Hava araçlarında kullanılan polimer kompozitlerin onarımı için proses geliştirilmesi ve üretilen kompozitlerin mekanik özelliklerinin incelenmesi

Bu çalışmanın amacı, özellikle hava araçlarının gövde, kanat, kuyruk stabilizatörleri ve kapı gibi kompozit bileşenlerinin dış cephelerinde meydana gelen derin çizik gibi nispeten küçük hasarların onarımı için yeni bir proses geliştirmektir. Bu amaçla projenin ilk aşamasında, sürekli cam elyaf fitilleri önce epoksi reçineyle ıslatan daha sonra hasarlı bölgeye onarım dolgusu yapabilen el tipi prototip bir cihaz geliştirilmiştir. İkinci aşamada hava araçlarındaki gövdenin dış katmanına benzer şekilde 12 katmanlı ve 2–3 mm kalınlığında 6 adet kompozit plaka (Vf ≈ %55) üretilmiştir. Kompozit plaklar için Duratek® epoksi ve 300 g/m² alansal yoğunluğundaki cam-dokuma kumaşlar kullanılmıştır. Plaka üretiminde el yatırması ve sıcak presleme yöntemleri uygulanmıştır. Üçüncü aşamada, üretilen kompozit plakalardan standartlara uygun şekilde çekme ve eğme numuneleri kesilmiştir. CNC routerda numunelere kalınlıklarının %40'ı kadar derinlikte U ve V-kesitli çizikler açılmıştır. Çizikleri açmak için çapları sırasıyla Ø2 mm ve Ø1 mm olan iki farklı (3-ağızlı düz U-kesitli, 2-ağızlı üçgen V-kesitli) parmak freze kullanılmıştır. Açılan 0.8–1.2 mm derinlikteki bu çizikler sayesinde 12 katmanlı kompozit numunelerin bir kısmına ≈5. katmanına kadar yapay derin çizik hasarı oluşturulmuştur. Böylece aynı plakadan orjinal (hasarsız), U ve V-geometrili çizik hasarı olan üç farklı test numune grubu elde edilmiştir. Dördüncü aşamada, el tipi cihaz ile cam elyaf iplere (300 tex) epoksi reçine emdirilmiştir. Aynı cihazla epoksi reçineyle ıslatılmış elyaflar hasarlı bölgelere serilerek (6–9 kat) sıkıştırılmıştır. Üç farklı reçineyle aynı işlemler tekrar edilerek derin çizikler kompozit dolgu yamasıyla (Vf≈%40) kapatılmıştır. Beşinci aşamada, kompozit dolguyla onarımı yapılan numuneler laboratuvar ortamında 23 °C'de 24 saat, infrared lamba altında 40 °C'de 4 saat ve 60 °C'de ise 2 saat kürlenmişlerdir. Böylece üç reçine tipi, iki yama geometrisi ve üç kürleme şartı kullanılarak 18 farklı senaryo oluşturulmuştur. Her bir senaryo şartında hasarlı numuneler onarılmıştır. Altınca aşamada, orjinal (hasarsız) ve onarılan numunelerin çekme ve üç noktadan eğilme testleri yapılmıştır. Yedinci aşamada test sonuçlarının analizine geçilmiştir. Yama geometrisi, epoksi tipi, numune kalınlığı ve kürleme şartları gibi parametrelere bağlı olarak elde edilen tüm test verileri MS Excel'e girilerek kaydedilmiştir. Her senaryo için "orjinal mukavemeti karşılama oranı" veya "yama verimi" değerleri hesaplanmıştır. Onarılan numuneler bahsedilen parametrelere bağlı olarak orjinal numunelerle kıyaslanmıştır. Onarım ile orijinal çekme mukavemetinin %84–94, çekme modülünün %79–89, eğilme mukavemetinin %61–65 ve eğilme modülünün ise %84–99 oranında geri kazanıldığı tespit edilmiştir. Elde edilen verim değerleri ise yamanın ve sunulan prosesin başarı göstergesi olarak yorumlanmıştır. SPSS-24'te ise grafiksel ve istatiksel analizler yapılarak sonuçlar karşılıklı kıyaslanmıştır. Sayısal sonuçlar amaca yönelik olarak detaylandırılmıştır. Daha sonra Minitab-19'da hedef olarak maksimum mukavemet ve yama verimleri öncelenerek optimum parametreler elde edilmiştir. Sekizinci ve son aşamada genel değerlendirme yapılarak, hava araçlarının kompozit cephelerinde meydana gelen "derin çizik" tipi küçük hasarların pratik onarımı için; "U-yama geometrisi, ≈13 Pa.s'lık epoksi viskozitesi, 73,5 MPa'lık reçine mukavemeti, ≈46 °C kürleme sıcaklığı ve ≈18 saatlik kürleme süresi" optimum proses değişkenleri olarak önerilmiştir.