The main goal of this study is to develop a methodology for optimum structural design of composite I-beam wing spars with wavy corrugated web to minimize mass and investigate their mechanical behaviors under aerodynamic loading conditions. For this purpose, Hürkuş Advanced Training Plane is selected as the plane model for which the spar is optimally designed. Accordingly, the wing dimensions are selected and the loads on the spar are evaluated. The lift as a non-uniformly distributed transverse load is calculated considering aircraft mass and directly applied to the spar. IM7/8552 carbon-fiber reinforced composite material is selected for the model because of its high strength with low density. Buckling analysis is carried out to determine the failure load levels considering that the most critical failure mode in I-beam spars is web buckling due to shear loads. Tsai-Wu criterion is used to predict static failure. By using ANSYS Parametric Design Language (APDL), codes are developed to implement the optimization algorithms and carry out structural analyses to determine the maximum load capacity of the spar. The web is designed like a multi-period wave with four parameters. These are the initial wavelength, the wavelength increment rate, the initial amplitude and the final amplitude. The shape of the web is defined by spline curves passing through key points having coordinates determined by the above-mentioned four parameters. The objective function to be minimized is chosen as the mass of the spar with the buckling strength constraint. The optimum shape of the web is found using modified simulated annealing algorithm, which is a stochastic global search algorithm. A considerable improvement is obtained in mechanical strength with much less use of material compared to the conventional wing spars.

Bu çalışmanın ana hedefi, dalga profilli kompozit uçak kanadı ana I-kirişleri için, aerodinamik yükleme koşulları altında kütle azaltımı amacıyla bir en iyi yapısal tasarım metodolojisi geliştirmek ve kirişlerin bu şartlar altındaki mekanik davranışlarını incelemektir. Bu amaçla, kanat ana kirişinin en iyi şekilde tasarlanması için model uçak olarak Hürkuş Gelişmiş Eğitim Uçağı seçilmiştir. Buna göre kanat ölçüleri seçilmiş ve kiriş üzerindeki yükler hesaplanmıştır. Uçak kütlesi dikkate alınarak hesaplanan kaldırma yükü, düzgün olmayan değişken bir şekilde dağılı yük olarak, kanat ana kiriş modeline uygulanmıştır. Malzeme olarak, yüksek mukavemetine karşın düşük yoğunluğu sebebiyle, IM7/8552 karbon fiber destekli kompozit seçilmiştir. Hata yükü seviyelerini belirlemek için, I-kanat kirişlerindeki en kritik hata modunun bağlantı levhasında oluşan kayma burkulması olduğu hesaba katılarak burkulma analizi uygulanmıştır. Statik hatanın belirlenmesi için Tsai-Wu kriteri kullanılmıştır. ANSYS Parametric Design Language (APDL) kullanılarak, eniyileme algoritmalarını uygulamak için ve kanat ana kirişinin maksimum yük kapasitesini belirlemek amacıyla yapısal analiz gerçekleştirmek için kodlar geliştirilmiştir. Bağlantı levhası, dört değişkenle çok periyotlu dalga gibi tasarlanmıştır. Bunlar ilk dalga boyu, dalga boyu artış oranı, ilk genlik ve son genliktir. Bağlantı levhasının şekli, yukarıda bahsi geçen dört değişkenle belirlenen koordinatlara sahip kilit noktalardan geçen eğriler vasıtasıyla tanımlanmıştır. Azaltılacak gaye fonksiyonu, burkulma dayanımı sınırlamasıyla, kütle olarak seçilmiştir. En iyi bağlantı levhası şekli, bir stokastik global arama algoritması olan, değiştirilmiş benzetilmiş tavlama algoritması kullanılarak bulunmuştur. Geleneksel kanat ana kiriş-leri ile kıyaslandığında, mekanik dayanımda, çok daha az malzeme kullanımı ile kayda değer gelişme elde edilmiştir.