğu grafit-kevlar-epoksi hibrid kompozit malzemedir. Uçak içi uygulamaları; Boeing 767’de iç döşemeler genellikle kevlar-epoksi kompozitten yapılmaktadır. F-111, F-5 ve F-15 uçaklarında kompozit türleri aşağıda liste halinde verilmiştir.

F-111 Uçağı ; Bölüm

Malzeme

Kanat mafsalları

Bor-epoksi

Gövde arka bölümü

Bor-alüminyum ve grafik epoksi

Yatay kuyruk yüzeyi

Bor-epoksi

Ana iniş takım kapağı

Bor-epoksi


Malzeme

İniş takım kapağı

Grafit-epoksi

Kanat hücum kenarı

Grafit-epoksi

Gövde orta ve arka kısım

Grafit, bor, cam ve Al kompoziti

Aerodinamik frenler


Yatay kuyruk


Düşey stabilite


- 45 -



Malzeme

Kanat kaplaması

Bor-epoksi

Yatay kuyruk düzeyi

Bor-epoksi

Düşey kuyruk düzeyi

Bor-epoksi

Aşağıdaki şekillerde uçaklarda kullanılan kompozit malzemeler gösterilmiştir (Şekil 3.12 – Şekil 3.18). Ayrıca uçaklarda kullanılan kompozit yapılar tablo halinde gösterilmiştir (Tablo 3.7 ve Tablo 3.8). Uçakların gövdesinde, kanadında, kuyruğunda ve motorunda ayrıca helikopterlerdeki kompozit malzemelerin kullanımı bir sonraki bölümde görülmektedir.

- 46 -


Şekil 3.12. Boeing 767’de Kompozit Uygulamaları.

- 47 -


Şekil 3.13. Boeing 757’de Kompozit Uygulamaları. - 48 -


Şekil 3.14. Boeing 737 300 Uçağında Kompozit Uygulamaları.

Şekil 3.15. Boeing-757 Uçağında Kompozit Uygulamaları.

- 49 -


Şekil 3.16. Gelişmiş Bir Avcı Uçağında Malzeme Dağılımı.

Şekil 3.17. AV-8B Uçağında Malzeme Dağılımı.

- 50 -


Şekil 3.18. Askeri Uçaklarda Genel Kompozit Uygulamaları. - 51 -


Tablo 3.7. Bazı Askeri ve Sivil Uçaklarda Kompozit Uygulamaları.

- 52 -


Eleman

Malzeme

Yapımcı

Ağırlı kaz. (%)

Kanat T-39 Merkez kutusu

Bor-epoksi

NAR/IA

42

F-300 yüzeyleri

Bor-epoksi

NAR/IA

21

Gelişmiş kompozit kanat yarısı

Bor-epoksi

Grumman

26

Optimize edilmiş kompozit kutu

Bor-grafit

kiriş

Bor-alüminyum

Grumman

30

Başlangıç tasarımı

Grafit-epoksi

Mep/DAC

36

F-15

Bor-epoksi

KeD/DAC

22

C-130 merkez kutusu

Bor-epoksi

Lockheed/DA

13

FB-111 uç kutusu

Bor-epoksi

Grumman

35

LTV kutusu

Grafit-epoksi

LTV

22

AQM-34Q

PRD 49 (Kevlar)

Teledyne/Ryan

24

C-5A slat

Bor-epoksi

Lockheed/DA

21

A-1 flap

Bor-epoksi

Bouglaa

21

F-5 hücum kenarı

Grafit-epoksi

Northrop

32

F-5 iniş takımı kapağı

Grafit-epoksi

Northrop

36

F-111 mafsalları

Bor-epoksi

GD-FW

-

Kanat Elemanları

Gövde F-111 arkası

Grafit-epoksi

19

Bor-Alüminyum

GD-FW

F-5

Grafit-epoksi

GD-FW

26

YF/17

Grafit-epoksi

Northrop

41

F-5 frenler

Grafit-epoksi

Northrop

23

A-7 frenler

Grafit-epoksi

LTV

40

C-141 iniş takımı kapağı

Bor-epoksi

Lockheed/DA

-

B-1 lonjeron

Bor-epoksi

NAR

32

F-111 yatay kuyruk

Bor-epoksi

GD/FW

21.5

F-5 yatay kuyruk

Grafit-epoksi

Northrop

23

A-4 yatay kuyruk

Grafit-epoksi

Bouglaa

33

F-14 yatay kuyruk

Bor-epoksi

Grumman

9

F-15 yatay kuyruk

Bor-epoksi

Mc Donnell

22

F-15 düşey kuyruk

Bor-epoksi

Mc Donnell

25

F-4 yön dümeni

Bor-epoksi

Mc Donnell

35

Gövde Elemanları

Kuyruk Yüzeyleri

Tablo 3.8. Askeri Uçaklarda Kompozit Yapılar. - 53 -


BÖLÜM 4 KOMPOZİT MALZEMELERİN HAVACILIK ENDÜSTRİSİNDEKİ UYGULAMALARI 4.1. UÇAKLARIN ÇEŞİTLİ BÖLGELERİNDEKİ KOMPOZİT UYGULAMALARI 4.1.1. KANATTA KOMPOZİT UYGULAMALARI 4.1.1.1. T-39 Kanat Kutusu Kompozitlerin kanatlarda ilk uygulaması T-39 orta kanat kutusu dizaynında olmuştur. Kullanılan bor-epoksi katları ±25º yönlüdür. Çift kademe kama bağlantı kullanılmıştır. Katlardaki (lamina) fazla kayma ve çaptaki gerilmeler matrisin kırılmasına neden olur. Çok eksenli gerilme ile beraber etki sonucunda nihai yük uygulamadan kırılma görülebilir. Statik deneyde kırılma 25º fiber açısında ve basma yükü altında görülmektedir. Kırılma birleşme noktasının köşesinde bor tabakalarında başlar ve diğer birleşme plakasına geçer. Kırılma, sandviç kaplamadan tamamen ilerler. Fazla veya az miktarda laminanın 0º ve 90º olmayacak şekilde yerleştirilmesi panelin ortalarında ve köşelerinde gerilmeye neden olur. Bu gerilme dağılımı, izotropik malzemeler için klasik ve genel olan dizayn tekniklerinin geliştirilmesi sırasında kullanılmasını gerektirmiştir. Yorulma deney parçası, statik olarak 20.000 saate eşdeğer uçuş ömrü göstermiştir. Bu, kompozitlerin dizaynda zayıf olmalarına rağmen, oldukça uzun süre dayandıklarını göstermiştir.

- 54 -


Şekil 4.1. T-39 Kanat Kutusu Kesidi. 4.1.1.2. F-100 Kanat Kaplamaları Bor/epoksi kompoziti kullanılmış olup Şekil 4.2’de dizayn şekli görülmektedir. Dizaynda bazı problemlerle karşılaşılır. Bunlar ; a) Alt yapıya bağlantı için gerekli cıvata delikleri sayısının çok olması. b) Yükün uçlardan cıvata ile bağlanmış merkeze aktarılması. c) Orta kanat bağlantısından iniş takımının bulunduğu yük transferinin fazla olması. d) İç kısımda, kaburgadaki kirişlerde ve deliklerde gerilme konsantrasyonunun fazla olması. Gerilme konsantrasyonunu azaltmak için titanyum ara levha kullanılmıştır. Sonuçta 4 cm kalınlıklı kanat kaplamalarıyla %0,2’lik ağırlık kazancı sağlanmıştır.

- 55 -


Şekil 4.2. Bor/Epoksi Dizayna Göre Düzenlenmiş F-100 Kanadı. 4.1.1.3. Boeing 737 Spoylerleri (Frenleyici Kanat) Alt ve üst kabuğu grafit/epoksi kompozitten, iç kısım alüminyum petekten oluşmuştur. Ana kiriş ve bağlantı yerlerinde alüminyum, sinirlerde cam/epoksi, firar kenarında grafit/epoksi kullanılmıştır. Bu yapı ile alüminyum malzemeye göre, yüzeylerdeki ağırlık kazancı, statik deneyde %20 daha az şekil değişimi elde edilmiş ve tasarım sinir yükünün %169’una kadar mukavemet kazanmıştır. Kanadın tamamen kompozitten yapılması durumunda daha büyük ağırlık kazancı sağlanacağı açıktır. Boeing 767 spoylerleri ve Boeing 757 eleron (kanatçık) larında da grafit/epoksi kullanılmıştır. 4.1.1.4. Boeing 707 ve C-5A Hücum Kenarı Flapları (Slat) Boeing 707 slatları bor/epoksi yüzeyler ve ince petek dolgudan oluşan monokok yapıdadır. Alüminyum slata nazara %25 ağırlık kazancı sağlanmıştır.

- 56 -


Slat konstrüksiyonunda kompozit uygulamasına C-5A uçaklarında da rastlanır. Şekil 4.3’de C-5A slat konstrüksiyonu görülmektedir.

Şekil 4.3. C-5A Slat Konstrüksiyonu. 4.1.1.5. F-111B Kanat Ucu Bor/epoksi kompozit kullanılmıştır. Yapı üç ana kiriş ve iki kutudan oluşmuştur. Dış taraftaki kutu yakıt koymak içindir. İç taraftaki kutu kaplaması ise hareketli bir paneldir. Alt ve üst kaplamalarla üç ana kiriş alüminyum petek dolgu ve bor epoksi yüzeylerden oluşan sandviç yapıdadır. Kiriş boşlukları titanyumdan yapılarak bor tabakalarıyla ısıl genleşme ve uzama bütünlüğü saptanmıştır. Ayrıca yüksek sıcaklıklarda sürünme duyarlılığı azaltılmıştır. Şekil 4.4’de yapının ayrıntısı görülmektedir.

- 57 -


Şekil 4.4. F-111B Kanat Ucu Kutusu. Yüksek yükler etkisinde kaplamalarda ortalama %35 ağırlık kazancı sağlanmıştır. Gerilme altındaki kaplamalarda bulunan cıvata deliklerinden dolayı %29’luk bir dezavantaj vardır. Kiriş ağırlığının %70 olduğu titanyum başlık ve takviyede, net olarak kiriş ve sinirlerde %4’lük kayıp görülmektedir. Tablo 4.1’de yapının malzeme dağılımı verilmiştir.

- 58 -


Eleman

Ti esaslı, lb

Bor esaslı, lb

Ağırlık kaz. (%)

Üst yüzey

239

139

42

Alt yüzey

217

154

29

Altyapı

139

145

-4

Bütün kutu yapısı

595

438

26

Muylu bağ.

515

502

3

Bütün kanat

1110

940

16

Tablo 4.1. F-111B Kanat Ucunda Kompozit Malzeme Kullanımıyla Elde Edilen Ağırlık Kazançları. 4.1.1.6. Gelişmiş Kompozit Kanat Bu yapı alt yapıyla ve diğer dizayn sınırlamalarıyla ilişkili olmayan ilk kanat dizaynıdır. Kanat bir süpersonik avcı uçağı için tasarlanmıştır. Herhangi bir kanatta olduğu gibi burada birçok tasarım problemiyle karşılaşılmıştır. Bunlar ; a) Kuru yapılı kanat, b) Aşırı yüklü bağlantılar, c) Kaplamaların kiriş ve sinirlerde bağlantısı, d) Yakıt sınırlaması, e) Flap ve slatlara gelen yükler, f) Kaplama ve kirişlerdeki yük taşıma kabiliyeti. Alt ve üst kaplamalarla ana kiriş ve orta sinir alüminyum petek dolgu ile bor/epoksi yüzeylerden oluşan sandviç yapıdadır. Kaplamalarla kiriş ve sinirler, titanyum başlıklarla mekanik olarak bağlanmıştır. Uç sinirler alüminyumdur. (Şekil 4.5.)

- 59 -


Şekil 4.5. Gelişmiş Kompozit Kanat Yapısı. Gelişmiş kompozit kanat yapısının elde edilmesi sırasında 81 farklı yapısal konfigürasyon geliştirilmiştir. Bunlar, panel, toklaştırılmış panel ve sandviç kaplamalardan oluşmaktadır. Dizaynda 225 Pa eksenel gerilme, 165 Pa kesme gerilmesi ve 195º yüzey sıcaklığı kritik değerler olarak alınmıştır. Kanadın iç kısmında kullanılan bor/alüminyum kompoziti, titanyum ile kademeli olarak üst üste bağlanmıştır. Böyle bağlamanın nedeni, mafsalda görülen yüklerdir. 4.1.1.7. AQM-34Q Uçağının Dış Kanat Paneli Bu insansız uzaltan kumandalı uçağın kanat panelinde E.I. Dupont de Nemours Company Inc. Tarafından üretilen PRD-49 fiberleri kullanılmıştır. Bu fiberin potansiyeli, 138.000 MPa’lık yüksek elastisite modülü, 2760 MPa’lık yüksek mukavemeti, 1480 kg/m3’lük düşük yoğunluğu ve mükemmel elektromagnetik özelliğinden kaynaklanır. Bununla birlikte oldukça düşük basma mukavemetiyle birleştirildiğinde negatif bir değere sahip ısıl genleşme katsayısı elde edilir. Bu program askeri bir uçakta, bu fiberlerin ilk kullanım sahasıdır. Bu, sadece teknoloji geliştirme çalışması olduğundan servise sokulmamıştır. Panel 225 cm uzunluğunda, kök kısmında ise 80 cm’dir. Tamamen petek (naylon-fenol) yapı kullanılmıştır. Kök bağlantısı alüminyumdur, fakat alüminyum kanat üretiminde kullanılandan farklıdır. Panelin tamamında %24, yalnız yüzeylerde %38 ağırlık kazancı sağlanmıştır.

- 60 -


4.1.1.8. A-7D Kanat Ucu Grafit ve bor takviyeli epoksiden yapılmış kompozitler kullanılmıştır. Kompozit uygulamalı kanat ucu dizaynın ilk örneklerindendir. Şekil 4.6’da A-7D uçağı kanat ucundaki kompozit uygulamaları gösterilmiştir. Kanatlardaki kompozit örnekleri daha da çoğaltılabilir. Örneğin; DHC-7, Dornier 228, Lockheed Tristar uçaklarının kanat hücum kenarı bağlantıları, kanat firar kenarı-flap bağlantıları, kanatçık firar kenarları gibi yapılarda PRD-49 kullanılmıştır. Bunlar, PRD-49/epoksi yüzeyler ve nomeks dolgudan sandviç yapılardır.

Şekil 4.6. A-7D Kanat Ucu Dizaynı. - 61 -


Bilhassa A.B.D.’de kompozitlerin kanatlara uygulanmasıyla ilgili birçok araştırma ve deneyler yapılmakta, yeni gelişmeler sağlanmaktadır. Çünkü uçaklarda, kanat, yüzey olarak en geniş elemandır. Bu da uçak ağırlığına etkimektedir. Kanatta ağırlıktan ne kadar tasarruf sağlanırsa gerek uçak ağırlığına olumlu etkisi, gerekse yapı mukavemeti bakımında o kadar avantajlı olur.

4.1.2. KUYRUK YÜZEYİ KOMPOZİT UYGULAMALARI 4.1.2.1. Kuyruk Yüzeyinde Kompozitlerin Uygulanışı Kuyruk yüzeyleri de kompozitlerin önemli uygulama alanlarındandır. Uçak tiplerinden örneklere geçmeden önce Şekil 4.7’de görüldüğü gibi bir düşey kuyruk kutusu

konstrüksiyonundaki

kompozit

görülmüştür.

- 62 -

uygulamalarının

belirtilmesi

uygun


Şekil 4.7. Kompozit Düşey Kuyruk Konstrüksiyonu.

- 63 -


4.1.2.1.1. F-111 Yatak Dengeleyicisi Gelişmiş kompozitlerin savaş uçaklarında önemli bir uygulama alanı yatak dengeleyicileridir. Bunun ilk örneğini F-111’lerde görmekteyiz. F-111 yatay dengeleyicisinin kaplama yüzeyleri bor/epoksi, iç dolgusu cam fiber, ana kirişler cam fiber, sinirler ve bağlantı yerleri titanyumdur. Yatay dengeleyicinin yorulma ömrünün, yatay kuyruğunkinin 4 katı olduğu görülür. Alüminyum malzemeli kuyruğa göre %140 eğilme mukavemeti, kökte %125 burulma mukavemeti kazancı sağlanmıştır. Ağırlık kazancı ise bor/epoksi yüzeylerde %65, tüm yapıda %21,5’dur. Şekil 4.8’de görüldüğü gibi, F-111 avcı uçağı yatay dengeleyicisinin iç kısmı cam fiberli petek yapıdadır. Bu yapı, petek yapının nispeten basitliği ve yüksek iş yapma gücünden dolayı uygun görülmüştür. Dizayn, gerekli mukavemet ve tokluk üzerinden yapılmıştır. Bu dizaynın mukavemet ve yorulma ömrü açısından avantajı, kaplamalardan titanyum bağlantılı plakalarına yük transferinin düz bir bağlantı ile sağlanmasıdır.

Şekil 4.8. F-111 Yatay Dengeleyicisi.

- 64 -


Yapılan statik deneyler, kırılmanın titanyum plakaların bağlantı uçlarındaki gerilme konsantrasyonuna bağlı olarak, dizayn limit gerilmesinin %89’unda olduğunu göstermiştir. 150ºC sıcaklıkta yapılan statik deneyde ise, nihai yükün %91’inde primer kutuda kırılma gözlenmiştir. Kırılmanın birinci sebebi, kuyruk kirişinin mafsal bağlantı yerine yaptığı basınçtır. Bor epoksi kaplamalarda ise kırılma olmamıştır. F-111

yatak

kuyruğunun

ilk

tam

boyutlarda

imalatı

gelişmiş

bor

kompozitleriyle gerçekleştirilmiştir. Bu, aynı zamanda bor kompozitinin de ilk uygulama örneklerindendir. Bu programın devamı olarak, iki takım kuyruk üretilerek, F-111 uçağına monte edilip, servis deneyi yapılmıştır. Deneylerden biri kırılma

sebebiyle

kazayla

sonuçlanmış,

diğerinde

ise

hiçbir

sorunla

karşılaşılmamıştır. Bugün A.B.D. Hava Kuvvetlerinde kullanılmakta olan F-111 uçaklarının kuyruklarında halen bu malzemeler kullanılmaktadır.

4.1.2.1.2. F-14 Yatak Dengeleyicisi F-14 yatak dengeleyicisi 1969’da Grumman firması tarafından üretilen ve bor kompozitlerinin primer yapılarda ilk uygulandığı örnektir. Kaplama malzemelerinin seçimi ağırlık ve maliyet göz önüne alınarak yapılmıştır. Yapı, 150ºC sıcaklığa dayanacak şekilde tasarlanmıştır. Kaplama yüzeyleri bor/epoksi, dolgu alüminyum petek, ön ve orta kirişler cam/epoksiden yapılarak ağırlık tasarrufu sağlanmıştır. Alüminyumdan yapılmış kuyruk sayesinde 80 kg, yani %20 ağırlık kazancı sağlanır. (Şekil 4.9.)

- 65 -


Şekil 4.9. F-14 Yatay Dengeleyicisi.

4.1.2.1.3. A310 (Airbus) Düşey Kuyruk Yüzeyi Yönelti dümeninin yüzeyleri kevlar ve karbon fiber tabakalarından oluşmuştur. Klasik yapıya göre %33,9 ağırlık kazancı sağlanmıştır. Düşey kuyruk yüzeyinin hücum kenarı cam ve kevlar fiber tabakalarından yapılmıştır. Böylece buraya yerleştirilecek radyo anteni için gereken yalıtım özelliği sağlanmıştır. Şekil 4.10’da A310 kuyruk yüzeyindeki kompozit uygulamaları gösterilmiştir.

Şekil 4.10. A310 Düşey Kuyruk Yüzeyi.

- 66 -


4.1.2.1.4. DC-10 Yönelti Dümeni Yüzeyler ve ana kirişler grafıt/epoksi, bağlantı yerleri cam/reçinedir. Dümenin kenarları alüminyum şeritle kaplanarak grafıt, şimşek nedeniyle oluşacak statik elektrik akımlarına karşı korunmuştur. Aynı amaçla yüzey panelleri 0,15-0,25 mm kalınlıklı epoksi ve poliüretan yalıtım malzemesiyle kaplanmıştır. Klasik yapıya göre %33 ağırlık kazancı sağlanmıştır. 4.1.2.1.5. L-1011 Düşey Kuyruk Yüzeyi İki ana kiriş, iki kaplama paneli ve 11 sinirden oluşan yapıda grafıt/epoksi kompoziti kullanılmıştır. Paneller otoklav fırınında sıcaklık ve basınç etkisi ile birleştirilmiştir. 4.1.2.1.6. Boeing 737 Yatay Dengeleyicisi İki panel, iki ana kiriş ve 9 sinirden oluşan yapıda grafit/epoksi kompoziti kullanılmıştır. I profilli elemanları kullanılarak panel mukavemeti arttırılmıştır. Şekil 4.11’de yatay denegeleyici gösterilmiştir.

Şekil 4.11. Boeing 737 Yatay Dengeleyicisi. - 67 -


4.1.2.1.7. F-16 Düşey Kuyruk Yüzeyi F-16 düşey kuyruğu kompozit-metal yapı olarak imal edilmiştir. Yüzeylerde grafit/epoksi, bağlantılarda alüminyum kullanılmıştır. Parçanın detayı Şekil 4.12’de görülmektedir.

Şekil 4.12. F-16 Düşey Kuyruk Yüzeyi. 4.1.2.1.8. Viggen Düşey Kuyruk Yüzeyi Kompozitlerin kuyruk yüzeyi uygulamalarının bir örneği de Viggen uçaklarının düşey kuyruk moment kutusudur. Sinir, lonjeron ve kaplamalarda grafit/epoksi, iç kısmında HRP petek dolgu kullanmak suretiyle alüminyum yapıya nazaran %10 ağırlık tasarrufu sağlanmıştır. Şekil 4.13’de Viggen düşey kuyruk yüzeyi şeması ve malzeme dağılımı gösterilmiştir.

Şekil 4.13. Viggen uçağı ve düşey kuyruk yüzeyi. - 68 -


4.1.2.1.9. A-4 Yatay Dengeleyicisi Douglas firması tarafından geliştirilen A-4’lerde yatay dengeleyici malzemesi olarak grafit/epoksi kompoziti kullanılmış ve böylece ağırlıktan %33 kazanç sağlanmıştır. Şekil 4.14’de A-4 uçağı dengeleyicisi görülmektedir.

Şekil 4.14. A-4 Yatay Dengeleyicisi. 4.1.2.1.10. T-2 Uçağı Yönelti Dümeni T-2 yönelti dümeninde geniş olarak grafit/epoksi kullanılmıştır. Yüzeyler, lonjeronlar, sinirler ve hücum kenarı destekleri graift/epoksi yüzey, alüminyum dolgudan oluşan sandviç yapılardır. Dümenin açıklığı 1,53 m, açıklığın ortasında 0,71 m, yüzey alanı ise 1,05 m2 ’dir. Grafit/epoksi parçalarda ağırlıktan %40 kazanç sağlanmıştır. Şekil 4.15’de dümenin detay görülmektedir.

Şekil 4.15. T-2 Yönelti Dümeni. - 69 -


4.1.2.2. Uçak Kuyruğundaki Kompozit Örnekleri A-310 düşey kuyruğunda Kevlar fiber katkısı ağırlıklı olmak üzere fiber katkılı katlar kullanılmıştır. Yön dümeninin hücum kenarında merkez pli karbon fiberlerindendir, radyo anteninin kuyruğun altına geldiği yerde ise iki Kevlar plisi arasına yüksek yalıtkanlık özelliğinden dolayı bir cam fiber plisi yerleştirilmiştir. Kuyruk dizaynında cam fiberler yerine daha çok Kevlar kullanımı öngörülmüştür. Böylece cam fiber kullanımına göre 8,2 kg, yani %33,9’luk bir ağırlık azaltımı elde edilmiştir. Tüm kuyrukta ise metal malzeme kullanımına göre 45 kg, yani yaklaşık %20’lik bir ağırlık kazancı elde edilmiştir.

4.1.2.2.1. Boeing 737 Yatay Stabilize Kutusu Şekil 4.16’da bu stabilize kutusu bir Boeing uçağında kompozit malzemelerin birincil yapılarda kullanıldığı ilk örnektir. Sinirler alümin-bal peteği dolgu üzerine karbon fiber katkılı epoksi kompozitinden oluşan sandviç yapıdadır. İlk kez 1980’de kullanılan bu stabilize kutusuyla %22 ağırlık kazancı elde edilmiştir.

- 70 -


Şekil 4.16. Boeing 737 Yatay Stabilize Kutusu.

4.1.2.2.3. Boeing 727 Yükseklik Dümeni Şekil 4.17’de yapısal elemanları verilmiş olan 727 yükseklik dümeninde kompozitler kullanılmıştır. Ön ve arka kirişler katlı kompozitlerdir. Alt ve üst yüzey panelleriyle sinirler ise sandviç yapıdadır.

- 71 -


Şekil 4.17. Boeing 727 Yükseklik Dümeni Bileşenleri.

4.1.2.2.4. L-1011 Dikey Kuyruk 15 m2 yüzey alanı olan L-1011 dikey kuyruğunda 2 kaplama, 2 kiriş ve 11 sinir katlı ve sandviç kompozitlerdir. Bu kuyrukta kompozit malzeme kullanımıyla yaklaşık %20 ağırlık azaltımı sağlanmıştır.

4.1.2.2.5. Boeing 767 Yön Dümeni Diğer Boeing kompozit elemanlarında olduğu gibi bu dümende de sinirler, kirişler, yüzey panelleri ve dümen ucu katlı ve sandviç kompozittir.

- 72 -


4.1.2.2.6. B-1 Yatay Stabilize Şekil 4.1.18’de görülen yatay stabilize dizaynında öncelikle bor/epoksi kompozitleri üzerinde durulmuştur. Ancak daha sonra ağırlık kazancını arttırmak amacıyla bor/epoksi ve bor-grafıt/epoksi hibrit kompozitlerinin yanı sıra ağırlıklı olarak grafıt/epoksi kullanımına gidilmiştir. Grumman tarafından geliştirilen yatay stabilizede metal ve kompozit malzeme kullanımına göre ağırlık karşılaştırımı Tablo 4.2’de verilmiştir. Stabilizenin bütününde kompozit malzeme kullanımıyla %15,1 ağırlık azaltımının yanı sıra %17 de üretimde kazanç elde edilmiştir. Eleman

Metal (lb)

Kompozit (lb)

Kaplama

1687,6

1267,7

Ön ve arka kirişler

192,0

131,9

Orta kiriş

244,4

217,1

Sinirler

153,1

124,5

-

46,3

Toplam kutu

2277,1

1787,5

H.K., F.K. uçları

575,5

575,5

Sızdırmazlar

46,3

15,4

Apre

10,3

40,3

Yatak destek bağ.

346,0

395,0

Toplam

3315,2

2813,7

Ara saç ve yükseltici bağ.

Tablo 4.2. B-1 Kompozit Yatay Stabilize Eleman Ağırlıkları.

4.1.2.2.7. F-14A Yatay Stabilize Birincil yapılarda bor kompozitlerinin kullanımına ilk örneklerdendir. Bağlantılarda titanyum, hücum ve firar kenarlarıyla stabilize uçlarında alüminyum ve alüminyum bal peteği dolgu kullanılmıştır. Stabilizede kullanılan borun içine hiçbir katkı malzemesi konmamıştır. Klasik malzemelere göre 450 kg (779 lb), yani %20’lik bir ağırlık kazancı sağlanmıştır. - 73 -


4.1.2.2.8. F-16 Yatay ve Düşey Stabilize F-16 stabilizelerinde ağırlıklı olarak grafit (HMS)/epoksi kullanılmıştır. Bunun yanı sıra bazı kaplamalarda H.K., F.K. kamalarında cam fiberleri de kullanılmıştır. Şekil 4.18’de yatay ve dikey stabilize elemanları görülmektedir.

Şekil 4.18. F-16 Yatay ve Düşey Stabilizesi. - 74 -


4.1.3. GÖVDE KOMPOZİT UYGULAMALARI 4.1.3.1. Gövdede Kompozitlerin Uygulanışı 4.1.3.1.1. F-111 Gövde Gerisi Uçak gövdelerinde kompozit uygulamaları, kanat ve kuyruk yüzeylerinden daha geç olmuştur. Bu gecikmenin sebebi, gövdenin eğri kabuk yapıda olması, büyük yük yığılmalarının, eğilme ve burulmaların bileşkesi olarak yüksek kesme yüklerinin oluşturmasıdır. Gövde için ilk parça F-111’lerin arka kısmında yer alan iki motorun arasındaki parça imal edilmiştir. Bütün parça 400 cm uzunluğunda, 90 cm genişliğindedir. Deney kesiti 50 cm’lik arka kısımdadır. Ön kesit deney yüklerine karşı koyacak şekilde dizayn edilmiştir. Bu programın diğer amaçlarından biri de bor epoksi, grafıt/epoksi ve bor/alüminyum kompozitlerini araştırmaktır. Dünyada bor rezervlerin azalmasından dolayı çalışmalar grafit üzeride yoğunlaşmıştır. Dizaynı basitleştirmek ve işlem maliyetlerini düşürmek için, giderek incelen alüminyum parça yerine sabit kesitli parça kullanılmıştır. Şekil 4.19’da F-111 gövde gerisi gösterilmiştir.

Şekil 4.19. F-111 Gövde Gerisi. Çerçevede bor/alüminyum kompozit kullanılmıştır. Temel bağlantı 0,15 cm kalınlığındaki + 45° veya - 45° ‘lik laminadır. Daha fazla yük taşıyabilmek için - 75 -


difüzyonla bağlanmış dolgular kullanılır. T şeklindeki bor/alüminyum kenar parçaları, mekanik olarak bağlanmıştır. Kalan dört gövde çerçevesi yukarıda görüldüğü gibi şekillendirilir. Bu desteklerin yan gövdesi hacimce %60 kırpıntı grafit kompozitidir. Bu yapıda kompozit uygulaması ağırlıktan yaklaşık % 19 tasarruf sağlanmıştır. Tablo 4.3’de, kullanılan malzeme ve elde edilen ağırlık değerleri verilmiştir. En büyük gelişme, alt yapıda %26 tasarruf sağlanırken, büyük zorluklar görülmüştür. Kabuktaki kazançlar, yandaki panellerin dizaynı ile sınırlanmıştır. Kabuğun yarısı kadar ağırlıkta, 1 m uzunlukta grafit gerekmiştir. Fakat bu, katkıların ayrılmasına neden olur. Bundan dolayı iki + 45° ve - 45° katı yeterli mukavemet sağlamak için ilave edilmiştir. Yan paneller aşırı lamina kalınlıklarının olduğu kısımlarda ağırlığın %2 artmasına neden olur. Bununla birlikte alt ve üst kısımlarda %26 tasarruf sağlanmıştır.

Yapı Alt yapı Malzemesi Kabuk Malzemesi Toplam

Kompozit

Yapısal

Diğer Malz.

Toplam

Ağırlık

Malzeme (kg)

Metal (kg)

(kg)

ağırlık (kg)

kazancı (kg)

66,4

23,8

13,5

103,6

26

30,0

20,4

32,4

128,1

13

141,8

44,2

45,9

231,8

19

Tablo 4.3. F-111 Gövde Gerisinde Sağlanan Ağırlık Kazancı. 4.1.3.1.2. F-5 Gövdesi F-111 gövde gerisinin başanlı olmasından sonra, kompozitlerin gövde yapılarına uygulanmasında tecrübe kazanmak için ikinci bir çalışma olarak F-5 orta ve arka kısım gövdesi uygulama alanı olarak seçilmişti. Ana malzeme olarak % 47 grafıt, % 12 bor, % 14 cam, % 27 metal ve diğer malzemeler kullanılmıştır.

- 76 -


Kompozit

teknolojisinde

dizayndaki

değişik

özellikleri

şu

şekilde

belirleyebiliriz ;

a) Dış kabuk, ana kirişler ve çerçevelerle birlikte tek parça olarak üretilmiştir. b) Yapıçap/kalınlık oranları yüksek olan düzlem panel alanlarının nihai yük altında burkulmalarına izin verilerek, bunların burkulma sonrası yükleme yeteneklerinden yararlanılması amaçlanmıştır. c) Isıl işlem sırasında ısıl genleşme yeteneğini koruyabilmek için grafitten yapılan aletler kullanılmıştır. d) Kanadın gövdeye bağlanmasında kırılma-emniyet dizaynı yapılır.

Kaplamalar grafıt/epoksi olup (0°/± 45°) tipi kullanılır. Her kenarda üç lanjeron vardır. Çerçevelerde grafit, hava kanallarında alüminyum petek dolgulu sandviç yapı kullanılmıştır. Alt yapı cam fiberden yapılan köşebentlerle kabul yapıya bağlanmıştır. Sonuçta % 15 daha hafif bir yapı elde edilmiştir.

4.1.3.1.3. Dash-7 Gövdesi Gövde kabuğunun iç kısmında büyük ölçüde kompozit kullanılmıştır. Taban, yan duvarlar, tavan, pencere yanakları, yolcu el bagajı rafları, kabin bölme perdeleri, kokpit yapısı, mutfak, yüzeyleri kevlar/epoksi, dolgusu nomeks-kağıt petek olan sandviç yapılar oluşmuştur.

4.1.3.1.4. Lockhead Tristar Yan duvar panelleri cam/fenol, yüzeyler nomeks-kağıt petek dolgudan oluşan sandviç yapıdadır. Tavan panelleri ve depolama bölümleri ise kevlar/epoksi yüzeyli, namoks petek dolgu sandviçtir. Paneller vakumda ve 121°C ’de üretilmiştir.

- 77 -


4.1.3.1.5. Boeing Vertol Gövdenin %23’ü kompozitten yapılmıştır. Yakıt konan bölme kevlar/epoksi yüzeyler nomes petek dolgudan oluşup, boşlukları karbon ve perdeleri kevlardan yapılan dikdörtgen kesitli kirişlerle desteklenmiştir. Tabanda kevlar kullanılmış ve yine bu malzemeden yapılan kirişlerle destek sağlanmıştır. Boeing Vertol’un yapısal şekli ve kompozit dağılımı Şekil 4.20’de gösterilmiştir.

Şekil 4.20. Boeing Vertol Kompozit Uygulamaları. 4.1.3.2. Uçak Gövdesindeki Kompozit Örnekleri Lear Fan 2100 gövdesi katlı ve sandviç yapılardan oluşmaktadır. Kompozit malzeme kullanımıyla, sinüzoidal gövde hatları alüminyuma göre daha kolay verilmiştir. Gövdede katlar 0°/±45°/90° yönlendirilerek kullanılmıştır. Gövde 7 geniş

- 78 -


kabuğun birleştirilmesiyle oluşturulmuştur. Her bir kabuk 0,04 inç kalınlığındadır. Gövde kirişleri, gövde boyunca sürekli uzanmakta olup sandviç yapıdadır.

4.1.3.2.1. L-1011 Tristar L-1011’de ilk kompozit uygulaması yolcu servis girişindeki 1972’de olmuştur ve Kevlar kullanımıyla 800 lb ağırlık kazancı elde edilmiştir. Daha sonra kabin içinde

duvar

panellerinde,

kanat/gövde

bağlantılarında,

gövde

arkasındaki

bağlantılarda da Kevlar/epoksi kompozitinin yanı sıra cam fiber/fenolik kompoziti ve sandviç yapılarda yer almıştır. 4.1.3.2.2. F-111 Gövde Gerisi İki motor arasındaki bu bölüm grafıt/epoksi kompozitindedir. Yapı sekiz ayrı bölme ve çerçeve ile altı kabuk panelden oluşmaktadır. İki bölme alüminyum, bir çerçeve B/AL, dört çerçevede bor/epoksi kompozitindedir. Diğer elemanlarda grafit/epoksi yüzeyli sandviç yapı ile 0°/±45°/90° yönlendirilmiş yine grafit/epoksi plileri kullanılmıştır. Gövdede kompozit malzeme kullanımıyla %19’luk bir ağırlık kazancı elde edilmiştir. Tablo 4.4’de ana gövde yapılarında kullanılan malzemeler ve elde edilen ağırlık kazançları verilmiştir. Görüldüğü gibi gövde gerisi toplam ağırlığı 920 lb olup, bunun 464 lb’si kompozit malzemelerdir.

Yapı Alt yapı malzemesi Kabuk malzemesi Toplam

Kompozit

Yapısal Metal

Diğer Mal.

Mal. (lb)

(lb)

(lb)

143,3

52,5

29,7

228,5

26

166,2

44,9

71,4

282,5

13

312,5

97,4

101,1

511,0

19

Tablo 4.4. F-111 Gövde Gerisinde Malzeme Dağılımı.

- 79 -

Toplam

Ağırlık Kaz. (%)


4.1.3.2.3. F-5 Gövdesi Gövdenin özelliği dış kabuk, ana kirişler ve çerçevelerin ve çerçevelerin tek parça olarak üretilmiş olmasıdır. Gövde orta ve arkası kompozittendir. Kullanılan malzemenin %47 ’si grafit/epoksi, %12 ’si bor/epoksi, B/AL, %14 ’ü cam/epoksi ve %27 ’si metal esaslıdır. Özellikle kompleks biçimlerde grafit/epoksi kolay işlenebilmesi yönünden tercih edilmiştir. Kabuklarda 0°/±45° yönlendirilmiş grafit/epoksi kullanılmıştır. Gövde boyunca üç ana kiriş uzanmaktadır, her biri 85 pliden oluşup 0° yönlendirilmiştir. Gövdede kompozit malzeme kullanımıyla 136 lb, %15 ’lik bir ağırlık azaltımı sağlanmıştır.

4.1.3.2.4. AV-8B Yarı monokok gövdede özellikle gövde alt ve üst panelleriyle, kokpitte grafit/epoksi kompozitine ağırlık verilmiştir. Kokpit iki yarım kabuk, iki ana bölme, birçok çerçeve ve kirişlerden oluşmaktadır. Toplam ağırlığı 171 lb olup, bunun 115 lb, %67’si kompozittir, klasik malzemelere göre her bir kompozitte 58 lb, %25,3 ağırlık kazancı sağlanmıştır. 4.1.3.2.5. Dornier 228 Taban panelleri, giriş kapısı, gövde kuyruk konisi, bagaj kapısı kevlar kompozitten imal edilmiştir. 4.1.3.2.6. A-310 Kanat-gövde bağlantısı kompozittir. Cam fiber kullanıldığında %15,8 ağırlık kazancı sağlanmıştır.

- 80 -


4.1.3.2.7. Concorde Yan duvar panelleri, taban ve tavan panelleri, bölme perdeleri ve yolcu el bagajı raflarında kevlar kompozit kullanılmıştır. 4.1.3.2.8. Burun Konileri Kompozitlerin uçak gövdelerinde büyük önemli bir uygulama sahası da burun konileridir.

Burun

konileri

uçakta

birinci

dereceden

(primer)

yükler

taşımadıklarından, ikinci dereceden (sekonder) elemanlardır. Bugün birçok uçakta burun konisi kompozitlerden, bilhassa cam ve kevlar fiber takviyeli olanlardan imal edilmektedir. Örneğin; Cessna-400’ün burun konisi cam fiberden yapılmıştır. Sikorsky S-61 askeri helikopterinin burun konisi de cam fiber yüzeyler, petek dolgu panel ile köpük malzemeli destek elemanlarından oluşmuştur. Kompozitten yapılan ve kevlar kullanılan burun konilerinden bazıları da, Dash-8, Learfan 2100, Boeing Vertol, Cessna Citation 1’de olup daha az ağırlık, düşük sıcaklıklarda boyut kararlılığı sağlanmış, elektronik sinyalleri geçirme özelliği de iyileştirilmiştir.

4.1.4. MOTORDA KOMPOZİT UYGULAMALARI Günümüzde bütün havacılık endüstrisi fiberli kompozit malzemelerle yapılmış ürünlerini geliştirmeye çalışmaktadır. Kompozit malzemelerin etkin bir şekilde kullanımıyla jet motor performansları önemli bir gelişme göstermiştir. Değişik metal alaşımları ile motorların ağırlık/çekme oranları 1/5’e indirilmiştir. Kuvvetlendirilmiş plastiklerle bu oran 1/16’ya ulaşmıştır. En son olarak ise fiberlerle takviye edilmiş kompozitlerle ağırlık/çekme oranının 1/40 yapılması gerçekleştirilmiştir. Bu gelişmeye karşın jet motorlarının gücünü sınırlayan, yine malzeme olmuştur. Çok yüksek sıcaklıklara ve gerilmelere mukavemet özellikleri gösterebilecek kompozit malzemeler geliştirildikçe motorlardan elde edilebilecek güçler artarken ağırlıkları da azımsanmayacak kadar önemli ölçüde azalacaktır.

- 81 -


Günümüz motor tasarımında ana hedef, motor itme verimini artırmak ve ağırlığı azaltmak yoluyla tasarımı geliştirmeye çalışmaktır. Kompozitler genellikle her iki yolu da olumlu yönde etkiler. Kompozitler daha yüksek mukavemet ve toklukta olduklarından daha yüksek pale yüklemesi ve pale ucu hızı sağlarlar. Böylece fan ve kompresör kademe sayısı azaltılabilir. Palelerin daha tok yapıda olmaları radyal şekil değişimi dolayısıyla pale ucu ile pale kökü arasındaki uzaklığı azaltır. Böylece pale boyutları küçülür, kompresör ve fandan gelen akımın etkinliği artar, daha büyük açıklık oram elde edilir ve daha az basınç kaybı olur. Basınç oranlarının artması motor boyutlarını küçültür. Yüksek tokluktaki kompozitlerden yapılan palelerde bu nitelikler sağlanır. Fanlar, uçak kanatları ve helikopter rotorları gibi dinamik kararsızlığa uğrarlar. Bu kararsızlıklar, flater, pale kenarlarının burulması, açıklık ve veter boyunca oluşan eğilmelerdir. Bu eğilmelere sebep olan gerilme, açıklık boyunca üniform bir dağılım göstermez. Bu sebeple palelerde burulmaların meydana gelmesi de söz konusudur. Şekil 4.4.1’de bir fan palesi için hücum kenarı, firar kenarı ve maksimum kalınlık konkavında, açıklık boyunca oluşan müsaade edilebilir gerilme yüzdeleri gösterilmiştir. Bunların etkisini azaltmak için açıklığın ortasına destek parçası eklenerek metal palelerin rijitliği arttırılır. Bu, ek ağırlık demektir ve ciddi akım etkileri yaratır. Kompozit paleler ise yüksek titreşim sönümleme özellikleri ek parça gerektirmezler. Fan, kompresör, motor beşiği, diskler ve dişlilerde kompozitlerin etkin olarak kullanımı %35 ağırlık kazancı sağlayabilmektedir. Ancak ağırlık kazancı tek başına önemli olmayıp korozyon ve aşınma direnci, uzun yorulma ömrü, sertlik, iyi çentik etkisi, ani darbe direnci, ısıl kararlık gibi özellikler de aranır. Örneğin ısıl kararlılık, yüksek sıcaklıklarda çalışan motor elemanları için çok önemlidir. Fan ve kompresörün ön kısmından 150°C, kompresörün arka kısmında 650°C, bazen daha yüksek değerlere erişebilir. Metal matris ile polyamid reçine matrisden oluşan kompozitler bu koşullar için en uygun malzemelerdir. Bu matrikslerde aynca, bor grafit ve kevlar fiberleri de kullanılır. Seramikler motor elemanlarında kullanılan bir başka kompozit türü olup, son yıllarda gerek uygulamada gerekse geleceğe yönelik araştırmalarda yaygın olarak kullanılmaktadır. Seramikler ısıya karşı koruyucu tabaka oluşturduklarından - 82 -


motorların yanma odalarında, ayrıca yüksek sertlik ve aşınma direncine sahip olduklarından rotor yatakları ve bunların sızdırmazlık elemanlarında kullanılırlar. En ilgi çekici özellikleri yüksek erime noktaları ve düşük yoğunluklarıdır. Şekil

4.4.2'de

rotar

palesi

dizaynında

kullanılan

kompozit

yapılar

gösterilmiştir. Kayma gerilmesi ±45° tipindeki kompozit katlanyla taşınır. Kiriş eğilmesi ise 45° tipinde katlar ve tek yönlü fıber takviyeli kirişlerle taşınır. 4.1.4.1. A-310 Motor Beşiği Kevlar fıber ile takviye edilmiş matrisden oluşan kompozit kullanılmıştır. Kompozit uygulaması yapıda yaklaşık %25 ağırlık kazancı sağlamıştır.

4.1.4.2. Boeing 757 Motor Beşiği Boeing 757 serisi uçaklar için Rolls Royce firması tarafından geliştirilen turbofan motorun kılıfı kevlardan imal edilmiştir. Böylece %25 ağırlık kazancı sağlanmış, aynı zamanda gürültü de azaltılmıştır. (Şekil 4.2l.)

Şekil 4.21. Kompozit Rotor Palesi Dizaynı. - 83 -


4.1.4.3. DC-9 Motor Beşiği Düşük ağırlık ve titreşim sönümlemesi sağlayan kevlar kullanılmıştır. Matris alüminyum petektik. Bu sayede %40 ağırlık kazancı sağlanmıştır.

4.1.4.4. Jaguar Motor Kılıfı Bu yapı grafit/epoksi yüzey ve cam/epoksi petek dolgudan oluşmuş sandviç yapı şeklinde dizayn edilmiştir. Bu sayede metalik yapıya nazaran %20 ağırlık kazancı sağlanmıştır. Yapının malzeme dağılımı Şekil 4.22’de gösterilmiştir.

Şekil 4.22. Jaguar Motor Kılıfı Malzeme Dağılımı. 4.1.5. İNİŞ TAKIMI KOMPOZİT UYGULAMALARI 4.1.5.1. A-37B İniş Takımı Bu parçalar kompleks şekillidir ve dizaynları uçağın iskeletinde uygulanan dizayn kabullerinden farklıdır. İniş takımları iniş sırasındaki ani darbeler nedeniyle çok yüksek dinamik yükler taşımak zorundadır. Flanjı oluşturan kısım filaman sarma ile oluşturulmuş (0°/±15°/0°) katlarından meydana gelir (Şekil 4.5.1). Kayma çubuğu - 84 -


(0°/±15°) tipindedir. Burada kırıntı fiberler çıkıntılı ve sert kısımlarda kullanılmıştır. Bütün parça alüminyum burçlarla birlikte pişirilmiştir. Grafit tork bağlantısı ise kırıntı fıber-epoksiden yapılmış ve pişirilmiştir. İniş takımı tekerlekleri filaman sarma yoluyla üretilmiş ve Tip-II grafitle elle yatırma işlemi uygulanmıştır. Fiberlerin %50 ’si halka şeklinde, %25 ‘i radyal/eksenel, yani tekerlek eksenine paralel yerleştirilmiş ve %25 ‘i de 45° tipindedir. Otoklavda pişirme sırasında yoğunlaştırmna da yapılmıştır. Yorulma ilk göz önüne alınan husustur. Çünkü tekerlek bir kilometre boyunca 600 devir yapmaktadır. Payandaları oluşturan iç ve dış silindirler, iki eksenli eğme ve basma yükleri için dizayn edilmiş olmalarına rağmen, aynı zamanda içerideki, darbe sönümleyici yağın hidrolik basıncına da direnç göstermektedir. Kompozit desteklerin dizaynında iki durum vardır. Bunlar, alttaki silindirin piston hareketine bağlı olarak üstteki rulmanın aşınmasına direnç göstermeli ve hidrolik veya pnömatik iç basınçtan dolayı grafıt/epoksi silindirin cidarından dışarı çıkmaması gerekir. Benzer durumlar için, dış kısmı oluşturan bir silindir hazırlanmıştır. Bu silindir 33 kattan oluşup [(0°/±45°/90°)/0°/(90°/±45°/0°)] tipindedir. 0° ve ±45° katları elle yatırarak, 90° katları sarma yoluyla üretilmiştir. Cam fıberli uçlar, bu silindiri deney sırasmda tutabilmek için sarılmıştır. Aşınma deneyleri dış yükler ve iç basınç altında yapılmıştır. Üst rulmanda ilk defa teflon kullanılmıştır. İlk teflon rulman 6500 çevrimden sonra değiştirilmiştir. 18.000 çevrimden sonra rulman aşınmış ve arkadaki alüminyum halka çok iyi parlamıştır. Yaklaşık 0,15 cm’lik (yaklaşık bir tane 0° tabakası kalınlığı kadar) aşınma görülmüştür. Daha sonra grafit/epoksi rulman kullanılmış, fakat uygun bulunmamıştır. Halen krom rulman kullanılmaktadır ve 32.000 çevrim sayısını geçmiştir. Herhangi bir akma tespit edilmemiştir. Grafıt/epoksiden

yapılan

kenar

bileziğinde

ağırlıktan

%35

tasarruf

sağlanmıştır. Tekerlek, alüminyuma nazaran %17 daha hafiftir ve 650 km kavisli, 2870 km düz gidiş yapmıştır. Yeni bir grafit/epoksi entegre parça ve dış silindir montajı dizayn edilmiş, bunun ise ağırlıktan %38 tasarruf sağlayacağı tahmin edilmiştir. Bu son yapı halen kullanılmaktadır. - 85 -


4.1.5.2. Dash-7 ve Dash-8 İniş Takımı Kapaklarda kevlar ve karbon fiber kullanılarak sertlik ve ani darbe direnci arttırılmıştır. 4.1.5.3. Boeing 767 Ana İniş Takımı Kapak kevlar/epoksi yüzeyli, namoks-kağıt petek sandviç yapı şeklinde imal edilmiştir. 4.1.5.4. T-2 Burun İniş Takımı Kapağı T-2 burun iniş takımı kapağında grafit/epoksi yüzey, alüminyum petek dolgu kullanılmıştır. Böylece metal yapılara göre daha hafif yapı elde edilmiştir. Burun iniş takımı kapağında eleman ve malzeme dağılımı aşağıda belirtilmiştir. Eleman

Malzeme

İç yüzey

Grafit/Epoksi

Dış yüzey

Grafit/Epoksi

Kiriş bağlantısı

Grafit/Epoksi

Açı

Grafit/Epoksi

Petek dolgu

Al (5052)

Menteşe

Al (7075)

Çift kademe

Grafit/Epoksi

Profil

Al (2024)

Mesnet

Al alaşımı

Bilya

Metal

Tablo 4.5. Burun İniş Takımı Kapağında Eleman ve Malzeme Dağılımı.

- 86 -


4.1.5.5. Boeing 747 İniş Takımı Dikmesi Fan palası grafit fiber katkılı polimiddir. İç kaportada cam fiber-polimid sandviç yapı ve grafit fiber katkılı polimid kullanılmıştır. Fan çerçevesi ve beşiği grafit fiber katkılı epoksiden olup, klasik mühendislik malzemelerine göre önemli ölçüde gürültü azaltımı sağlamıştır. Motor dış kanalı ve motor iç kanalı da grafit/polimid kompozitindendir. F404 dış kanalında kompozit malzeme kullanımıyla, titanyuma göre 3,2 kg (7,2 lb) ağırlık kazancı sağlanmıştır ki tüm F404 motorlarında bu yolla 20 milyon dolardan daha çok tasarruf yapılabileceği hesaplanmaktadır.

4.1.6. UÇAKLARDA DİĞER KOMPOZİT UYGULAMALARI Önceki bölümlerde kanat, gövde... gibi uçak ana yapılarındaki uygulamalarına değinilen kompozit malzemeler bunların dışında iniş takımları, kabin eşyaları, buz gidericiler, pencereler, kapılar, ... vb birçok başka yapı ve elemanlar da kullanılmaktadır. 4.1.6.1. Hava Frenleri F28 uçaklarındaki hava frenleri kanat üzerinde olmayıp gövde arkasına yerleştirilmiştir, bu yüzden kanat uygulamalarında değil bu bölümde ele alınmıştır. Şekil 4.23’de verilen hava freni tümüyle kompozit malzemelerden tasarlanmıştır. Hücum ve firar kenarlarıyla sinirler, bal peteği dolgu üzerine Kevlar/Epoksi yüzeylerinden oluşmaktadır. Kiriş ve iç kaplamada karbon/epoksi, dış kaplamada Karbon-Kevlar/Epoksi hibrit kompoziti kullanılmıştır. Aşağıdaki şekilde uçağın bazı kısımlarında kullanılan kompozit malzemeler belirtilmiştir:

- 87 -


Şekil 4.23. F28 Hava Frenleri.

4.1.6.2. Airbus A310 Hava Koşullandırma Bağlantıları Bu bağlantılarda Kevlar/Epoksi kompozit yüzeyleri arasında bal peteği dolgu kullanılmıştır. Tablo 4.6’da kompozit malzeme kullanımıyla bu bağlantılarda elde edilen ağırlık kazançları verilmiştir. Alüminyum alaşımı

43

43

-

Cam fiber sandviç

36

-

36

Kevlar sandviç

-

29

29

Ağırlık kazancı

7

14

7

Tablo 4.6. Airbus

A310

Hava

Koşullandırma

Malzemelerin Karşılaştırılması.

- 88 -

Bağlantılarında

Kullanılan


4.1.6.3. A37-B İniş Takımları Ana tekerleklerde grafit/epoksi kullanılarak % 17 ağırlık kazancının yanı sıra 2-6 kat daha fazla yorulma ömrü elde edilmiştir. İniş takımı askısı ve bağlantı elemanları yine grafit/epoksidendir. Bu elemanlarda burulmaya karşı yüksek dayanım ve %35 ağırlık azaltımı sağlanmıştır.

4.1.6.4. F27 Buz Çözücüler Cam fiber katkılı plastikten olan buz çözücüler pnömatiktir. Kanat üst düzeyi boyunca uzanırlar. Buzlanma olduğunda havayla şişirilip-indirilerek kanat üzerinde oluşan buzlar giderilir.

4.1.6.5. F28 Burun İniş Takımı Kapakları Kompozit malzemelerin ikincil yapılarda kullanımına bir örnek olan bu kapaklar katlı kompozittir. Sağlanan hafiflikle, kapakların daha çabuk açılıp kapatılması mümkün olmaktadır. Boeing Commercial Airplane Division tarafından geliştirilen bu modellerin iniş takımı dikmelerinde bor/epoksi kompoziti kullanılarak %28 ağırlık kazancı sağlanmıştır. NASA Langley Araştırma Merkezi’nin yaptığı yorulma testleri, kompozit kullanımının yorulma ömrünü önemli ölçüde arttırdığını göstermiştir.

- 89 -


4.2. HELİKOPTERLERDE KOMPOZİT UYGULAMALARI 4.2.1. Helikopter Rotor Paleleri Helikopter rotor paleleri gibi, dönen yapılar kompleks statik ve dinamik yüklere maruz kalırlar. Bu yapılarda da kompozit kullanımı ağırlıktan önemli tasarruf sağlar. Kompozit malzemeler aerodinamik verimi arttırmak için daha karmaşık pale profilleri kullanımına da izin verirler.

4.2.2. Casa Helikopteri Bu helikopterin rotor palelerinin yüzeyleri kevlar ve poliüretan köpük matrisden oluşmaktadır.

4.2.3. AH-1G Cobra Helikopteri Bu helikopterler için geliştirilen kuyruk çıkıntısı grafit epoksi yüzeyli, nomeks petek sandviç yapıdadır. Kuyruk kısmi laminalarnın yatırılması ve 390°K sıcaklıkta pişirilmesi ile elde edilir. Bağlantı için dört nokta vardır. Nomeks sistemleri, kimyasal açıdan inert bir ortam oluşturarak korozyon problemlerini azaltırlar. Aynı zamanda ağırlıktan da tasarruf sağlanır. Bell Helicopter Comp. tarafından geliştirilen ve grafit/epoksi yüzey, nomeks petek dolgu sandviç yapısı şeklinde üretilmiştir. PRD-49 fiberleri de kuyruk çıkıntısı için cazip malzemelerdir. Sandviç yapı yüzeyleri için uygun bir seçimdir. Çünkü mekanik özellikleri yüksektir.

- 90 -


4.2.4. Gem-2 Helikopteri Bu helikopter için geliştirilen Rolls Royce motorunda seramik kullanılmıştır. Taşıyıcı elemanlar, destek halkaları, türbin paleleri seramiktir. Helikopter rotor palelerinde kullanılan bir kompozit türü de cam fiber takviyeli plastiktir. Bu malzemeden yapılan paleler 240°C-260°C sıcaklıklara kadar kullanılabilmekte ve metal palelerden daha yüksek performans ve emniyet sağlamaktadır.

4.2.5. V/Stol Uçak Parçaları Değişik V/Stol (dikine/kısa mesafeden iniş-kalkış yapabilen) uçaklar 1970’li yılların başından beri şehirlerarası ve şehir içi ulaşımda kullanılmaktadır. Rijit motorlu helikopterler, kompozit eğilebilen kanat, üst üste pervaneli uçaklar bu sınıftan sayılmaktadırlar. İleri kompozitlerin helikopter pervanelerinde kullanılması bir avantajdır. Bu kanat kesitli sadece performansın optimizasyonu için değil, aynı zamanda gürültü seviyesini azaltmak için düzenlenir. Bu pervanelerin metallerden üretilmesi daha güçtür. Geometrinin seçimindeki bağımsızlık ve iyi yorulma özellikleri uygulamada pozitif iki faktördür. V/Stol tipleri şaftlarla birlikte rulman ve destek yapılan gerektirmektedir. Bu tiplerde ilk uygulama bor/epoksidir. Bor/epoksi kompozitinin yüksek modülü, kritik hızda daha yüksek devirlere izin vermektedir. Kritik hızlarda burulma stabilitesini, burkulma mukavemetini sağlamak için katlar 0°, ±45 ve 90° ’de yönlendirilmiştir. Kuyruk pervanesinin şaftı 5540 dev/dak‘da 600 HP gücü aktarmaktadır. Bor/epoksi şaftta iki rulman kullanılırken alüminyum dizaynda dört rulman kullanılır.

- 91 -


4.3. YENİ GELİŞMELER Avrupa Havacılık Şirketi Konsorsiyumu, Airbus Industrie, son zamanlarda Airbus serisinin en yenisi olan A320‘leri geliştirmiştir. 1987 Mart‘ında ilk uçuşunu yapan bu yeni tiplerin en göze çarpan özelliği, kuyruk yüzeyi ve düşey stabilizenin karbon fiber takviyeli plastikten imal edilmiştir (CFRP). Bu uygulama sadece kuyruk yüzeylerinde metal yapıya nazaran ağırlıktan %20 kazanç sağlamıştır. Parçalar İspanya’da CASA tarafından üretilmiştir. Benzer şekilde, düşey stabilizede önemli ağırlık kazancı sağlamıştır. Stabilizenin imali, A310’ların CFRP düşey stabilizelerini imal eden Alman Messercschmidt-Bolkow-Blohm fırması tarafından yapılmıştır. İleri kompozitler, A320’lerin iç kısımlarında da kullanılmıştır. Bu uygulama, İngiliz Bristol Composite Materials (BCM) tarafından yapılmıştır. Aynı fırnıa ayrıca BAE 146, Fokker F27 ve Short 330 ve 360’ların iç kompozit uygulamalarını da gerçekleştirmiştir.

Merkezi İngiltere'de bulunan PERA’daki (The Production Engineering Research Association) malzeme mühendislik grubu fiberli kompozitlerdeki aşınma direnci konusunda araştırmalar yapmıştır. PERA’nın 1986’da hazırladığı proje iki safhadan oluşmaktadır. Birinci safha; malzeme seçimini, aşınma test tekniklerindeki gelişmeleri ve dizayncının uygun malzeme seçmesine yardımcı olacak performans, fiyat gibi parametreleri içermektedir. Projenin ikinci safhası ise; aşınma ya da çevre tesirleri sonucu oluşabilecek hasarlara karşı önlem yollarını ve bu alandaki gelişmeleri belirtmektedir. Kevlar kompozitleri, 1971’de yüksek mukavemet, düşük ağırlık ve ısı korozyona karşı direnç gerektiren mühendislik uygulamaları için Du Pont tarafından geliştirilmiştir. Bu malzeme bugün, uçak ve uzay araçları, deniz altı, spor malzemeleri, halat ve kablo sanayiinde vazgeçilmez bir malzeme halini almıştır. Halen yıllık ortalama satışı £ 34 milyon kadardır.

- 92 -


Halen kompozitlerin bütün özellikleri tam olarak anlaşılabilmiş değildir. Bu durum, kompozitlerin anizotropik yapıda olmasından ileri gelmektedir. Dizayn da bu anizotropik etkinin azalmasını sağlayacak şekilde yapılmaktadır. Bu bakımdan üreticiler yeni kompozitler üretmekten ziyade mevcut kompozitler üzerinde çalışmaktadırlar. Bu çalışmalar sayesinde, kompozit malzemeler kuşkusuz gelecekte de uçak sanayiindeki yeri ve önemini koruyacak, hatta daha da aranan malzemeler olacaklardır. Çünkü gelişen teknolojiyle birlikte ihtiyaç duyulan yeni malzemelerin elde edilmesi,

yeni madenler keşfedilmediği sürece, ancak kompozitlerin

geliştirilmesiyle mümkün olabilir.

- 93 -


SONUÇ Kompozit malzemeler çok geniş bir konudur. Başta, uzay ve uçak yapılarında olmak üzere mühendisliğin her dalına girmiştir. Kompozit malzemeler Mısırlılardan beri kullanılmaktadır. Tabi ki onların kullanımı saman-çamur karışımı vb. olmuştur. Sonraları gelişme gösteren kompozit malzemeler son 10 yılda gelişmeye başlamıştır. Özellikle fiberlerin devreye girmesiyle metal matrisli kompozitler çok üstün özelliklere sahip olmuşturlar ve günümüz teknolojisinin istenilen özellikte malzemesini sağlayabilmektedirler. Basit yapımı, hafifliği kolaylığı ve daha birçok özelliği bakımından çok üstün olduğu görüldü. Kompozit malzemeler içinde en çok kullanılanlar; fiber malzemeleri içinde bor ve grafittir. Bunların kombinasyonlarından oluşan bor/epoksi en fazla uygulama alanına sahip kompozitlerdir. Bunlar uçakların primer ve sekonder yapılarında; kanatlar, gövde, kuyruk, kısımlarında kullanılmaktadır. Bu malzemeler üzerindeki bilimsel araştırma ve incelemeler oldukça yeni sayılır. Yalnız son yıllarda patlarcasına gelişen kompozit ne yazık ki Türkiye’de yeterince gelişememektedir. Gelişen teknoloji uygulamaları da kompozitlerdeki özelliklere gereksinim duymaktadır. Bu durumda da kompozit malzemelerin gelişme hızının büyük olması, hatta daha da artması kaçınılmazdır.

- 94 -


KAYNAKLAR 1. Hoskin, B.C. and Baker A.A., “Composite Materials For Aircraft Structures”, American Institute of Astronautics Inc. Education, New York 1986 2. Chawla, Krishan Kumar, “Composite Materials: Science and Engineering”, Springer Verlag, New York 1987 3. Armatlı Kayrak, Müge, “Havacılık Kompozitleri ve Mukavemet–Maliyet Analizleri”, Anadolu Üniversitesi Yayınları, Eskişehir 1999 4. Sınmazçelik, Tamer, “Kompozit Malzemeler Ders Notu”, Kocaeli Üniversitesi Müh. Fak. - Mak. Müh. Böl., İzmit 2001 5. Komaç, Orhan Şerif ve Kayrak, Birol, “Kompozit Malzemelerin Hava Taşıtlarına Uygulanması”, Metalurji Dergisi 72-73, İstanbul 2000 6. Tarım, Nevzat, “Ön Gerilmeli Elyaf Takviyeli Kompozit Malzemelerin Deneysel ve Teorik İncelenmesi”, Doktora Tezi, İstanbul 1996 7. “Denizli Malzeme Sempozyumu Bildirileri (1.,2.,3.,4.)”, Dokuz Eylül Üniversitesi Denizli Müh. Fak., Denizli 1986-91 8. Yülek, Murat, “Havacılık ve Uzay Sanayii İçin Malzemeler”, Mühendis ve Makina Dergisi 338, İstanbul 1988 9. Aran, Ahmet ve Afacan, Mustafa “Karbon Elyaf Takviyeli Karma (Kompozit) Malzemeler”, Mühendis ve Makina Dergisi 345, İstanbul 1988

- 95 -

Kompozit Malzemeler Ders Notları

Recommend Documents