In airplane industry, structural component is frequently subjected to random vibration. Especially, in case of turbulence, it must be ensured that structural component will not be damaged. Structural components failure subjected to the random vibration can occur unexpectly and rapidly. Therefore, in design stage suitable analysis and test should be performed. In this thesis, random vibration fatigue life of a bracket in the helicopter will be determined. In the time domain spectrum of vibration fatigue, it is impossible to know force, acceleration or discplacement value for specific moment. Therefore, in this thesis frequency domain spectrum called Power Spectrum Density obtained from time domain spectrum thanks to Fast Fourier Transform will be used. Input power spectrum density for helicopter fuselage is selected from DO 160G Environmental Conditions and Test Procodure document. In this thesis, MSC Patran and MSC Nastran computer aided analyze programs are used. Root mean square values obtained from output power spectrum density are used for stress calculation. RMS is statistical value that express the overall energy of a particular random vibration event. Steinberg method is used frequently for calculation of fatigue life of electronic component. Since equipment on the bracket is avionic equipment and bracket is subjected to loads resulted from this equipment, steinberg method for fatigue life calculation is used in this thesis. Wöhler (S-N) curve is also used for Steinberg method application. In order to evaluate damage of structural component, Miner's cumulative damage calculation is used and fatigue life of structural component is determined. After bracket fatigue life is determined with respect to analysis results, test is performed with shaker and verification is performed.

Havacılık sektöründe yapısal parçalar uçuş sırasında gelişigüzel zorlamalara maruz kalır. Özellikle türbülans durumunda yapısal parçaların herhangi bir hasara uğramayacağının garanti edilmesi gerekir. Gelişigüzel yüklemelere maruz kalan yapılar, hızlı ve beklenmedik şekilde hasara uğrayabilir ve bu sebeple tasarım aşamasında analiz ve test çalışmaları yapılması gerekmektedir. Bu çalışmada gelişigüzel titreşim spektrumu yüklemesine maruz kalan helikopter üzerindeki bir braketin titreşim kaynaklı yorulma ömrü belirlenmiştir. Bu amaçla, MSC Patran ve MSC Nastran bilgisayar destekli analiz programları kullanılmıştır. Güç spektrum çıktısı (PSD) ile elde edilen karekök ortalama (GRMS) değerleri, gerilme hesaplamalarında kullanılmıştır. Karekök ortalama, belirli gelişigüzel titreşim olaylarının toplam enerjisi olarak değerlendirilen istatistiksel bir değerdir. Elektronik komponentlerde yorulma ömrünün çıkarılması için Steinberg metod sıklıkla kullanılır. Helikopter üzerinde bulunan braketin üzerindeki ekipmanın da aviyonik bir ekipman olması ve brakete asıl etkileyecek olan yükün üzerindeki ekipmandan kaynaklanması sebebiyle bu çalışmada da Steinberg metodu kullanılmıştır. Steinberg metodunu kullanmak için Wöhler (S-N) eğrilerinden yararlanılmıştır. Toplam hasar hesaplaması için Miner birikimli hasar teorisi kullanılmış ve yapısal parçanın yorulma ömrü çıkarılmıştır. Yorulma ömrü çıkarılan braket, sallayıcıda üç eksende test edilerek analiz sonuçlarının doğrulanması sağlanmıştır.