T.C. SÜLEYMAN DEMİREL ÜNİVERSİTESİ

FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ

POLİMER MATRİSLİ KOMPOZİTLERİN MEKANİK ÖZELLİKLERİNİN İNCELENMESİ

Hasan YILDIZHAN

Danışman: Yrd. Doç. Dr. Mustafa Reşit USAL

II. Danışman: Doç. Dr. Ömer SOYKASAP

YÜKSEK LİSANS TEZİ MAKİNA EĞİTİMİ ANABİLİM DALI

ISPARTA - 2008

i

İÇİNDEKİLER

Sayfa

İÇİNDEKİLER ...................................................................................................... i

ÖZET...................................................................................................................... iv

ABSTRACT........................................................................................................... v

TEŞEKKÜR........................................................................................................... vi

ŞEKİLLER DİZİNİ............................................................................................... vii

ÇİZELGELER DİZİNİ ....................................................................................... . ix

SİMGELER VE KISALTMALAR DİZİNİ........................................................ . x

1.GİRİŞ .................................................................................................................. 1

1.1. Kompozitler..................................................................................................... 3

1.2. Fiberler ve Matrisler........................................................................................ 5

1.2.1. Fiberler ......................................................................................................... 6

1.2.1.1. Cam Elyaflar ............................................................................................. 6

1.2.1.2. Bor Elyaflar............................................................................................... 7

1.2.1.3 Silisyum Karbür Elyaflar .......................................................................... 7

1.2.1.4 Alümina elyaflar......................................................................................... 8

1.2.1.5 Aramid elyaflar .......................................................................................... 8

1.2.1.6 Karbon elyaflar........................................................................................... 9

1.2.2. Matrisler ....................................................................................................... 9

1.2.2.1 Termoset Matrisler ..................................................................................... 10

1.2.2.2 Termoplastik Matrisler............................................................................... 12

1.3. Kompozit Malzemelerin Üretimi .................................................................... 13

1.3.1. Termoset Matrisli Kompozitlerin Üretimi................................................... 14

1.3.1.1. El Yatırma Yöntemi .................................................................................. 15

1.3.1.2. Hazır Kalıplama ........................................................................................ 15

1.3.1.3. Reçine Transfer Kalıplama ....................................................................... 17

1.3.1.4. Profil Çekme Yöntemi .............................................................................. 18

1.3.1.5. Elyaf Sarma Yöntemi................................................................................ 18

1.3.1.6. Püskürtme Metodu .................................................................................... 19

1.3.1.7. Tabakalı Birleştirme.................................................................................. 19

ii

1.3.2. Termoplastik Matrisli Kompozitlerin Üretimi ............................................. 21

1.3.2.1. Enjeksiyon Kalıplama ............................................................................... 22

1.4. Kompozit Malzemelerin Özellikleri ............................................................... 22

1.5. Kompozit Malzemelerin Kullanım Alanları ................................................... 24

1.5.1. Havacılık Endüstrisi ..................................................................................... 24

1.5.2. Otomotiv Endüstrisi ..................................................................................... 28

1.5.3. Spor ve Eğlence Endüstrisi .......................................................................... 29

1.5. 4. Deniz Endüstrisi .......................................................................................... 29

1.5.6. Tüketici Eşya Endüstrisi .............................................................................. 29

1.5.7. Diğer Uygulama Alanları ............................................................................. 29

2. KAYNAK ÖZETLERİ ...................................................................................... 31

3. MATERYAL VE YÖNTEM ............................................................................. 35

3.1. Test Parçalarının Üretilmesi............................................................................ 35

3.1.1. Prepreg Karbon Kompozit Deney Parçalarının Üretilmesi.......................... 35

3.1.2. Elle Yayma Metodu ile Cam Kompozit Deney Numunelerin Üretilmesi ... 38

3.2. Yöntem............................................................................................................ 42

3.2.1. Yorulma Deneyinin Yapılması .................................................................... 42

3.2.1.1. Çift Bindirme ile Yapışmış Numunelerin Yorulma Deneyleri ................. 44

3.2.1.2. Yapışmamış Numunelerin Yorulma Deneyleri......................................... 44

3.2.2. Eğilme Deneyinin Yapılması ....................................................................... 44

3.2.2.1 Dokumalı Tek Bindirmeli Cam Kompozit Malzeme................................. 45

3.2.2.2 Dokumalı Düz Karbon Kompozit Malzeme .............................................. 46

3.2.2. Titreşim Deneyinin Yapılması ..................................................................... 47

4. ARAŞTIRMA BULGULARI ............................................................................ 53

4.1. Yorulma Deneylerin Sonuçları ....................................................................... 53

4.1.1 Çift Bindirme İle Yapışmış Numunenin Yorulma Deneyi Sonuçları ........... 53

4.1.2 Yapışmamış Numunelerin Yorulma Deneyleri Sonuçları ............................ 55

4.2. Eğilme Deneylerinin Sonuçları ....................................................................... 57

4.2.1. Dokumalı Tek Bindirmeli Cam Kompozit Malzemenin Eğilme Deneyleri

Sonuçları ........................................................................................................ 57

4.2.2.Dokumalı Düz Tek Katmanlı Karbon Kompozit Malzemenin Eğilme

Deneyleri Sonuçları........................................................................................ 58

iii

4.3. Titreşim Deneylerinin Sonuçları ..................................................................... 60

5. TARTIŞMA VE SONUÇ .................................................................................. 64

6. KAYNAKLAR .................................................................................................. 66

ÖZGEÇMİŞ ........................................................................................................... 71

iv

ÖZET

Yüksek Lisans Tezi

POLİMER MATRİSLİ KOMPOZİTLERİN MEKANİK ÖZELLİKLERİNİN İNCELENMESİ

Hasan YILDIZHAN

Süleyman Demirel Üniversitesi Fen Bilimleri Enstitüsü

Makine Eğitimi Anabilim Dalı

Juri: Prof.Dr. Remzi VAROL Yrd. Doç. Dr. M. Reşit USAL (I.Danışman) Doç. Dr. Ömer SOYKASAP (II. Danışman) Yrd. Doç. Dr. Melek USAL

Yrd. Doç. Dr. Ümran ESENDEMİR

Polimer matrisli dokumalı kompozitler, simetrik ve dengeli malzeme özelliklerine sahip olmaları, üretim ve kullanım kolaylıklarından dolayı hava-uzay yapıları ve otomobil yapıları için popülerlik kazanmaktadır. Ayrıca darbeye karşı üstün özelliklerinden dolayı balistik malzemesi olarak kullanılmaktadır. Öncelikle bu çalışma, kompozit malzemelerin genel tanıtımı yapılarak, sürekli elyaf takviyeli polimer matrisli kompozit malzemelerin önemini vurgulamak amacı ile bu malzemelerin konvensiyonel malzemelere olan üstünlükleri ve yaygın kullanım alanları incelenmiştir. Çalışmada karbon ve cam takviyeli düz dokumalı kompozitlerin dinamik davranışları, yorulma, titreşim sönüm özellikleri, doğal frekans ölçümleri ve eğilme deneylerle incelenmiştir. Yorulma davranışı için çeşitli tabakalı kompozitlerin gerilme ve tekrarlı yük sayıları (S-N) grafiklerle elde edilmiştir. Eğilme davranışı için çeşitli tabakalı ve bindirmeli birleşik kompozit malzemelerin eğilme mukavemet sonuçları elde edilmiştir. Malzemenin doğal frekans ve sönüm özellikleri, sıcaklığa bağlı olmak üzere deneylerle elde edilmiştir.

Anahtar Kelimeler: Polimer matrisli kompozit, Mekanik özellik 2008, 71 sayfa

v

ABSTRACT

M.Sc. Thesis

INVESTIGATION OF MECHANICAL PROPERTIES OF POLYMER MATRIX COMPOSITES

Hasan YILDIZHAN

Süleyman Demirel University School of Applied and Natural Sciences

Machine Education Department

Thesis Committee: Prof. Dr. Remzi VAROL Assist.Prof. Dr. M. Reşit USAL (I.Danışman) Assoc. Dr. Ömer SOYKASAP (II. Danışman) Assist.Prof. Dr. Melek USAL

Assist.Prof. Ümran ESENDEMİR

Polymer matrix woven composites are popular for aerospace and automotive industries due to their symmetric and balanced properties, they offer manufacturing and handling ease. Furthermore the composites are also used as ballistic materials because of their superior ballistic performance. In this thesis, brief information of the woven composites is given. In order to emphasize the importance of continuous fiber reinforced composite materials with polymer matrix, the advantages over conventional materials and common application areas of the composites are studied. In this study, mechanical behavior of the plain weave composites made of carbon and glass fiber and epoxy matrix, investigated by experiments including tensile, bending, fatigue, natural frequency and damping measurements. The figures of stress versus the number of cycles (S-N) for fatigue behavior are obtained for different laminated composites. The bending strength and minimum bend radius of the different laminated composites and lap joint composites are obtained. Natural frequency and damping properties of the composites under varied temperature are measured to see the temperature effects.

Key Words: Polymer matrix composite, Mechanical property 2008, 71 pages

vi

TEŞEKKÜR

Bu tez çalışmamın yapılmasında her türlü yardımlarını esirgemeyen, çalışmalarımda

bana daima yol gösteren engin bilgi ve tecrübelerinden yararlandığım değerli

danışmanım Yrd. Doç. Dr. Mustafa Reşit USAL hocama teşekkürlerimi sunarım.

Afyon Kocatepe Üniversitesi 106M005 No’lu Tubitak projesi ile Tezimi maddi

olarak destekleyen ve tez çalışmalarımda deneyimlerinden faydalandığım proje

danışmanım Doç. Dr. Ömer SOYKASAP, Makine Eğitimi bölüm başkanı Prof. Dr.

Süleyman TAŞGETİREN ve Öğr. Gör. İlker SUGÖZÜ hocalarıma teşekkür ederim.

Ayrıca bugünlere gelmemde emeği geçen başta ailem ve nişanlım olmak üzere bütün

hocalarıma saygı ve teşekkürlerimi sunarım.

Hasan YILDIZHAN

ISPARTA-2008

vii

ŞEKİLLER DİZİNİ

Şekil 1.1. Düz dokuma stili ........................................................................................ 2

Şekil 1.2. Kompozit malzeme de kullanılan fiber ve reçine ...................................... 4

Şekil 1.3. Sürekli fiber ve kısa fiber kompozitler ...................................................... 4

Şekil 1.4. Kalıp işleme basamakları ........................................................................... 13

Şekil 1.5. Kompozit malzemelerin üretim yöntemlerinin sınıflandırılması............... 14

Şekil 1.6. El yatırma düzeneği ................................................................................... 15

Şekil 1.7. Hazır kalıplama düzeneği .......................................................................... 17

Şekil 1.8. Reçine transfer kalıplama düzeneği ........................................................... 17

Şekil 1.9. Profil çekme düzeneği ............................................................................... 18

Şekil 1.10. Elyaf sarma düzeneği............................................................................... 19

Şekil 1.11. Prepregin şematik şekli ............................................................................ 20

Şekil 1.12. Tabakalı kompozit ................................................................................... 20

Şekil 1.13. Otoklavla tabakalı bir kompozitin üretimi............................................... 21

Şekil 1.14. Uçak yapısında kullanılan en önemli malzemelerin miktarları ............... 26

Şekil 1.15. Uçak malzemelerin kullanım oranlarının yıllara göre değişimi .............. 27

Şekil 3.1. Prepreg malzeme üzerine istenilen açı ve ölçülerde çizim yapılarak

kesilmesi..................................................................................................................... 36

Şekil 3.2. Kompozit malzemelere uygulanan çeşitli dokuma çeşitleri ...................... 36

Şekil 3.3. Kür edilmiş karbon parçalarının vakum dan çıkartıldıktan son hali.......... 38

Şekil 3.4. Elle yayma tekniği ile parçaların ısıveren lamba altında kür edilmesi ...... 39

Şekil 3.5. Cam kumaşından elle yayma metodu ile kür edilen parçalar .................... 40

Şekil 3.6. Tek bindirmeli cam kompozit malzemeler ................................................ 41

Şekil 3.7. Çift bindirmeli cam kompozit malzemeler ................................................ 41

Şekil 3.8. Deneylerin yapıldığı cihaz ......................................................................... 42

Şekil 3.9. Yorulma yüklemesi.................................................................................... 43

Şekil 3.10. Çift bindirme ile yapıştırılmış deney numunesi boyutları ....................... 44

Şekil 3.11. Yapışmamış deney numunesi boyutları ................................................... 44

Şekil 3.12. Tek bindirme ile yapışmış numune boyutları .......................................... 46

Şekil 3.13. Dokumalı tek bindirmeli cam kompozit malzemenin üç nokta eğilme

deneyi ......................................................................................................................... 46

viii

Şekil 3.14. Yapışmamış deney numunesi boyutları ................................................... 47

Şekil 3.15. Dokumalı düz karbon kompozit malzemenin eğilme deneyi .................. 47

Şekil 3.16. Karbon kompozit malzeme ...................................................................... 48

Şekil 3.17. Cam kompozit malzeme .......................................................................... 48

Şekil3.18. Sıcaklık ölçer ……………………………………………………………49

Şekil 3.19. Deney malzemeleri ısıtma fırını............................................................... 50

Şekil 3.20. Deney malzemeleri soğutmak için derin dondurucu ............................... 51

Şekil 3.21. Malzemelerin frekans değerlerini ölçmek için bilgisayar........................ 51

Şekil 3.22. Titreşim deney sistemi ............................................................................. 52

Şekil 3.3. 0,084 MPa çift bindirmeli cam kompozit malzemenin yorulma deneyleri

sonuçları ..................................................................................................................... 54

Şekil 3.4 Çift bindirme olarak yapışmış cam kompozit parçaların yorulma deneyi

sonucu kopmuş halleri ............................................................................................... 54

Şekil 3.5. 0,067-0,084 MPa’de kür edilen yapışmamış karbon kompozit

malzemelerin yorulma sonuçları ................................................................................ 56

Şekil 3.6. 0,067 MPa dokumalı düz karbon kompozit malzemenin yorulma deneyi

sonucu kopmuş hali.................................................................................................... 57

Şekil 3.7. Dokumalı tek bindirmeli cam kompozit malzemenin üç nokta eğilme

deneyi kopma anı ....................................................................................................... 57

Şekil 4.6 Dokumalı düz karbon kompozit malzemenin kopma anı ........................... 59

ix

ÇİZELGELER DİZİNİ

Çizelge 1.1. Matris, Takviye elemanı ve kompozit malzeme yapı tipleri.................. 5

Çizelge 1.2. Termoset ve termoplastiklerin maksimum sıcaklık değerleri................ 10

Çizelge 1.3. Uçak malzemelerin mekanik özellikleri ................................................ 25

Çizelge 1.4. 1988 ve 1993 yılları arasında otomobillerde kullanılan kompozitlerin

oranı ........................................................................................................................... 28

Çizelge 3.1. Karbon kompozit malzemelerin boyutları ............................................. 49

Çizelge 3.2. Cam kompozit malzemelerin boyutları.................................................. 49

Çizelge 4.1. 0,084 MPa çift bindirmeli cam kompozit malzemenin yorulma deneyi

sonuçları ..................................................................................................................... 53

Çizelge 4.2. 0,067 MPa yapışmamış karbon kompozit malzemenin yorulma deneyi

sonucu ........................................................................................................................ 55

Çizelge 4.3 0,084 MPa yapışmamış karbon kompozit malzemenin yorulma deneyi

sonuçları ..................................................................................................................... 56

Çizelge 4.4. Tek bindirmeli cam kompozit malzemenin üç nokta eğilme deneyi

sonuçları ..................................................................................................................... 58

Çizelge 4.5. Dokumalı düz karbon kompozit malzemenin eğilme deneyi sonuçları. 59

Çizelge 4.6. Bir nolu karbon kompozit malzemenin sıcaklığa göre frekans değerleri

.................................................................................................................................... 60

Çizelge 4.7. İki nolu karbon kompozit malzemenin sıcaklığa göre freans değerleri . 61

Çizelge 4.8. Bir nolu cam kompozit malzemenin sıcaklığa göre frekans değerleri... 62

Çizelge 4.9. İki nolu cam kompozit malzemenin sıcaklığa göre frekans değerleri .. 63

x

SİMGELER VE KISALTMALAR DİZİNİ

Aij Yapının Genleşme Rijitliği

Bij Yapının Bağlantı Rijitliği

Dij Yapının Eğilme Rijitliği

f Frekans

R Gerilmelerin Oranı

σmax Maksimum Gerilme

σmin Minimum Gerilme

Fen Bilimleri Enstitüsü Müdürlüğüne

Bu çalışma jürimiz tarafından MAKİNE EĞİTİMİ ANABİLİM DALI'nda oybirliği ile YÜKSEK LİSANS TEZİ olarak kabul edilmiştir.

Başkan : Prof. Dr. Remzi VAROL

(Süleyman Demirel Üniversitesi Mühendislik Fakültesi Makine Müh. Bölümü - Isparta)

Yrd. Doç. Dr. Mustafa Reşit USAL

(Süleyman Demirel Üniversitesi-Teknik Eğitim Fakültesi Fakültesi Makine Eğitimi Bölümü-Isparta)

Doç. Dr. Ömer SOYKASAP

(Afyon Kocatepe Üniversitesi Teknik eğitim Fakültesi Makine Eğitimi Bölümü Afyonkarahisar)

Yrd. Doç. Dr. Melek USAL

(Süleyman Demirel Üniversitesi-Teknik Eğitim Fakültesi Fakültesi Makine Eğitimi Bölümü- Isparta)

Yrd. Doç. Dr. Ümran ESENDEMİR

(Süleyman Demirel Üniversitesi Mühendislik Fakültesi Makine Müh. Bölümü - Isparta)

ONAY

Bu tez 23/05/2008tarihinde yapılan tez savunma sınavı sonucunda, yukarıdaki jüri üyeleri tarafından kabul edilmiştir.

...../...../20..

Prof.Dr.Fatma KOYUNCU

Enstitü Müdürü

1

1.GİRİŞ

Bu tezin konusu havacılık, uzay ve otomotive endüstrilerinde kullanılan polimer

matrisli düz dokumalı kompozitlerin termo-mekanik özelliklerinin sayısal ve

deneysel yöntemlerle araştırılmasıdır. Bu malzemeler geleneksel malzemelere göre

çok daha hafif, üstün mukavemet ve performans özellikleri göstermektedir. Ayrıca

tasarım ve üretim esnekliği sayesinde bu malzeme teknolojilerin araştırma ve

geliştirilmesi çok büyük önem taşımaktadır. Bilindiği gibi kompozit malzeme

teknolojilerinin araştırma ve geliştirilmesi, Bilim ve Teknoloji Kurulu’nun 2005/4-

Ek 1 de yer alan “Öncelikli Alanlar” kapsamındadır.

Kompozit malzeme, istenilen özellikte bir malzeme oluşturmak için iki veya daha

fazla malzemenin fiziksel olarak birleşmesine denir. Kompozit malzemeler;

—Matris malzemeler

—Takviye elemanlar

—Katkı malzemelerinden oluşur.

Kompozit malzemelerin %90’ı polimer esaslı matrislerle üretilmektedir. Matris,

kompozit malzemelerin ana bileşenlerindendir. Matrisin başlıca görevleri;

—Kuvvetleri liflere iletmek

—Lifleri korozyon ve oksidasyon gibi, ortamın etkisi ve darbelerden

korumaktır.

Polimer matrisli kompozit malzemelerde, matris malzemeyi polimerler oluşturur.

Polimer matrisli kompozit malzemede polimer malzeme reçinelerdir. Polimer

matrisli kompozit malzemelerin takviye elemanları liflerdir. Katkılar; Dolgular,

kimyasallar ve diğer katkılar matrise niteliklerine göre özelliklerin geliştirilmesi

amacıyla ilave edilirler. Polimer matrisli kompozit malzemeler, Klasik Laminasyon

Tekniğiyle (KLT) üretilir. Bu yüzden polimer matrisli kompozit malzemelerin

görünüşleri tabakalar şeklindedir.

2

Malzemede yerine göre sağlamlık, esneklik, hafiflik, çevre şartlarına (nem, güneş

ışınları, gibi) dayanıklılık, darbe dayanımı, sertlik gibi günlük yaşamda kullanılan

terimlerle ifade edilen özellikler yanında daha bilimsel dille ısısal genleşme

katsayıları, yorulma, çatlama ve kırılma, çekme, eğme dayanımları ve benzeri

değerlerin uygunluğu aranır. Bütün bu istenen özellikleri tek bir malzemede bulmak

son derece ender rastlanan bir durumdur. 1950’li yıllardan itibaren polimer

kompozitler aranan boşluğu doldurmuştur. Bugün yaygın olarak uçak, roket, füze

gövdeleri, yüksek kalitede spor malzemeleri gibi maliyetin yüksek olmasının pek

önemli olmadığı alanlarda kullanıldığı gibi lastik, otomotiv sanayi, beyaz eşya,

basınca dayanımlı boru gibi daha düşük maliyet gerektiren sektörlerde de yaygın

olarak kullanılmaktadır. Önümüzdeki yıllarda uzay ve havacılık başta olmak üzere

robotik ve gelişen diğer teknolojilerde kompozit malzemelere daha çok ağırlık

verilecektir. Bu amaçla hem daha güçlü ve sağlam elyaflar, hem de daha yüksek ısı

dayanımlı, çatlak oluşturmayan, darbe dayanımı yüksek ve sert polimer matrisler

üzerinde çalışmalar dünyada ve ülkemizde devam etmektedir (Huten, 2003).

Tezde polimer matrisli düz dokumalı kompozitlerin mekanik özellikleri, sıcaklık ve

yorulma altındaki sönümleme davranışları incelenmiştir. Bunun için karbon elyaflı

ve cam elyaflı düz dokumalı kompozitler göz önüne alınmıştır. Düz dokumada

elyaflar ardışık olarak birbirinin altından ve üzerinden geçmektedir (bkz. Şekil 1).

Şekil 1.1. Düz dokuma stili

3

Düz dokumalı kompozitlerin eğilme ve yorulma özellikleri, titreşim sönümü ve doğal

frekans değerleri deneylerle incelenmiştir. Yorulma davranışı için çeşitli yönlenme

açılarına sahip tabakalı kompozit numuneler kullanılırdı ve yorulma cihazında

testlere tabi tutuldu; sonuçta gerilme ve tekrarlı yük sayıları (S-N) grafiklerle elde

edildi. Malzemenin titreşim sönüm özellikleri, sıcaklığa bağlı olmak üzere

deneylerle elde edildi. Titreşim sönüm değerlerinin bulunması için yarım bant

genişlik metodu kullanılırdı. Bunun için sönüm değerleri farklı sıcaklıklarda (-10 oC

ve +60 oC aralığında) ölçülerek sıcaklığın sönüm üzerindeki etkisi incelenmiştir.

Bu girişi takiben, kompozit malzemeler hakkında bilgi verildi, kullanım alanları ve

üretim yöntemleri açıklandı, elyaflar ve matrisler hakkında bilgi verildi. Tezin ikinci

bölümünde literatür araştırması. Tezin üçüncü bölümünde kullanılan malzeme

özellikleri ve deney yöntemleri açıklanıldı. Tezin dördüncü bölümünde deney

bulguları yazıldı. Son olarak da deney sonuçlarında elde edilen bulgular

irdelenmiştir.

1.1. Kompozitler

Kompozit malzeme, iki veya daha fazla malzemenin makro düzeyde birleşmesine

denir. Kompozit malzeme, kendisini oluşturan malzemelerin her birinden farklı

özelliklere sahip bir bileşik malzemedir.

Günümüzde en çok kullanılan kompozitlerden biri betondur, çimento ve kumdan

meydana gelen matris malzemesi, çelik çubuklar ile desteklenir. Bir diğer tanınmış

kompozit ise kerpiçtir. Çamur ve samanın karıştırılmasıyla ile oluşturulan bu

malzeme oldukça eskiden beri bilinen belki de insanlık tarihinin en eski yapı

malzemesidir ve halen Türkiye’de kırsal kesimde kullanılır. Bazı ülkelerde, (Örn;

Yemen’de) bu yapı malzemesinden çok katlı yüksek yapılar inşa edilir (Anonim,

1994).

Kompozit malzemeler, şekil 1.2 de görüldüğü gibi matris ve takviye malzemesinden

oluşurlar. Genellikle takviye (fiber) malzemesi; karbon, cam veya aramid olurken

matris malzemesi ise epoksi reçine den oluşmaktadır (Mazumdar, 2002).

4

Şekil 1.2. Kompozit malzeme de kullanılan fiber ve reçine

Takviyeli fiberler veya dokumalar kompozit malzemeyi güçlü, dayanıklı kılar. Buna

karşılık matrisler kompozit malzemeye katılık verir ve malzemeyi çevresel etkilere

karşı dirençli kılar.

Takviyeli fiberlerin farklı biçimleri (şekil 1.3) vardır. Bunlar uzun sürekli fiberler ve

kısa fiberlerdir. Kısa fiberler uzun fiberlerin kesilmiş halidir. Kısa fiberlere kırpılmış

fiberlerde denir. Fiberler uygulama (yapısal veya yapısal olmayan) ve üretim

metoduna göre uzun sürekli fiberler veya kısa fiberler tercih edilir. Yapısal

uygulamalar için uzun fiberler buna karşılık yapısal olmayan uygulamalarda kısa

fiberler tercih edilirler. Enjeksiyonlu kalıplama ve hazır kalıplamalı üretim

metodlarında kısa fiberler tercih edilir. Elyaf sarma ve profil çekme üretim

yöntemlerinde sürekli fiberler tercih edilirler (Mazumdar, 2002).

Şekil 1.3. Sürekli fiber ve kısa fiber kompozitler

Kompozit malzemeler genellikle matris malzemesine plastik, metal ve seramik

matrisli kompozitler olmak üzere üçe ayrılırlar. Kompozit malzeme ince tek bir

5

tabaka oluşturan matris malzemesi içine elyaflar, whiskerler veya parçacıklardan

veya değişik tabaka katmanlarından oluşan tabakalı kompozitler de oluşabilir (Şahin,

2000).

Çizelge 1.1. Matris, Takviye elemanı ve kompozit malzeme yapı tipleri (Olcay vd., 2002)

Matris

Malzemeleri Takviye

Elemanları Kompozit

Yapının Şekli

Polimerler Lifler Tabakalar

Metaller Granül Kaplamalar

Seramikler Whiskers Film-Folya

Polimer matrisli kompozit malzeme çizelge 1.2.de görüldüğü gibi matrisi polimer

olan malzemelerdir. Bu malzemeler belirli yönleme açılarıyla klasik laminasyon

tekniği dediğimiz tabakalar şeklinde üretilirler.

Teknolojide polimer matrisli kompozit malzemeler 1940’lı yıllarda havacılık

sektörüne hizmet vermek üzere geliştirilmeye başlanmışlardır. Amaç, çelik ve

alüminyum alaşımları gibi konvensiyonel malzemelerin yerine daha düşük ağırlıklı

ancak daha mukavemetli, sertlik değeri, aşınma dayanımı ve kırılma tokluğu yüksek

malzemelerin geliştirilmesiydi (Kayrak, 1999).

1.2. Fiberler ve Matrisler Bir kompozit malzeme, fiberlerle (elyaf) takviyelenmiş plastik reçinelerden oluşur.

Bir kompozit malzemenin davranışını anlamak için kompozit malzemedeki fiberlerin

ve matris malzemelerin görevlerinin bilinmesi gerekir. Fiberlerin ve matris

malzemelerin önemli görevleri aşağıda verilmiştir.

Bir kompozit malzemedeki fiberlerin görevleri

- Bir kompozit malzemeye uygulana kuvvetin yükünün çoğunu fiberler

taşır. Yükün neredeyse %90 fiberler tarafından taşınır.

6

- Fiberler, yüksek elastik modüle, sertlike ve yüksek sıcaklıktaki

dayanımları ve diğer yapısal özellikleriyle kompozit malzemeyi kararlı

kılar.

- Kompozit malzemenin elektrik iletkenliği ya da yalıtım özellikleri

kullanılan fiber malzemelerin özelliğine bağlıdır.

Bir matris malzeme, bir kompozit malzemenin yapısında birçok önemli görevleri

vardır. Matris malzemelerin önemli görevleri aşağıda verilmiştir.

Bir kompozit malzemedeki matrislerin görevleri

- Matris malzeme fiberleri bir arada tutar, böylece fiberlerin bireysel

hareket etmesine engel olur.

- Matris malzeme kompozit malzemeye yüklenen yükü fiberlere transfer

eder.

- Matris malzeme kompozit malzeme ye şekil verdiği gibi malzemenin katı

durmasını sağlar.

- Matris malzeme, çevresel faktörlerin vermiş olduğu kimyasal ve fiziksel

zararlara karşı kompozit malzemeyi korur.

1.2.1. Fiberler

Fiberlere değişik kaynaklarda lifler veya elyaflarda denilmektedir. Bu malzemeler

matris malzemenin içinde yer alıp kompozit malzemelerin en önemli mukavemet

elemanlarıdır. Kompozit malzemelerde kullanılan başlıca elyaflar aşağıda

açıklanmıştır.

1.2.1.1. Cam Elyaflar

Cam elyafın esasını silis-kum (SiO2) meydana getirmekle beraber belirli oranlarda

sodyum, kalsiyum, alüminyum, bor ve demir gibi elementlerin oksitlerinden oluşur.

7

Polimer esaslı kompozitlerde yaygın olarak kullanılan ve en ucuz olan takviye

elemanıdır (Şahin, 2000).

Cam elyafların bazı özellikleri aşağıdaki gibi özetlenebilir (A.S.M., 1984).

- Yüksek çekme mukavemetine sahiptirler, birim ağırlık başına

mukavemeti çeliğininden yüksektir.

- Isıl dirençleri düşüktür. Yanmazlar, ancak yüksek sıcaklıkta yumuşarlar.

Bu özellikleri katkı malzemeleri kullanılarak iyileştirilebilir.

- Kimyasal malzemelere karşı dirençlidirler. - 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.

- Elektriği letmezler. Bu özellik sayesinde elektriksel yalıtımın önem

kazandığı durumlarda cam elyaflı kompozitlerin kullanılmasına imkan

tanırlar.

1.2.1.2. 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 (Schwartz, 1984).

Bor elyafların Silisyum Karbür (SİC) veya Bor Karbür (B4C) kaplanmasıyla yüksek

sıcaklıklara dayanım artar. Özellikle bor karbür kaplanmasıyla çekme mukavemeti

önemli ölçüde artırılabilir. Bor elyafların erime sıcaklıkları 2040 C civarındadır

(Chawla, 1987).

1.2.1.3 Silisyum Karbür Elyaflar

Bor gibi, Silisyum karbürün tungsten çekirdek üzerine kaplanması ile elde edilirler.

0,1 mm ile 0,14 mm çaplarında üretilirler. Yüksek sıcaklıklardaki özellikleri bor

8

elyaflardan daha iyidir. Silisyum karbür elyaf 1370C’ta mukavemetinin sadece

%30’nu kaybeder. Bor elyaf için bu sıcaklık 640C’tır (A.S.M., 1984).

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 (A.S.M., 1984).

1.2.1.4 Alümina elyaflar

Alümina, Alüminyum oksittir (Al2O3). Elyaf formundaki alümina 0,02 mm

çapındaki alümina flamanın Silisyum dioksit (SiO2) kaplanması ile elde edilir. Bu

malzemeler yüksek sıcaklık dayanımları nedeniyle uçak motorlarında

kullanılmaktadır (Kayrak, 1999).

Alümina elyafların çekme mukavemetleri yeterince yüksek değildir ancak basma

mukavemetleri yüksektir. Örneğin, alümina/epoksi kompozitlerin basma

mukavemetleri 2275 ila 2413 MPa’dır (Chawla, 1987).

1.2.1.5 Aramid Elyaflar

Aramid’aromatik polyamid’ in kısaltılmış adıdır. Polyamidler uzun zincirli

polimerlerdir, aramidin moleküler yapısında altı karbon atomu birbirine hidrojen

atomu ile bağlanmışlardır (Schawartz, 1984).

Uçak yapılarında, düşük basma mukavemetleri nedeniyle, karbon elyaflarla birlikte

hibrid kompozit olarak, kumanda yüzeylerinde kullanılmaktadırlar. Aramid elyaflar

elektriksel iletkenliğe sahip değildirler. Basma mukavemetlerin iyi olmamasının yanı

sıra kevlar /epoksi kompozitlerinin nem absorbe etme özellikleri kötüdür (Chawla,

1987).

9

1.2.1.6 Karbon Elyaflar

Karbon elyafların en önemli özellikleri düşük yoğunluğun yanı sıra yüksek

mukavemet ve tokluk değerleridir. Karbon elyaflar, nemden etkilenmezler ve

sürünme 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 (Rouchan, 1987).

1.2.2. Matrisler

Fiberler matris malzemesinin içinde yer alır, matris fiberleri kaplar. Böyle olunca

dışardan gelebilecek nem, ısı, kimyevi vb. her türlü çevresel etkilere ilk maruz kalan

matrislerdir. Bunun için kompozit malzemenin özelliklerini matris malzeme belirler.

Örneğin sıcaklığı 150 °C üzerinde kararlı olmayan bir fiber, daha yüksek sıcaklığa

dayanabilen ve ısı yalıtımı iyi olmayan bir matris içinde yüksek sıcaklıkta

kullanılabilen bir kompozit oluşturabilinir. Tablo 1.2. de termoset ve termoplastik

matrislerin kullanılan maksimum sıcaklıkları verilmiştir.

10

Çizelge 1.2. Termoset ve termoplastiklerin maksimum sıcaklık değerleri (Mazumdar,

2002).

Malzemeler Maksimum Kullanılan sıcaklık (0C)

Termosetler

Vinil Ester 230-320

Polyester 150-250

Fenolikler 80-125

Epoksi 70-150

Cynate Ester 60-150

Bismaleimid 60-150

Termoplastikler

Polietilen 50-80

Polipropilen 50-75

Asetal 70-95

Nylon 75-100

Polyester 70-120

Polifenilen Sulfid 120-220

Polietereterketon 120-250

Teflon 200-260

Polimer matrisli kompozit malzemeler de matris malzemesi polimerlerdir.

Kompozitlerde kullanılan plastik matrisler, Termoset ve Termoplastik olmak üzere

ikiye ayrılır. Bu plastik malzemelerin ısısal davranışları birbirinden farklıdır. Aşağıda

bu malzemelerin özellikleri incelenecektir.

1.2.2.1 Termoset Matrisler

Polimer matrisli kompozitlerde, matris malzemesi için en çok kullanılan malzeme

termoset esaslı malzemelerdir. Bu malzemelerin üretiminde bir defaya mahsus ısıtılıp

biçim verilir, bundan sonra malzemeye tekrar ısı verilip şekil elde edilemezler. Onun

için bu malzemelerin geri dönüşümü olmadığından tekrar kullanılamazlar. Bunun

nedeni termoset matrisli malzemelerin molekülleri birbirlerine çapraz bağlıdırlar.

Böyle olunca bu moleküller ısıtıldığında atomlar birbirlerinin üzerine kaymazlar.

11

Ayrıca bu malzemeler çözünmezler. Termoset plastikler mukavemeti ve sıcaklığa

karşı dayanımları yönünden termoplastiklerden daha üstündür. Aşağıda en yoğun

kullanılan termoset matrisler ve genel özellikleri yer almaktadır.

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 (Rouchan, 1987).

Epoksilerin avantaj ve dezavantajları aşağıdaki gibi özetlenebilir (Schwartz, 1984).

Avantajları:

- Kopma mukavemetleri yüksektir.

- Elyaf yapılarla yüksek bağ mukavemeti sağlar.

- Yüksek aşınma direncine sahiptirler.

- Uçucu değildirler ve kimyasal dirençleri yüksektir.

- Düşük ve yüksek sıcaklıklarda sertleşebilme özelliğine sahiptirler

Dezavantajları:

- Polyesterle karşılaştırıldığında pahalıdır.

- Polyestere oranla yüksek viskoziteye daha az uygundur.

Polyester matrisler; dibazik asitlerin, dihidrik alkoller (glikol) yada 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 (Chawla, 1987).

Polyester matrislerin avantaj ve dezavantajları aşağıdaki gibi özetlenebilir (Schwartz,

1984).

Avantajları:

- Takviyelerin neminin kolayca dışarı atılabilmesine izin veren düşük

viskozite

- Düşük maliyetli olması

12

- Çeşitli uygulamalar için geniş bir sınır içinde kolay imal edilebilirlik

- İyi çevresel dayanımları olması

Dezavantajları:

- Kür sırasındaki yüksek egzotermik reaksiyon zayıf elyaf/matris bağ

mukavemetine neden olur.

- Sistem gevrekleşmeye eğilimlidir.

- Çok seyreltik alkalilere bile zayıf kimyasal direnç gösterir.

Vinylester reçine matrisler; Polyesterlere benzerler. En önemli avantajları elyaf ve

matris arasında iyileştirilmiş bir bağ mukavemetine sahip olmalarıdır. Polyesterde

glikolün bir kısmının yerine doymamış hidrosilik bileşenlerin kullanılması ile elde

edilirler (Hoskin and Baker, 1986).

Fenolik reçine matrisler; Fenol, alkalin şartlar altında formaldeitle yoğuştuğunda

polimerizasyon oluşur. Polimerizasyon asidik şartlar altında yapılır. Fenolik

reçinelerin en büyük avantajı yükersek sıcaklık dirençleridir. En önemli

dezavantajları ise diğer matris malzemelerine göre mekanik özelliklerinin düşük

olmasıdır (Chawla, 1987).

1.2.2.2 Termoplastik Matrisler

Termoplastik matrisler termoset plastik matrislerin aksine geri dönüşüm olan

malzemlerdir. Bu malzemelere üretimin sonunda da ısıtma soğutma yapılıp tekrar

hazır hale getirilebilinir. Isıtma, soğutma işlemlerin de termoplastik matrislerin

sadece fizikse özellikleri değişir, kimyasal özelliklerinde bir değişiklik olmaz.

Termoplastik matrislerin bu özellikleri esasen moleküllerinden kaynaklanmaktadır.

Bu malzemelerin molekülleri düz zincirli polimerlerdir. Bundan dolayı termoplastik

matris malzeme ısıtıldığında yapısındaki atomlar birbirlerinin üzerine kayarlar.

Termoplastik grubunu oluşturan ve en çok kullanılan plastikler şunlardır:

13

Akrilik, Asetal, Akronitril-Butadiene-Streyn (ABS), Politetra Fluorethylene (PTFE),

Poliamid (PA), Polietilen (PE), Polipropilene (PP), Polivinil klorür (PVC)

1.3. Kompozit Malzemelerin Üretimi Takviye malzemesi ile reçine malzemesinin karışımında oluşan yeni malzemede

matris malzemesi sertleşene kadar malzeme kompozit olamaz. Matris sertleştikten

sonra malzeme kompozit malzeme olabilir. Bununla birlikte oluşan malzemeyi

değiştirmek mümkün değirdir. Buna karşılık metal alaşımlı bir yapıyı ısı işlemle

değiştirmek mümkündür (Gay vd., 2003).

Polimer matrisli kompozitlerde, reçine polyester olduğundan malzeme polimerize

edilmek zorundadır. Katılaştırma işlemi boyunca bir katkı malzemesi ile karıştırılan

reçine, malzeme polimerize edilirken malzeme sıvı halden katı hale geçer (Gay vd.,

2003).

Kompozit malzemelerin üretim işlemleri kalıplama yöntemleri ile olmaktadır. Bütün

kalıplama işlemlerinin basamakları şekil 1.4. de gösterilmiştir. Kalıpla yöntemleri

çeşitleri malzemenin yapısına, malzemelerin sayısına ve malzemenin maliyetine

bağlıdır. Kalıplama malzemesi; metal, polimer,ağaç, ve alçı olabilir (Gay vd., 2003).

Şekil 1.4. Kalıp işleme basamakları (Gay vd., 2003)

14

Kompozit malzemelerin üretimi reçine malzemesine göre iki kısımda görülür. Bunlar

termoset reçineli kompozit malzeme ve termoplastik reçineli kompozit

malzemelerdir. Şekil 1.5. de kompozit malzemelerin üretim sınıflandılırması

görülmektedir.

Şekil 1.5. Kompozit malzemelerin üretim yöntemlerinin sınıflandırılması (Mazumdar, 2002). 1.3.1. Termoset Matrisli Kompozitlerin Üretimi Termoset matrisli kompozitlerin bir çok üretim yöntemleri vardır. Bu üretim

yöntelerinden bazıları ağşagıda açıklanmıştır. Termoset matrisli kompozit

malzemesinin üretiminde matris malzemesi genellikle epoksi, doymamış polyester ve

vinil ester içerir.

15

1.3.1.1. El Yatırma Yöntemi

Düşük ve orta hacimli temas kalıplama olup, kayık teknesi, tanklar, bina panelleri ve

sanık gibi büyük boyutlu yapısal parçalı için yaygın olarak kullanılan en basit bir

yöntemdir. Genellikle, keçe, dokuma biçimdeki elyaflar takviye elemanı olarak

seçilir. Fakat ek dayanım ve elastik modülü kazandırmak için belirli konumlarda

dokuma şeklindeki elyaflar yanında sürekli cam ve karbon elyaflar da yerleştirilir

(Mileiko, 1983).

El yatırma yöntemi termoset matrisli malzemelerin üretim yöntemlerin den en basit

yöntemdir. Şekil 1.6'da el yatırma yöntemi bu yöntemden oluşmuş kayık

gösterilmiştir.

Şekil 1.6. El yatırma düzeneği (Gay vd., 2003) 1.3.1.2. Hazır Kalıplama

Hazır kalıplama bünyesinde cam elyafı, reçine, katkı ve dolgu malzemeleri içeren

kalıplamaya hazır, hazır kalıplama bileşimleri olarak adlandırılan kompozit

malzemelerin (SMC, BMC) sıcak pres kalıplarla ürüne dönüştürülmesidir. Karmaşık

şekillerin üretilebilmesi, metal parçaların bünye içine gömülebilmesi, farklı cidar

kalınlıkları gibi avantajları bulunmaktadır. Ayrıca ürünün iki yüzüde kalıp ile

şekillenmektedir. Diğer kompozit malzeme üretim tekniklerinin olanak vermediği

delik gibi komplike şekiller elde edilebilmektedir. Iskarta oranı düşüktür. Bu

yöntemin dezavantajları kalıplama bileşimlerinin buzdolaplarında saklanmaları

16

gerekliliği, kalıpların metal olmasından dolayı diğer kalıplardan daha maliyetli

olması ve büyük parçaların üretimi için büyük ve pahalı preslere ihtiyaç olmasıdır.

Hazır kalıplama yönteminde kullanılan bileşimler içeriklerine göre çeşitlilik

göstermekle beraber en çok iki tür hazır kalıplama bileşimi kullanılmaktadır.

Hazır kalıplama pestili / SMC (sheet moulding composites); SMC takviye malzemesi

olarak kırpılmış lif ile dolgu malzemesi içeren bir reçinenin önceden birleştirilmesi

ile oluşan pestil biçiminde malzemedir. Sürekli lifler, 25-50 mm kırpılmış olarak ve

kompozitin toplam ağırlığının %25-30 oranında kullanılır. Genellikle 1m

genişliğinde ve 3mm kalınlığın da üretilir.

Hazır kalıplama hamuru / BMC (bulk moulding composites); BMC takviye

malzemesi olarak kırpılmış lif ve dolgu malzemesi içeren bir reçinenin önceden

birleştirilmesi ile oluşan hamur biçiminde malzemedir.

Hazır kalıplama bileşimlerinin avantajları;

• Çok geniş tasarım esnekliği

• Düzgün yüzey

• Kolayca laklanabilme, boyanabilme ve kalıp içinde yüzeyin kaplanabilmesi

• Geri dönüştürülebilme ve hazırlığında geri dönüşmü malzeme kullanabilme

• Metal gömme parçaların yerleştirilmesi ile montaj kolaylığı

• Yüksek alev dayanımı

• Sıcaklık dayanımı

• Soğukta kırılgan olmamaenjeksiyon kalıplama (injection moulding)

Bu yöntem RTM'ye benzer bir yöntemdir. Farklılığı reçine/elyaf karışımın kalıp

dışarısında karışmış ve eritilerek basınç altında boş kalıp içine enjekte ediliyor

olmasındadır. Sadece düşük viskoziteye sahip termoset reçineler bu yöntemde

kullanılabilir. Diğer yöntemlere göre daha hızlıdır. Çoçuk oyuncaklarından uçak

17

parçalarına kadar bir çok ürün bu yöntemle üretilebilmektedir. Şekil 1.7. de hazır

kalıplama düzeneği görülmektedir (Philips, 1989).

Şekil 1.7. Hazır kalıplama düzeneği (Gay vd., 2003)

1.3.1.3. Reçine Transfer Kalıplama

Termoset malzemeler enjeksiyon kalıp ünitesine yerleştirilir ve ısıtılmış kalıp

içerisine uygun miktarda termoset plastikler enjekte edilir. Uygulanan basınç ve

sıcaklıkla kontrol edilir ve kalıplanacak ürüne bağlı olarak çevrim 45 S ve 120 S

arasında değişir (Şahin, 2000).

Bu yöntemle karmaşık parçalar üretilebilinir. F1 arabalarında bazı parçalar bu

yöntemle hazırlanmaktadır. Şekil 1.8. de reçine transfer kalıplama görülmektedir.

Şekil 1.8. Reçine transfer kalıplama düzeneği (Gay vd., 2003)

18

1.3.1.4. Profil Çekme Yöntemi

Profil çekme yöntemi şekil 1.9'da gösterilmiştir. Bu yöntemde reçine malzemesi

olarak genellikle polyester, vinil ester ve epoksi kullanılır. Takviye malzemesi olarak

ta sürekli fiber malzemesi kullanılır.

Şekil 1.9. Profil çekme düzeneği (Gay vd., 2003)

1.3.1.5. Elyaf Sarma Yöntemi

Bu yöntem özel biçime sahip ürünlerin seri üretimine uygundur. Elyaf sarma

yöntemi sürekli elyaf liflerinin reçine ile ıslatıldıktan sonra bir makaradan çekilerek

dönen bir kalıp üzerine sarılmasıdır. Sürekli liflerin farklı açılarla kalıba sarılmasıyla

farklı mekanik özelliklerde ürünler elde edilebilir. Yeterli sayıda elyaf katının

sarılmasından sonra ürün sertleşir. Ardından döner kalıp ayrılır (Philips, 1989).

Bu yöntemle yapılan ürünler, füze boruları, petrol nakli için borular, yat direkleri,

uçak su tankları vb. ürünlerdir. Şekil 1.10. de elyaf sarma şekli verilmiştir.

19

Şekil 1.10. Elyaf sarma düzeneği (Gay vd., 2003)

1.3.1.6. Püskürtme Metodu

Püskürtme yöntemi elle yatırma yöntemini aletli şekli olarak kabul edilebilir. El

yatırma metoduna benzer açık kalıplama düşük ve orta hacimdeki tekneler ve

kayıklar, tanklar, duş ünitesi ve daha büyük karmaşık şekilli ise bu teknikle el

yatırmadan daha iyidir. Kırıcı ve püskürtme tabancası arasından sürekli cam elyaf

demeti beslenir. Bu aygıt aynı anda elyafları kırparak kalıp üzerine reçineyi kataliz

eder. Bu nedenle kalıplanan laminate havayı yok etmek ve reçine içine takviye

elemanı ıslatabilmek için rülolar kullanılır. Gerekli kalınlar elde edilinceye kadar

kırpılmış elyaf ve reçine ilave edilir. Katılaşma genellikle oda sıcaklığında veya ısı

kullanılarak hızlandırılabilir. Ana malzemeyi püskürtmeden önce kalıp içerisine

silikon sürülür daha iyi yüzey elde edilir. Özgül dayanım için örgü elyaflarda ilave

edilebilir. Reçine olarak yine polyesterler kullanılır. Bu metod parça karmaşıklığı

fazla ise faydalıdır. Bu tekniğin avantajı, basit, maliyeti düşük olması, taşınabilir

aygıt ve parça boyutu sınırlamasının olmamasıdır (Şahin, 2000).

1.3.1.7. Tabakalı Birleştirme

Açık yapılar şekillenmiş kalıp yüzeyi ile ısıtılmış zımba arasında sıcak presleme

usülu ile uygun şekilde üretilir. Ön gömülmüş elyaf (prepreg)’lerin reçine ile

20

doyurulması ile preslenir veya sarılarak üretilir. Mandrel üzerine veya levha arkasına

şerit yerleştirilmelidir. Tabakayı elle tutulabilir hale getirmek için kısmi ısıtma işlemi

yapılarak levha arkası daha sonra kaldırılır. Böylece tabakada bütün elyaflar aynı

doğrultuda yönlendirilmiş olur ve buna ‘Prepreg’ adı verilir (Şahin, 2000). Şekil

1.11’de gösterilmiştir.

Şekil 1.11. Prepregin şematik şekli (Chawla, 1987)

Bu prepregler bigisayarla kontrollü lazer veya su jeti ile kesilerek yaprak şeklinde

levhalar oluşturulur, ve bunlar kalıp içerisinde belirli yönde (şekil 1.12)

yerleştirilerek istif edilir. Örneğin, 0°, 90°, 0°/90°, 0°/45°, 45°/45° vb. şeklinde

paralel olarak tabakalanır (Şahin, 2000).

Şekil 1.12. Tabakalı kompozit (Mazumdar, 2002)

21

Otoklav (şekil 1.13.) diğer bir birleştirme metodudur. Kalıp içerisine levha şeklinde

istif edilen elyaf ve matriks çiftleri sistemdeki tüm havayı dışarı atmak için vakum

torbaya konulur. Bunun içinde delikli yüzey tabakası ve sızan reçineyi toplayan

tabakalarda kullanılır. Bunun içinde delikli yüzey tabakası ve sızan reçineyi toplayan

tabakalarda kullanılır. Bunların üzerine naylon örtülür ve kenarlardan sızdırmazlık

sağlanır, otoklav yavaşça ısıtılır. İlk önce reçine erimeğe başlar sonra basınç altında

ve sıcaklıkta bir gaz altında sertleşmesi sağlanır. Atmosfer basıncı kalıp içindeki

havayı ve sızan reçineyi ve laminetteki boşlukları elimine ederve daha yüksek camın

konsentra olmasını sağlar. Parçanın son bitire yüzeyini iyileştirir. Sıcak gazın

sirkülasyonu üniform bir sıcaklık sağlar (Şahin, 2000).

Şekil 1.13. Otoklavla tabakalı bir kompozitin üretimi (Chawla, 1987)

1.3.2. Termoplastik Matrisli Kompozitlerin Üretimi

Termoplastik matris kompozitler termoset matrisli kompozitlere göre bir çok avantaj

ve dezavantajları vardır (Chawla, 1987).

Termoplastik kompozitlerin avantajları:

- Soğutma ihtiyaçları yoktur

- Parçalar ısı tarafından birleştirilebilinir

- Parçalar tekrar kalıba sokulabilinir ve geri dönişüm sağlanabilinir

22

- Termoplastikler, termosetlerden daha iyi dayanıklı ve dirençlidir.

Termoplastik matrisli kompozitlerin dezavantajları:

- Termosetler den daha fazla sıcaklıkta üretilirler

- Termoplastikler rijitlerdir. Yani onlarda kısmi kür edilmiş epoksilerin

yapışkanlığı yoktur.

1.3.2.1. Enjeksiyon Kalıplama

Çok yüksek üretim miktarlarında çok büyük hacimli kompleks parçalar üretmek için

tekli veya çok parçalı kalıplar kullanılarak cam elyaf takviyeli plastiklerden yüksek

hacim oranlı bir metoddur. Farklı termoplastik malzemelerle çok değişik mekanik,

kimyasal, elektriksel ve ısıl özellikler elde edilebilir. Bu işlem normal plastik

kalıplamak için kullanılan işleme benzer ancak cam elyaf ihtiva eden ve onları

dağıtan besleyici deposu mevcut bulunmaktadır. Topak elde etmek için polimer

tanecikler ve kırpılmış elyaflar karıştırılır ve vidalı bir karıştırıcıda ısıtılır. Çok

delikli kalıp aracılığıyla çekilir. Bu deliklerden geçirilen kırpılmış elyaflar %50

hacim oranlı çok ince dağılmış boyu 1 mm olan küçük tanecikler topaklar haline

dönüşür. Tanecikler enjeksiyon makinesine gönderilir ve daha sonra soğuk kalıp

içine enjekte edilir. Plastik kalıpta katılaştığında kalıp ayrılarak parça çıkarılır.

Elyafla takviyeli enjeksiyon kalıplama, normal enjeksiyon kalıplamadan daha yüksek

basınç (200 MPa) ve daha uzun çevrim zamanı (2 dak) gerektirir. Dişliler, valf

gövdeleri, otomobil aygıtı panelleri ve yüksek boyutsal kararlılığa sahip ve tasarımı

karışık parçalar üretilir (Şahin, 2000).

1.4. Kompozit Malzemelerin Özellikleri Kompozit malzemelerin avantajları ve dezavantajları aşağıda maddeler halinde

açıklanmıştır.

Kompozit malzemelerin avantajları;

23

• Kompozit malzemeler yüksek sertliğe sahip olmalarıyla birlikte hafif

malzemelerdir. Polimer matrisli kompozitler genelde 1,5-2 gr/cm³

yoğunluğundadır.

• Kompozitler yüksek mukavemet özelliklerine sahip malzemelerdir. Öyle ki

çekme, basma, darbe, yorulma dayanımları çok yüksektir.

• Kompozit malzemelerin kimyasal ve korozyon direnci çok iyidir. Çünkü

kompozit malzemelerin dış yüzeyi polimerlerle kaplıdır.

• Kompozitler yüksek ısı dayanıma sahip malzemelerdir.

• Kompozit malzemeler titreme ve gürültü iletimleri çok düşüktür. Bu

özellikleri metallerden iyidir. Bu özelliklerden dolayı kompozitler, uçak

kanatlarından golf sopalarına kadar geniş bir kullanma alanları vardır.

• Kompozit malzemelerin tasarımı ve şekillendirmesi kolaydır.

• Kompozit malzemelerin elektrik özellikleri çok esnektir. Kompozitler

kullanılan malzemeye göre iletken ya da yalıtkan özellik gösterebilirler.

• Uçak ve otomobillerde kompozit malzeme kullanılarak, bu taşıtlarda ağırlık

azalır ve böylece bunlarda yakıt tasarrufu sağlanır.

Kompozit malzemelerin dezavantajları;

• Kompozit malzemelerin üretimi zor ve maliyetleri yüksektir. • Kompozit malzemelerin sıcaklık direnci matris malzemelerine bağlıdır.

Genelde matris malzemeler polimerlerdir. Ve bu malzemelerin sıcaklık

dirençleri sınırlıdır.

• Kompozit malzemelerin kimyasal dirençleri matrislere bağlıdır. Ve bu matris

malzemeler polimerlerdir. Bazı polimerlerin kimyasal dirençleri düşüktür.

• Kompozit malzemeler nem emerler. Bu da onların boyutsal istikrarını etkiler.

• Kompozitler geri dönüşümü olmayan malzemelerdir.

24

• Aynı kompozit malzeme için farklı mukavemet değerleri çıkabilir.

1.5. Kompozit Malzemelerin Kullanım Alanları Kompozit malzemelerin uygulama alanları çok geniştir. Kompozit malzemelerin

olmadığı bir endüstri kolu bulmak zordur. Kompozit malzemeler birçok endüstri için

tercih edilirler. Kompozit malzemelerin en geniş kullanım alanı ulaşım endüstrisidir.

Kompozit malzemelerin bu kadar geniş kullanma alanlarının sebebi hafifliğin

yanında mukavemet özellikleri iyi olmasıdır. Aşağıda değişik endüstri kollarında

kullanılan kompozit malzemeler verilmiştir.

1.5.1. Havacılık Endüstrisi Havacılıkta son yıllarda yapılan temel bir atılım metal malzeme yerine kompozit

malzeme kullanımı konusudur. Çizelge 1.3’te uçak tasarımında kullanılan kimi metal

alaşımları ile kompozit yapıların mekanik özellikleri verilmiştir. Uçak yapısı için

malzeme seçiminde önemli bir kriter olan mekanik özelliğin yoğunluğa oranı ile

ifade edilen, özgül mekanik özellik değerleri karşılaştırıldığında bor/epoksi ve

karbon/epoksi kompozitlerin konvensiyonel malzemelerden önemli farklarla üstün

oldukları görülmektedir (Kayrak, 1999).

25

Çizelge 1.3. Uçak malzemelerin mekanik özellikleri (Tetlow, 1983; Reindi, 1987).

MALZEME

YoğunlukP (gr/cm3)

Elastik Modul E (GPa)

Özgul K. Modül E/p

Çekme Muk. σç (GPa)

özgül Çek.Muk. σç /p

Maks. Şek.Değ. (%)

ÇELİK (3140) 7,90 200,0 25 1,85 0,24 11,00

ALÜM. ASG (6061)T6 2,70 70,0 26 0,35 0,13 11,00

ALÜMİNYUM AU4G 1(2024)74

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

K0 NVANS 1 YON

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 **

KARBON/EPOKSİ 1,50 142,0 * 10,3 **

95 * 1,60 * 0,07 *

1,06 * 1,10 * 0,57 *

KEVLAR/EPOKSl 1,35

80,0 * 5,5 *

59 •

1,38 * 0,03**

1,02 *

1,70 * 0,50 *

CAM/EPOKSl 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 **

KOMPOZ i T

CAM/ POLYESTER 1,80

39,0 * 9,6 **

22 * 1,13 * 0,02 •*

0,63 * 2,80 * 0,21 *

*: Elyaflar Yönünde **: Elyaflara Dik Yönünde

Havacılık sektöründe kullanılan kompozit malzeme miktarı her geçen gün

artmaktadır. Şekil1.14 te uçak yapısında kullanılan en önemli malzemelerin yıllara

göre miktarları verilmektedir. Şekilde görüldüğü gibi 1982 yılında kompozit

malzemelerin oranı 6% iken bu oran 2000 yılında 27% gibi büyük artış göstermiştir.

26

Şekil 1.14. Uçak yapısında kullanılan en önemli malzemelerin miktarları (Gay vd., 2002)

Düşük yoğunluğa sahip kompozit yapıların uçak tasarımında kullanılması ile metal

yapıya oranla ağırlık kazancı sağlanmıştır. Şekil 1.15’te gelişen teknoloji ile birlikte,

uçak tasarımında kompozit malzeme kullanımındaki artış verilmektedir (Margolis,

1986).

27

Şekil 1.15. Uçak malzemelerin kullanım oranlarının yıllara göre değişimi (Margolis,

1986)

28

1.5.2. Otomotiv Endüstrisi

Otomotiv endüstrisinde kullanılan kompozit mazemeler, diğer malzemelere nazaran

daha hafif olmakla birlikte mukavemetleri iyidir. Kompozit malzemelerin

hafifliğinde dolayı taşıt araçlarında yakıt tasarrufu sağlar. Kompozit malzemeyle

tasarlanan bir araç gideceği yolu diğer malzemelerle tasarlanan araçlara göre daha az

yakıt harcar.

Bugün kompozit malzemeler otomotiv endüstrisinde çok geniş kullanım alanlarına

sahiptirler, spor arabalarda, yolcu otobüslerinde, kamyonlarda, uygulamalar vardır.

Otomotiv endüstrisi 2000 yılında kompozit malzemelere 318 milyon sterlin para

harcamıştır. Çünkü otomobil pazarı çok pahalıdır, karbon fiber takviyeli kompozit

malzemeler yüksek maliyetlerinden dolayı kabul edilmezler. Otomotiv endüstrisi

cam fiberleri ana takviye malzemesi olarak yararlanılar. Çizelge 1.4 te otomobil

endüstrisi geçmişinde kullanılan, uygulamala alanlarına göre kullanılan matris

malzemeler ve üretim metodları gösterilmiştir (Mazumdar, 2002).

Çizelge 1.4. 1988 ve 1993 yılları arasında otomobillerde kullanılan kompozitlerin

oranı (Anonim, 1994)

Uygulamalar Kullanım

(kgx106)

Matris

Malzeme

Kullanım

(kgx106)

Üretim

Yöntemi

Kullanım

(kgx106)

Tampon 42 Polyester 42 SMC (Hazır

Kalıplama)

40

Koltuk 14 Polypropylene 22 GMT (Preslenebilir

Takviyeli

Termoplastik)

20

Kaput 13 Polycarbonate/PBT 10 Enjeksiyon

Kalıplama

13

Radyatör 4 Polyethlene 4 Ekstra Güç

Kalıbı

5

Tavan 4 Epoksi 4 Elyaf Sarma 3

Diğer 11 Diğer 7 Diğer 8

Toplam 89 Toplam 89 Toplam 89

29

1.5.3. Spor ve Eğlence Endüstrisi

Spor ve eğlence endüstrisinde kompozit malzeme kullanımı çok yaygındır. Kompozit

malzemeler diğer malzemelere göre hafif, mukavemeti iyi, titreşim özellikleri iyi

olmasından dolayı tercih edilirler. Kompozit malzemeler gol sopaları, yarış botları,

tenis raketleri, kayak, balık oltaları, bisiklet vb. ürünlerin üretiminde kullanılırlar

(Mazumdar, 2002).

1.5. 4. Deniz Endüstrisi

Kompozit malzemeler, korozyon direncinin iyi olması, hafifliği, yakıt tasarrufu

sağlaması, daha hızlı hareket olanağı sağlaması ve daha konforlu olmasından dolayı

deniz endüstrisi uygulamalarında çok çeşitli uygulamala alanları vardır. Kompozit

mazemeler, gemi, yat, yolcu feribotları, deniz botları, can simidi vb. ürünlerin

üretiminde kullanılırlar. Deniz endüstrisinde kullanılan kompozit malzemeler

genellikle cam takviyeli plastik kompozitlerdir (Mazumdar, 2002).

1.5.6. Tüketici Eşya Endüstrisi

Kompozit malzemeler tüketici eşya üretiminde çok geniş uygulama alanları vardır.

Kompozit malzemeler dikiş makineleri, kapılar, küvetler, masalar, bilgisayarlar,

yazıcılar vb. ürünlerin üretiminde kullanılırlar. Bu ürünlerin parçalarını çoğu kısa

fiber kompozit malzemeler olup hazır kalıplama ve enjeksiyon kalıplama

yöntemleriyle üretilirler (Mazumdar, 2002).

1.5.7. Diğer Uygulama Alanları

Kompozit kullanım alanları çok geniştir ve gün geçtikçe daha da genişlemektedir.

Çünkü kompozit malzemeler doğal malzemeler değildirler, bileşik malzemelerdir.

Kullanım yerine göre, o kullanı alanının özelliklerine göre kompozit malzeme

geliştrilebilinir. Kompozit malzemeler, köprü yapımında, rüzgâr türbünleri, basınçlı

30

gaz kabları, biomekanik uygulamalar, nükleer reaktörler boru tesisatları, dişli çarklar,

batarya ızgaraları gibi geniş kullanım alanlarına sahiptirler.

31

2. KAYNAK ÖZETLERİ

Polimer matrisli dokumalı kompozitler simetrik ve dengeli malzeme özelliklerine

sahip olmaları, üretimde kullanım kolaylığı sağlaması ve darbe etkilerine göre üstün

özelikler göstermesi açısından hava, uzay ve otomotiv endüstrisinde kullanımı gün

geçtikçe artmaktadır.

Yapılan literatür çalışması sonucunda; polimer matrisli kompozit malzemelerin

mikromekanik ve dinamik özellikleri incelenmiştir. Çalışmada daha çok uçaklarda

her geçen gün kullanımı artan kompozit malzemeler ön plana çıkartılarak 8 kat

karbon kompozit ve 8 kat cam kompozit malzemelerin mekaniksel davranışları

incelenerek bu malzemelerin mekanik karşılaştırılmaları yapılmıştır.

Bu kompozitlerin malzeme özelliklerinin belirlenmesi, dokumalı malzemeden

yapılacak yapıların performansının tasarım aşamasında belirlenmesi bakımından

oldukça önemlidir. Genellikle çok tabakalı bir kompozitin makromekanik

davranışının belirlenmesi için klasik tabakalama teorisi KLT kullanılır.

Kompozit yapılar genellikle heterojen ve izotrop olmayan ortotrop veya anizotrop

yapılardır. Ortotrop bir yapının bir noktasında üç temel eksen doğrultusunda farklı

malzeme özellikleri söz konusudur. Ancak yapı birbirine dik üç temel düzleme göre

simetriktir. Anizotrop bir yapıda ise bir noktada tüm yönlerde farklı özellikler

sözkonusudur ve özelliklerin simetrik olduğu düzlemler yoktur. Özellikler yöne bağlı

olarak değişmektedir (Chamis, 1974).

Kompozit malzemelerin heterojen ve izotrop olmayan yapılarda olmaları nedeniyle

tasarım ve analizlerinde mikro mekanik ve makro mekanik olarak adlandırılan iki

farklı inceleme dalı söz konusudur (Kayrak, 1999).

Mikro mekanikte, mikroskobik ölçeklendirme ile kompoziti oluşturan matris ve

elyafların bireysel rollerinden hareketle kompozit yapının özellikleri incelenir.

Makro mekanikte ise kompozit malzeme homojen bir yapı olarak kabul edilir ve

32

incelemeler bu yönde geliştirilir. Mikro mekanik ve makro mekanik modeller ile

kompozit malzeme tasarımlarında maksimum verimle istenilen özelliklerin

sağlanması mümkün olmaktadır (Jones, 1975).

Tek bir tabakanın düzlem içi özellikleri kalınlık boyunca integre edilerek çok

tabakalı yapının genleşme Aij, eğilme Dij ve bağlantı rijitlikleri Bij hesaplanır

(Gibson, 1994).

Çok tabakalı bir kompozitin genleşme rijitlikleri doğru bir şekilde hesaplanmasına

rağmen eğilme rijitliklerinde özellikle az sayıda tabakaya sahip yapılarda kabul

edilemez hatalar vermektedir. Karbon elyaflı ve polimer matrisli dokumalı

kompozitlerle yapılan deneylere göre (Yee ve Pellegrino, 2005). KLT ile

hesaplanmış eğilme rijitlikleri ve birim uzama değerleri çok büyük farklar

göstermektedir.

Bu yapılar genellikle uzaya gönderilirken küçük hacimlere katlanarak paketlenmekte

ve uzayda daha büyük yüzey ve hacimlere açılımları sağlanmaktadır (Soykasap,

2005).

Fujita vd. (1992) ve Dano vd. (2000) dokumalı kompozitlerin düzlem içi

özelliklerinin belirlenmesi için kiriş elemanlar kullanmıştır (Fujita vd., 1992 ve Dano

vd., 2000).

Bednarcyk ve Arnold (2003) dokumalı kompozitler için üç boyutlu birim hücre

modeli geliştirmiş ve mekanik özelliklerin belirlenmesinde bu birim hücrelerin

ardışık tekrarlanması ile makro seviyede malzeme modeli üretilmiştir (Bednarcyk ve

Arnold, 2003).

Kompozit malzemede birçok yorulma modu vardır: örneğin matriste çatlak oluşması,

elyafların kopması, elyaf ve matris arasında bağın kopması, malzeme içindeki

boşlukların büyümesi ve tabakalar arası bağların kopması (Hanh, 1978; Stinchcomb,

1979).

33

Surya ve Ignaas (2004) yaptıkları çalışmalarında düz dokumalı kompozitlerin

yorulma mukavemetinin uygulanan çekme yükün doğrultusundan oldukça etkilendiği

sonucuna varmıştır (Surya ve Ignaas, 2004).

Van ve Degrieck (2001) ise düz dokumalı cam-epoksi kompozitlerin eğilme yükleri

altında yorulmasını incelemiş ve bunun için bir de sayısal model geliştirmiştir (Van

ve Degrieck, 2001).

Kawai ve Taniguchi (2005) ise düz dokumalı karbon-epoksi kompozitlerin

yorulmasında sıcaklık etkisini incelemiştir (Kawai ve Taniguchi, 2005).

Kueh vd. (2005) üç eksenli dokumalı karbon-epoksi kompozitlerin sıcaklık altında

mekanik davranışını incelemiş ve malzemenin nonlineer davrandığını belirlemiştir

(Kueh vd., 2005).

Baker (1999) uçak yapısında yorulma sonucu ortaya çıkan çatlakların kompozit

yapıştırma tekniği ile tamirini incelemiştir. Bu parçaların tamiri için iki yöntem

tartışılmıştır. Birinci olarak yapıştırılan yamanın yorulma davranışının belirlenmesi;

ikinci olarak yamanın kendi yorulmasının gözlemlendiği gelişmiş yama konseptidir

(Baker, 1999).

Uçak parçaları imalat sırasında meydana gelen ya da servis sırasında maruz

kaldıkları çevrimsel yükler nedeniyle çatlaklar içerirler. Bu çatlaklar etkiyen yüklerin

büyüklüğüne, frekansına ve ortamın korozif etkisine bağlı olarak zamanla büyür.

Daha uzun çatlak daha fazla gerilme konsantrasyonuna neden olur. Dolayısıyla,

çatlak ilerleme hızı zamanla artacaktır ve parçanın mukavemeti de çatlağın varlığına

bağlı olarak düşecektir. Parçanın kalıntı mukavemeti çatlak boyunun büyümesiyle

düşer. Belirli bir zamandan sonra kalıntı mukavemet o kadar düşer ki parça servis

sırasında etkileyebilecek ani yük artışlarını taşıyamaz hale gelir. Böyle yük artışları

servis sırasında meydana gelmese bile normal servis yükleri altında zamanla kırılma

meydana getirir (Turan, 2001).

34

Kedward vd. (2005) uzay uygulamaları için yapıştırılmış kompozit parçaların

tasarımlarını ele almıştır. Sonlu elemanlar tekniği kullanarak mekanik ve termal

yükler altında kayma ve soyma gerilmelerini incelemiştir (Kedward vd., 2005).

Zhang vd. (2005) yapıştırıcı ile birleştirilmiş kompozit parçaların 3 boyutlu gerilme

analizini incelemiştir. Bu yapıların analizi için Mortensens’in yaklaşımını kullanarak,

sıcaklık ve nem yükleri tabakalar arası sayma, kayma gerilmeleri göz önüne alınarak

analitik bir metot geliştirilmiştir (Zhang vd., 2005).

Yapıştırıcı ile birleştirilmiş kademeli bağlantıların yorulma karakteristiklerini

incelemiştir. Yapılan testler sonucu çatlağın bindirme bağlantısının ucunda

başladığını ve kompozit yapının tabaka ayrılmasıyla yayıldığını bulmuştur (Kim vd.,

2004).

Çeşitli yapıştırma teknikleriyle birleştirilmiş sürekli fiberli kompozitlerin bindirme

bağlantılarının dayanımını ve hata modlarını deneysel olarak ele almıştır. Kompozit

malzemelerin tabaka ayrılmasına karşı hassasiyetinden dolayı yapıştırıcıyla

birleştirilmiş kompozit yapıların hata dayanımının her zaman yapıştırıcı dayanımı ile

orantılı olmadığını bulmuştur. Ayrıca yüzey pürüzlülüğü, yapıştırma kalınlığı ve

köşe kavislerinin etkisi üzerinde çalışılmıştır (Yoo vd., 2005).

35

3. MATERYAL VE YÖNTEM

Bu çalışmadaki malzemeler malzemeler THY kompozit atölyesinde üretilmiştir.

THY atölyesinde üretilen iki tür kompozit malzemeden faydalanılmıştır. Bu

malzemeler Airbus firmasının orijinal BMS 8-168 3K-70-PW seri numaralı karbon

prepreg (reçine emdilirmiş elyaf) kompozit ve Boing firmasının BMS 8-301 CLASS

1 EA 9390 seri numaralı katalizörü ile el ile yayma metodu ile üretilen cam kumaş

kompozit malzemelerdir. Cam dokumalı kompozit malzemenin yoğunluğu 1896

kg/m³ ve karbon dokumalı kompozit malzemenin yoğunluğu 1672 kg/m³ tür.

3.1. Test Parçalarının Üretilmesi

Karbon prepreg malzemeler ve cam kumaş malzemelerin her ikisi de 8 kat olarak kür

(sertleştirme) edilmek suretiyle imal edilmiştir. Sadece eğilme deneyinde kullanılan

karbon prepreg malzeme tek katmanlı olarak kür edilmek suretiyle imal edilmiştir.

Karbon prepreg malzemeler kür fırınlarında üretilmiştir. Cam kumaş kompozitler ise

elle yayma tekniği ile ısı lambaları altında kür edilerek üretilmiştir.

3.1.1. Prepreg Karbon Kompozit Deney Parçalarının Üretilmesi

Önceden reçine emdirilmiş elyaflara prepreg denir. Reçinenin elyaflara emdirilme

işlemleri başka imalatçılar tarafından gerçekleştirilir. Bu imalatçılar fiberlere

emdirilmiş bu reçineleri kısmen sertleştirirler ve rulolara sararak kompozit malzeme

imalatçılara sevk ederler. Bu şekilde hazırlanan kompozit parça hammaddeleri

prepreg olarak adlandırılırlar (Boeing, 1996). Deney numunesi olarak üretilen BMS

8-168 3K 70-PW karbon prepreg malzemenin ağırlığı 195gr/m2 ve kür edilme tabaka

kalınlığı 0,22mm’dir.

Rulo halinde bulunan prepreg malzemeden önceden belirlenen açı ve istenilen kat

kadar kesilir. Bu çalışmada 8 kat cam ve 8 kat karbon prepreg malzemeler şekil 3.1.

de görüldüğü gibi malzeme üzerine çizilerek 0°, +45°, +90°, -45°, 0°, +45°, +90°, -

45° açılarda kesme işlemi yapılmıştır.

36

Şekil 3.1. Prepreg malzeme üzerine istenilen açı ve ölçülerde çizim yapılarak

kesilmesi (Durmuş, 2006).

Üretici firmalar kullanım yerlerine göre prepreg malzemeleri farklı dokuma şeklinde

üretebilirler. Şekil 3.2.’de farklı dokuma türleri görülmektedir.

Şekil 3.2. Kompozit malzemelere uygulanan çeşitli dokuma çeşitleri (Boeing, 1996)

Uygun açılarda kesilmiş parçalar açı sırasına uygun olarak birbirlerinin üzerine

paralel olarak üst üste yapıştırılır. Hazırlanan parçalar kür işlemine geçilmeden önce

37

vakuma torbasına alınır. Vakum torbasının alınmasının iki büyük amacı vardır.

Birinci amaç uygulanan vakum sayesinde malzeme katlarının birbirine yapışmasını

hızlandırmak, ikinci amaç ise katlar arasındaki uçucu gazları ve hava kabarcıklarının

giderilmesini sağlamaktır (Durmuş, 2006).

Kompozit malzemeler vakuma alma işleminden sonra belirli sıcaklık ve basınç

altında kür edilir. Kür işleminde matris malzemesi kimyasal bağ oluşturarak sertleşip

katı hale gelir. Bu çalışmada Boing firmasının kullandığı BMS 8-301 CLASS 1 EA

9390 seri numaralı reçine ile cam kumaşı 200°F sıcaklıkta ve Airbusun kullandığı

BMS 8-168 3K-70-PW karbon prepreg malzemede 250°F sıcaklıkta kür edilmiştir.

Örneğin 250°F karbon malzeme fırına konulmadan önce fırın 54°C sıcaklığa kadar

ısıtılır. Fırının programına bilgiler malzemenin özelliğine göre 121°C (250°F)’

dereceye kadar dakikada 3°C artarak şekilde giriş yapılmalıdır. 121°C (250°F)

sıcaklıkta 90 dakika bekletilerek kür edilir. Gerekli zaman tamamlandıktan sonra

dakikada 3°C azalacak şekilde 52°C’ye kadar soğuma işlemi gerçekleştirilir ve kür

işlemi tamamlanmış olur (Durmuş, 2006).

Belirli süreden sonra malzeme oda sıcaklığına düşene kadar bekletilir. Sonra vakum

torbası malzemeden çıkartılır. Şekil 3.3.’te vakum torbasından çıkmış malzemeler

görülmektedir.

38

Şekil 3.3. Kür edilmiş karbon parçalarının vakumdan çıkartıldıktan son hali

(Durmuş, 2006)

Bu aşamadan sonra karbon kompozit malzeme hazır hale gelmiştir. Karbon kompozit

malzememiz deney için belirli ölçülerde kesilerek teste tabi tutulmuştur.

3.1.2. Elle Yayma Metodu ile Cam Kompozit Deney Numunelerin Üretilmesi

Bu yöntemde hazır halde bulunan cam elyaflar belirli açılarda kesilerek, reçine ile

emdirilir. Sonra sertleştirilmeye bırakılır. Kür işlemi olarak bilinen bu yöntem oda

sıcaklığında gerçekleşebilinir.

Bu çalışmada Airbus’ın kendi uçaklarında kullandığı BMS 8- 301 CLASS1 9390 seri

numaralı orijinal reçine kullanılarak yine Airbus’un kullandığı ince dokulu cam

kumaş malzemelerin kür işlemi gerçekleştirilmiştir. BMS 8-301 CLASS1 9390

reçine 150 dakikada 121°C’de kür olabilmektedir. Reçinenin çekme mukavemeti

56,5 MPa, çekme modülü 2,880 MPa, maksimum birim uzaması %2,5 kayma

modülü 1,157 MPa’dır. Bu çalışmadaki cam kumaşından ıslak metot ile üretilen

parçalar 0°, +45°, +90°, -45°, 0°, +45°, +90°, -45° açılarda kesilerek üretilmiştir.

39

Prepreg malzemelere uygulanan vakuma alma işleminin aynısı elle yayma tekniğinde

de uyguladıktan sonra parçaların kür edilme işlemine geçilmelidir. Bu çalışmada

parçalar kür edilirken (Şekil 3.4) THY’nın atölyesinde lamba ile kür etme yöntemi

yapılmıştır.

Şekil 3.4. Elle yayma tekniği ile parçaların ısıveren lamba altında kür edilmesi

(Durmuş, 2006)

Kür işlemi tamamlandıktan sonra oda sıcaklığına kadar bekletilerek vakum

torbalarından çıkartılır (Şekil 3.5).

40

Şekil 3.5. Cam kumaşından elle yayma metodu ile kür edilen parçalar (Durmuş,

2006)

Hazır hale gelen cam kompozit paraçalar tek bindirmeli ve çift bindirmeli olmak

üzere birleştirilir. Birleştirme işleminde film yapıştırıcı kullanılılır. Bu çalışmada

BMS 5-101 tipi film yapıştırıcı kullanılmaktadır. Yapıştırıcı epoksi reçinedir.

Kullanılan bu yapıştırıcı malzemelere yapıştırıdıktan sonra 121°C sıcaklıkta kür

edilmektedir. Film yapıştırıcının ortalama film ağırlığı 0,062 1bs/ft2, kayma

mukavemeti 5023 psi, yoğunluğu 95.51 1b/ft3, özgül ağırlığı 1,53’tür.

Yapıştırılmış deney parçaları vakuma alınır ve kür edilir. Deney parçaları prepreg ve

ıslak metot da olduğu gibi vakum işlemi yapılır. Sonra deney parçaları film

yapıştırıcının kür işlemi için fırına konulur.

Kür işleminden sonra deney parçaları oda sıcaklığına kadar soğutulduktan sonra

vakum torbasından çıkarılır. Hazır hale gelen tek bindirmeli ve çift bindirmeli cam

kompozitler belirli ölçülerde kesilerek teste tabi tutulur. Şekil 3.6. ve Şekil 3.7. de

tek bindirmeli, çift bindirmeli cam kompozitler görülmektedir.

41

Şekil 3.6. Tek bindirmeli cam kompozit malzemeler (Durmuş, 2006)

Şekil 3.7. Çift bindirmeli cam kompozit malzemeler (Durmuş, 2006)

42

3.2. Yöntem

Bu çalışmadaki eğilme ve yorulma deneyleri İNSTRON 8801 cihazında

gerçekleştirilmiştir. Şekil 3.8’de deneylerin yapıldığı cihaz görülmektedir.

Şekil 3.8. Deneylerin yapıldığı cihaz

Titreşim deneyinde -4°C ile +65°C arasında farklı sıcaklıklarda deney numunelerin

frekans değerleri ölçülmüştür. Titreşim deneyinde yarım bant genişlik yöntemi

kullanılmıştır.

3.2.1. Yorulma Deneyinin Yapılması

Bu çalışma yorulmadaki yapı elemanların hasar modların belirlenmesi için

yapılmıştır. Birçok makine parçaları ve yapı elemanları kullanılma esnasında

tekrarlanan gerilmeler (yükler) ve titreşimler altında çalışmaktadırlar. Tekrarlanan

gerilmeler altında çalışan metalik parçalarda, gerilmeler parçanın statik

dayanımından küçük olmalarına rağmen, belirli bir tekrarlanma sayısı sonunda

genellikle yüzeyde bir çatlama ve bunu takip eden kopma olayına neden olurlar.

43

Yorulma adı verilen bu olay ilk defa 1850 – 1860 yılları arasında Wöhler tarafından

incelenmiş ve teknoloji ilerledikçe mühendislik uygulamalarında daha fazla önem

kazanmıştır. Otomotiv ve uçak endüstrisindeki parçalar ile kompresör, pompa, türbin

gibi makinelerin parçalarında görülen mekanik hasarların yaklaşık % 90'ı yorulma

sonucunda olmaktadır (Anonim,1996).

İNSTRON 8801 cihazında yorulma testleri yapılmıştır. Makinenin sistemi tamamen

bilgisayar kontrollüdür. Deneyler yük kontrolü ile gerçekleşmiş olup, yükler frekansı

5 Hz olan sinüzoidal dalga formunda uygulanmıştır. Sırayla yapışmalı çift bağlantılı

cam kompozit malzemeye ve yapışmasız düz karbon kompozit malzemelere çekme-

çekme yorulması uygulanmıştır. Yorulma diyagramı Şekil 3.9.’de verilmektedir.

Deney sırasında R= σmin / σmax = 0.1 alınmıştır.

Şekil 3.9. Yorulma yüklemesi

Yorulma deneyinde amaç, farklı sabit gerilmeler altında malzemenin kaç çevrim

sonunda çatlayacağını veya kırılacağının belirlenmesidir. Yorulma deneyinde

kullanılan kompozit malzemeler 8 katmanlı olarak kür edilmiştir. Cam dokumalı

kompozit malzemenin yoğunluğu 1896 kg/m³ ve karbon dokumalı kompozit

malzemenin yoğunluğu 1672 kg/m³ tür. Yorulma deneyinde bir tane 0.084 MPa

üretilen çift bindirmeli cam kompozit malzeme bununla birlikte yorulma deneyinde

0,067 MPa basıncında üretilen bir tane düz kompozit malzeme ve 0,084 MPa

basıncında üretilen dört tane düz kompozit malzeme kullanılmıştır.

44

3.2.1.1. Çift Bindirme ile Yapışmış Numunelerin Yorulma Deneyleri

Çift bindirme ile birleştirilmiş cam-cam kompozit malzemeler 0,084 Mpa’da kür

edilmiştir ve daha sonra film yapıştırıcı uygulanmıştır. Yapıştırma işlemi ise 0,084

MPa basınçta, 121 °C sıcaklıkta, 90 dakika süre bekletilerek gerçekleşmiştir.

Malzemenin boyutları Şekil 3.10.’de verilmiştir.

Şekil 3.10. Çift bindirme ile yapıştırılmış deney numunesi boyutları (mm)

3.2.1.2. Yapışmamış Numunelerin Yorulma Deneyleri

Düz dokumalı karbon kompozit malzemeler biri 0,067 MPa basıncında kür edildi

diğer karbon kompozit malzeme ise 0,084 MPa basıncında kür edilmiştir. Şekil

3.11.’de yapışmamış düz kompozit malzemenin boyutları görülmektedir.

Şekil 3.11. Yapışmamış deney numunesi boyutları (mm)

3.2.2. Eğilme Deneyinin Yapılması

Eğilme deneyinde standart üç noktalı eğilme deneyi yapılmış olup malzemelerin

eğilme mukavemeti belirlenmiştir. Tek tabaka kompozitler için üç noktalı eğilme

45

deneyi uygun olmadığı için özel bir yöntem uygulanmıştır. Bu deneyde amaç tek bir

tabakalı kompozitleri minimum eğilme yarıçapının bulunmasıdır. Eğilme deneyinde

cam kompozit malzemelerin minimum eğilme yarıçapı fotogrametrik bir yöntemle

ölçülmüştür. Yine eğilme deneyinde karbon kompozit malzemelerin minimum

eğilme yarıçapını ölçmek için malzeme arkasına milimetrik bir kağıt yerleştirilmiş ve

deney video’ya (Sony, Handycam DVD602E) kaydedilmiş, deneyden sonra kopma

anındaki yarıçap ölçülmüştür.

Eğilme deneyinde beş tane tek bindirme ile yapışmış cam kompozit malzeme ve yedi

tane tek katmanlı düz dokumalı karbon kompozit malzeme kullanılmıştır.

Malzemelerimizin yarıçaplarını ölçerken, cam malzememizde cihaza kumpas

bağlanarak kameraya deney anı çekildi kopma anında kameradaki görüntü

durdurularak fotogrametrik yöntemle ölçüm yapıldı. Karbon malzememizde ise

malzemenin arkasına milimetrik bir kâğıt yapıştırıldı, yine deney anı kameraya

kaydedildi. Kopma anında kameradaki görüntü durdurularak milimetrik ölçülerinden

yararlanılarak ölçüm yapıldı. Eğilme deneyinde yorulma deneyinde olduğu gibi

İNSTRON 8801 cihazında gerçekleşmiştir. Eğilme deneyindeki çenenin hızı 5

mm/dk’dır.

3.2.2.1 Dokumalı Tek Bindirmeli Cam Kompozit Malzeme

Tek bindirme ile birleştirilmiş cam-cam kompozit malzememiz 0,084 MPa’da kür

edilmiş ve daha sonra film yapıştırıcı uygulanmıştır. Yapıştırma işlemi ise 0,084

MPa basınçta, 121 °C sıcaklıkta, 90 dakika süre bekletilerek gerçekleşmiştir. Ele

alınan boyutlar Şekil 3.12.’de, malzemenin cihaza yerleşmesi Şekil 3.13.’de

verilmiştir.

46

Şekil 3.12. Tek bindirme ile yapışmış numune boyutları. (mm)

Şekil 3.13. Dokumalı tek bindirmeli cam kompozit malzemenin üç nokta eğilme

deneyi.

3.2.2.2 Dokumalı Düz Karbon Kompozit Malzeme

Çok ince yapılarda eğilme mukavemeti bulunabilmesi için üç nokta eğilme deneyi

yetersiz kalmaktadır. Bu yüzden alternatif eğilme gerçekleştirilmiştir. Numunenin iki

ucu bir bant yardımı ile çekme cihazının çenelerine tutturulmuştur. Deney sırasında

çenenin hareketi ile numunede basit eğilme meydana gelmektedir. Bu şekildeki

deney düzeneği eğilme sırasında büyük yer değiştirmelere izin vermekte ve

malzemenin eğilme yükündeki minimum eğilme yarıçapı ölçülebilmektedir.

Malzemenin boyu çenenin genişliği ve malzemenin tahmini minimum yarıçapı da

elde edilmektedir. Dokumalı düz karbon kompozit malzememiz tek katmanlı olup

47

eğilme deneyi yapılmıştır. Ele alınan boyutlar Şekil 3.14.’te, malzemenin cihaza

yerleşmesi Şekil 3.15.’te verilmiştir.

Şekil 3.14. Yapışmamış deney numunesi boyutları (mm)

Şekil 3.15. Dokumalı düz karbon kompozit malzemenin eğilme deneyi

3.2.3. Titreşim Deneyinin Yapılması

Sönümleme, titreşimli yük altında çalışan makine parçalarının ve yapıların analiz ve

tasarımındaki en önemli parametrelerden biridir. Bir malzeme özelliği olarak

incelenir ve kısaca malzemenin anlık veya devirsel yük altında belirli bir zaman

aralığında bu enerjiyi absorbe etmesidir. Sönümlemeyi ölçmek için değişik metotlar

geliştirilmiştir. Ama genel hatlarıyla üç ana yöntem vardır. Bunlar, yarım bant

genişliği, logaritmik sönümleme ve güç giriş yöntemidir (Çolakoğlu, 2002).

48

Sönümlemeyi etkileyen faktörler: yorulmaya sebebiyet veren devir sayısı, porozite,

sıcaklık, çalışma frekans aralığı, tane boyutu, devirsel yükten oluşan şekil değiştirme

miktarı ve korozyon olarak sıralanabilir (Çolakoğlu, 2004).

Titreşim deneyinde, yarım bant genişliği metodu uygulanmıştır. İki tane 8 katmanlı

düz dokumalı cam kompozit malzeme ve iki tane 8 katmanlı düz karbon kompozit

malzeme kullanılmıştır. Şekil 3.16. ve Şekil 3.17.’de malzemeler verilmiştir.

Şekil 3.16. Karbon kompozit malzeme

Şekil 3.17. Cam kompozit malzeme

49

Çizelge 3.1 ve Çizelge 3.2’de deneyde kullanılan cam ve karbon kompozit

malzemelerin boyutları verilmiştir.

Çizelge 3.1. Karbon kompozit malzemelerin boyutları

Malzeme No Genişlik (mm) Uzunluk (mm) Kalınlık(mm) 1 19,56 250 2,86 2 19,7 250 2,85

Çizelge 3.2. Cam kompozit malzemelerin boyutları

Malzeme No Genişlik (mm) Uzunluk (mm) Kalınlık(mm) 1 1,88 240 0,17 2 1,92 240 0,17

Titreşim deneyi yapılırken malzemelerin sıcaklığına bağlı kalınarak frekans değerleri

ölçüldü. Malzemelerin sıcaklığını ölçmek için Şekil 3.18.’de gösterilen kızıl ötesi

sıcaklık ölçer (TFA SCANTEMP 410) kullanıldı.

Şekil 3.18. Sıcaklık ölçer

50

Titreşim deneyi sırasında malzemeler hem ısıtıldı hem soğultuldu. Malzemeleri

ısıtmak için Şekil 3.19.’da gösterilmiş olan bir fırın kullanıldı.

Şekil 3.19. Deney malzemeleri ısıtma fırını

Malzemeleri soğutma için Şekil 3.19.’da gösterilen 1m3 lük derin dondurucu

kullanıldı.

1m3 lük Derin dondurucunun özellikleri;

—Sistemde ½ hp’lik güç üreten bir adet kompresör, ¾ hp’lik kondeser ve 1 adet fan

mevcut

—Sistemin gaz şarjı R22 gazı ile yapılıyor

—Termometre +50/-50 sıcaklık arasında çalışabiliyor

—Termostatımız -10/-24,5 C sıcaklıkları arasında duyarlılığa sahip

51

Şekil 3.20. Deney malzemeleri soğutmak için derin dondurucu

Titreşim deneyinde malzemelerin frekanslarını ölçmek için Şekil 3.21.’de gösterilen

Bilgisayar (TOSHIBA T6600C) kullanıldı.

Şekil 3.21. Malzemelerin frekans değerlerini ölçmek için bilgisayar

Titreşim deneyi yapılırken malzemeyi ısıtma-soğutma işlemlerinde sıcaklık ölçerle

malzemenin sıcaklığı ölçülür. Sonra Şekil 3.22.’de gösterilen titreşim deney

sisteminde frekansları ölçülmüştür.

52

Doğal frekans değerlerini bulmak için kullanılan bilgisayar metodunda deney

numuneleri serbest-serbest sınır koşullarını sağlayacak şekilde asılmış ve ölçümler

sırasında deney numunesinin üzerine ivme ölçer bağlanmıştır. Test numunesine

damping çekici ile hafifçe vurulmuş ve ivme ölçer yardımıyla titreşim sinyali elektrik

sinyaline dönüştürülerek ampermetreye aktarılmıştır. Bilgisayardaki program

yardımıyla zaman-cevap sinyali frekans-cevap sinyaline dönüştürülmüştür. Bu

sayede, kompozit malzemeler için serbest-serbest sınır şartlarında I. ve I. modlardaki

frekans değerleri ölçülmüştür.

Şekil 3.22. Titreşim deney sistemi

53

4. ARAŞTIRMA BULGULARI

4.1. Yorulma Deneylerin Sonuçları

4.1.1 Çift Bindirme İle Yapışmış Numunenin Yorulma Deneyi Sonuçları

Çift bindirme ile birleştirilmiş cam kompozitlerin yorulma deneyi yapılmış olup

sonuçlar Çizelge 4.1. ve Şekil 4.1.’de verilmektedir. Bu kompozit malzemelere

çekme-çekme formunda yükler yüklenmiştir.

Cam kompozit çift bindirme bağlantısında yorulma sonucu yapışma bölgesinde

değil, ancak yapışma bölgesine yakın noktalardan kopma meydana gelmiştir.

Çizelge 4.1. 0,084 MPa çift bindirmeli cam kompozit malzemenin yorulma deneyi

sonuçları

Deney

No

Boy

(mm)

En

(mm)

Toplam

Kalınlık

(mm)

Tekrar

Sayısı

Maksimum

Yük (kN)

Not

1 188,3 27,35 6,25 20768 8,28 Parça koptu

(Durmuş, 2006)

2 189,4 27,11 5,78 740 7,36 Parça koptu

(Durmuş, 2006)

3 189,8 27,35 6,05 40400 6,44 Parça koptu

(Durmuş, 2006)

4 181,5 27,4 6,08 161772 5,52 Parça koptu

(Durmuş, 2006)

5 184,5 27,4 6,50 290000 4,60 Parça koptu

54

01

23

45

67

89

0 1 2 3 4 5 6

log (N)

Yük

(kN

)

Şekil 3.3. 0,084 MPa çift bindirmeli cam kompozit malzemenin yorulma deneyleri

sonuçları

Yorulma deneyi sonucunda çift bindirmeli cam kompozit malzemenin kopmuş hali

Şekil 3.4.’te görülmektedir.

Şekil 3.4 Çift bindirme olarak yapışmış cam kompozit parçaların yorulma deneyi

sonucu kopmuş halleri.

55

4.1.2 Yapışmamış Numunelerin Yorulma Deneyleri Sonuçları

Yorulma deneyinde cihazımız çekme-çekme yüklerine ayarlanmıştır. Elde edilen

deney sonuçları Çizelge 4.2, Çizelge 4.3 ve Şekil 3.5’te verilmiştir.

0,067 MPa’de üretilen numune, deney sırasında deneyin uzun sürmesi nedeniyle

deneye ara verilmiş, numune cihazın çenelerinden sökülmüş ve daha sonra tekrar

bağlanarak deneye devam edilmiştir. Üçüncü bağlama sırasında parça kopmuştur.

Şekil 3.6’da kopmuş hali verilmektedir. 0,084 MPa’de üretilen numuneler Çizelge

4.3’te sonuçları görülmektedir ve bu çizelgedeki 3 ve 4 nolu numuneler yine tekrarlı

bağlama sırasında kopmuştur.

Çizelge 4.2. 0,067 MPa yapışmamış karbon kompozit malzemenin yorulma deneyi

sonucu.

Deney No

Boy (mm)

En (mm)

Kalınlık(mm)

Tekrar Sayısı

Mak. Yük (kN)

Not

1 123 27,17 2,83 1644037 22,66 Tekrarlı bağlamada

koptu.

56

Çizelge 4.3 0,084 MPa yapışmamış karbon kompozit malzemenin yorulma deneyi

sonuçları.

Deney no

Boy (mm)

En (mm)

Kalınlık (mm)

Tekrar Sayısı

Maksimum Yük (kN)

Not

1 125 27,34 2,9 32350 21,22 Parça Koptu

2 125 27,33 2,9 218180 18,86 Parça Koptu

3 125 27,17 2,96 1003530 16,5 Tekrarlı Bağlamada

Koptu 4 125 27,18 2,9 902500 14,15 Tekrarlı

Bağlamada Koptu

0

5

10

15

20

25

0 1 2 3 4 5 6 7

log (N)

Yük

(kN)

Şekil 3.5. 0,067–0,084 MPa’de kür edilen yapışmamış karbon kompozit

malzemelerin yorulma sonuçları

57

Şekil 3.6. 0,067 MPa dokumalı düz karbon kompozit malzemenin yorulma deneyi sonucu kopmuş hali 4.2. Eğilme Deneylerinin Sonuçları

4.2.1. Dokumalı Tek Bindirmeli Cam Kompozit Malzemenin Eğilme Deneyleri

Sonuçları

Eğilme deneyinde malzemenin kopma anı Şekil 3.7’de ve deney sonucu elde edilen

değerler Çizelge 4.4’te verilmiştir. Üç nokta eğilme deneyinde dokumalı tek

bindirmeli cam kompozit malzemede yapıştırma bölgesinde yavaş yavaş yırtılma

olduğu görülmüştür.

Şekil 3.7. Dokumalı tek bindirmeli cam kompozit malzemenin üç nokta eğilme

deneyi kopma anı.

58

Çizelge 4.4. Tek bindirmeli cam kompozit malzemenin üç nokta eğilme deneyi sonuçları

Den

ey N

o

Gen

işlik

(m

m)

Uzu

nluk

(m

m)

Kalın

lık

(mm

)

Yapış

ma

Uzu

nluk

(m

m)

Topl

am

Uzu

nluk

(m

m)

Üç

nokt

a D

este

k M

esaf

esi

(mm

)

Mak

. Yük

(N

)

Rm

in

(mm

)

Eğilm

e M

ukav

emet

i (M

Pa)

1 27,34 120 2,22 25,4 214,6 190 104 62,7 274,4

2 27,06 110 2,19 25,4 194,6 175 117 69,4 284,4

3 27,32 110 2,12 25,4 194,6 175 110 _ 267,4

4 27,40 110 2,26 25,4 194,6 175 108 _ 262,5

5 27,31 100 2,12 25,4 174,6 160 159 73,3 353,3

ORT 68,46 288,4

4.2.2. Dokumalı Düz Tek Katmanlı Karbon Kompozit Malzemenin Eğilme

Deneyleri Sonuçları

Dokumalı düz tek katmanlı kompozit malzemenin uzun numunelerinde çeneler

deney sırasında birbirine değmesine rağmen malzemede kopma olmamaktadır.

Bunun için ideal numune boyu birkaç deneme yapılarak bulunmuştur. Bununla

birlikte deney numunenin boyu kısaltıldığında, kopma olduğu görülmektedir.

Karbon kompozit malzemenin kopma anı Şekil 3.8.’de ve deney sonucunda elde

edilen değerler Çizelge 4.5’ de verilmiştir.

59

Şekil 4.6 Dokumalı düz karbon kompozit malzemenin kopma anı

Çizelge 4.5. Dokumalı düz karbon kompozit malzemenin eğilme deneyi sonuçları

Deney

No

Malzeme

Boyu

(mm)

Genişlik

(mm)

Kalınlık

(mm)

Kritik

Eğrilik

Yarıçapı

(mm)

Mak.

Kuvvet

(N)

1 49,40 25,0 0,26 8,20 _

2 50,10 25,6 0,29 10,40 24,47

3 40,44 14,8 0,24 10,00 14,13

4 49,04 23,8 0,27 10,20 23,13

5 48,69 24,5 0,26 9,60 16,77

6 48,38 24,6 0,30 10,00 15,67

7 49,06 24,7 0,23 10,00 22,97

ORT 9,77

60

4.3. Titreşim Deneylerinin Sonuçları

Eğilme deneyinde teste tabi tutulan cam ve karbon kompozit malzemelerin titreşim

deneyleri sonuçları Çizelge 4.3, Çizelge 4.4, Çizelge 4.5 ve Çizelge 4.6’da

verilmiştir.

Çizelge 4.6. Bir nolu karbon kompozit malzemenin sıcaklığa göre frekans değerleri

Sıcaklık (ort.)

f1 (hz)

g1 10-5

f2 (hz)

g2 10-5

-10 °C 221,43 271,91 636,02 205 -7,2 °C 221,43 295,02 640,06 224,53 -2,6 °C 221,43 230,17 640,06 203,82 1,5 °C 220,7 257,68 639,33 216,25 5,8 °C 220,7 323,27 639,33 187,6 13 °C 221,43 221,59 634,92 193,28

14,5 °C 221,43 267,5 636,39 206,98 22,3 °C 221,43 194,44 634,55 180,5 28,3 °C 220,7 335,38 634,55 183,49 33 °C 223,64 413,47 612,15 294,94 42 °C 219,96 231 633,08 255,93

43,5 °C 219,23 385,38 633,08 252,68 47,6 °C 219,23 375,04 633,08 256,18 48 °C 219,23 308,01 632,72 260

51,8 °C 220,7 130,42 624,27 299,34 58,5 °C 220,33 219,04 627,21 279,12

61

Çizelge 4.7. İki nolu karbon kompozit malzemenin sıcaklığa göre frekans değerleri

Sıcaklık (ort) f1 (hz) g1 10-5 f2 (hz)

g2 10-5

-8 °C 217,76 204,57 633,45 227,14 -7 °C 217,76 189,53 632,72 185,14 -4 °C 217,76 173,65 632,72 171,26 -1 °C 217,76 159,03 631,98 201,43 1 °C 217,76 226,41 632,72 270,21

8,4 °C 217,39 150,58 631,61 132,8 10 °C 217,39 155,98 631,25 160,62 15 °C 217,39 178,78 631,25 246,09 19 °C 217,03 172,52 630,51 170,14

35,6 °C 218,5 325,15 626,84 166,68 38,6 °C 218,5 255,53 626,11 174,04 41,6 °C 217,76 181,28 626,11 151,82 50 °C 217,76 214,25 628,31 180,79 55 °C 217,76 251,61 628,31 191,67 58 °C 217,39 249,76 626,84 197,88 63 °C 217,03 302,89 626,84 203,56 64 °C 217,39 306,48 626,11 216,08

62

Çizelge 4.8. Bir nolu cam kompozit malzemenin sıcaklığa göre frekans değerleri

Sıcaklık (ort.)

f1 (hz)

g1 10-5

f2 (hz)

g2 10-5

-5°C 108,7 329,69 581,67 445,68 -4 °C 108,7 437,83 581,31 430,62 -6 °C 108,7 298,54 581,67 445,92 -3 °C 108,7 448,01 580,57 444,11

10,5 °C 107,6 507,75 577,63 390,67 11 °C 107,6 464,09 577,63 403,82 13,6°C 107,6 322,66 576,9 387,11 16,5 °C 107,6 290,04 576,9 298,93 17 °C 107,6 295,81 576,17 341,75 19 °C 107,6 429,66 575,43 257,98

21,7 °C 107,23 348,98 575,43 291,2 22 °C 107,23 329,91 574,7 286,02 40 °C 106,86 463,69 571,76 275,11 45 °C 106,126 445,77 570,29 292,15 51 °C 106,13 255,42 573,23 411,68 52 °C 106,13 584,84 571,02 257,32 56 °C 105,76 494,3 572,49 412,96 57 °C 105,76 420,67 570,29 396,82 58 °C 105,76 386,04 571,02 376,59 61 °C 105,76 454,42 571,02 36,1 62 °C 105,75 384 571,02 407,95

63

Çizelge 4.9. İki nolu cam kompozit malzemenin sıcaklığa göre frekans değerleri

Sıcaklık (ort.) f1 (hz) g1 10-5 f2 (hz) g2 10-5

-4 °C 108,7 323,8 584,24 418,22 -3 °C 108,7 401,66 584,24 402,41 -2 °C 108,33 146,77 584,24 429,63 1,5 °C 108,33 308,42 582,78 447,38 2,5 °C 108,33 292,81 583,14 416,08 7,5 °C 108,33 576,63 581,67 455,76 8 °C 108,33 100,22 581,31 413,59 9,4°C 108,33 527,97 581,7 407,44

10,4 °C 108,33 580,5 582,04 427,33 10,8 °C 108,33 631,04 580,57 425,83 15°C 107,6 545,23 580,57 405,29

18,9 °C 107,6 271,52 580,21 365,54 19,4 °C 107,6 273,23 580,21 367,38 19,8 °C 107,6 267,26 580,57 275,04 21 °C 107,6 297,98 579,84 348,5

38,6 °C 106,86 219,13 571,76 569,95 43 °C 106,13 580,71 570,29 689,66 44°C 106,13 289,01 571,02 868,39 46 °C 106,13 338,46 569,92 624,81 51 °C 105,76 340,33 569,92 643,96

54,6 °C 105,76 776,71 568,82 656,86 55 °C 105,76 403,97 567,35 788,22 56 °C 105,76 788,24 568,09 646,97 57 °C 105,76 511,97 568,45 123,62

59,5 °C 105,39 321,13 566,62 373,31 64 °C 105,39 350 563,68 705,99 65 °C 105,39 354,62 564,05 482,93

64

5. TARTIŞMA VE SONUÇ

Bu çalışmada polimer matrisli kompozit malzemeler hakkında mevcut kaynaklar

gözden geçirilmiş ve bu kompozit malzemelerin tanıtımı, özellikleri, üretim

yöntemleri ve önemi hakkında bilgi verilmiştir.

Yapılan çalışmada eğilme, yorulma ve sıcaklık etkisindeki doğal frekans deneyleri

yapılmıştır.

Yorulmada, çift bindirme bağlantılı kompozit malzemenin dayanımı, yapışmamış

düz kompozit malzemeye göre daha düşük çıkmaktadır. Bu da bu tür bağlantılarda

yapıştırıcının rolünün oldukça büyük olduğunu göstermektedir. Yorulmaya maruz

parçaların tamirinde bu hususa dikkat edilmesi gerekmektedir. Bu konuda yorulma

dayanımı yüksek olan yapıştırıcılar kullanılabilinir. İleride bu konuda çalışacak

araştırıcılara farklı yapıştırıcı türlerinin yorulmaya etkilerini incelenmesi tavsiye

edilir.

Yorulmada, değişik kür basıncındaki yapışmamış kompozit malzemelerin yorulma

dayanımına etkisi ele alınmıştır. Yorulma dayanımında, maksimum tekrar sayısı ve

maksimum yükte kür basıncına bağlı olarak farklılıklar gözlenmiştir.

Yapıştırıcı ile birleşmiş bindirme bağlantılı kompozitlerin mekanik performansını

belirlemek için eğilme ve yorulma testleri uygulanmıştır. Bindirme bağlantılarında

kullanılan yapıştırıcı ve yapışma yüzeyi bağlantıların dayanımını etkilediği

görülmüştür. Bağlantı dayanımının daha iyi olması için yapıştırıcının maksimum

kayma gerilmesine bağlı olmakla birlikte yapışma yüzeyi genişletilerek bu dayanım

istenen değere getirilebilir.

Yorulma deneyinde, yapışmalı çift bindirmeli cam kompozitte yorulma testi sonucu

kopma, yapışma bölgesinde değil ancak yapışma bölgesine yakın bölgelerde

meydana gelmiştir. Bu da yapışma bağlantısının yeterli yorulma dayanımına sahip

olduğunu göstermektedir. Yapışma boyu az olduğu durumlarda yorulma yapışma

bölgesinde gerçekleşeceği için yorulmaya maruz bindirme bağlantıları için bir kritik

boy belirlenebilir. Yapışmamış kompozitlerde yorulma testi sonucu kopma,

65

malzemelerin çenelere tutturulduğu bölgelerde kopma olmuştur. Sınır şartlarının

sonuca ektiği görülmüştür.

Eğilme deneyinde tek bindirmeli cam kompozit malzemelerin üç nokta eğilme

deneylerinde cam kompozit malzemede kopma, yapıştırma bölgesinde yavaş yavaş

yırtılarak gerçekleşir. Buna göre eğilmeye maruz elemanlarda yapıştırıcının yüksek

soyma (peeling) dayanımına sahip olması gerekir.

Çok ince yapıya sahip tek tabakalı düz karbon kompozit malzemelerde standart üç

nokta eğilme deneyi kullanılamamaktadır; bunun yerine büyük deformasyonlara izin

veren başka bir eğilme deneyi kullanılmıştır. Deney sırasında numune boyu uygun

seçilmezse çeneler deney sırasında birbirine değer ve malzemede kopma

gerçekleşmez. Bunun için ideal numune boyu birkaç deneme yapılarak bulunmuştur.

Farklı sıcaklık değerleri altında sekiz katmanlı karbon ve cam kompozit malzemelere

doğal frekans ve sönüm ölçümleri yapılmıştır. Bu test sonucunda karbon ve cam

kompozitlerde sıcaklık etkileri gözlemlenerek karşılaştırılmıştır. Değişik

sıcaklıklardaki titreşim deneyin de karbon kompozit malzemelerin birinci frekans

değerlerinde belirgin bir değişme olmazken, ikinci frekans değerlerinde sıcaklıkla

birlik değişim olmuştur. Bununla birlikte cam kompozit malzemelerde sıcaklığın

artmasıyla birinci ve ikinci frekans değerlerinde değişim olduğu görülmüştür.

Kompozit malzemelerin sıcaklık değişimi altındaki doğal frekans ve sönüm değerleri

özellikle kullanılan matris malzemesinin özelliklerine oldukça bağlıdır. Matris

malzemesinin cam geçiş sıcaklığında kompozit malzemenin özellikleri oldukça

değişmektedir. Malzemenin kullanım sıcaklığına göre elyaf ve matris malzemeleri

uygun olarak seçilmeli, aksi takdirde beklenmeyen ya da istenmeyen özelliklerle

karşılaşılabilir.

66

6. KAYNAKLAR

Anonim, 1984. A.S.M.International, Composite materials I the basics, Materials

Engineering Institute. 10-15s Ohio

Anonim, 1994. Automotive Composites Consortium, U.S.A.

Anonim, 1996. Boeing, Advanced Composite Repair For Engineers. Commercial

Airplane Group, 34-37. USA.

Baker, A., 1999. Bonded Composite Repair Of Fatigue-Cracked Primary Aircraft

Structure. Airframes Division, Defence And Technology Organization,

Belbourne, Australia, 431–443.

Benarcyk B.A., Arnold S.M., 2003. Micromechanics-Based Modeling of Woven

Polymer Matrix Composites. AIAA Journal, 41, 9, 1788 – 1796.

Chamis, C.C., 1974. Mechanics of Load Transfer at Interface, Composite materials.

Vol 6, eds. Plueddeman, E.P., Academic pres, New York.

Chawla, K.K., 1987. Composite Materials Science and Engineering. 140-283s

Springer Verlag New York Inc.

Çolakoğlu, M., 2002. Bir Malzeme Özelliği Olarak Damping Ve Ölçüm Teknikleri.

9. Denizli Malzeme Sempozyumu, 8–10 Mayıs, 137 – 144.

Çolakoğlu, M., 2004. Factors Effecting Internal Damping in Aluminum. Journal of

Theoretical and Applied Mechanics (Warsaw), 42, 95–105.

Dano M.L., Gendron G., Picard A., 2000. Mechanical Behavior of a Triaxial Woven

Fabric Composite. Mechanics of Composite Materials and Structures, 7, 207

– 224.

67

Durmuş, F., 2006. Uçak Gövdesinde Meydana Gelen Hasarlar ve Tamir Edilen Bir

Kompozit Yapının Mekanik Deneyleri. A.K.Ü. Fen Bilimleri Enstitüsü,

Yüksek Lisans Tezi, 132s. Afyon

Fujita A, Hamda H., and Maekawa Z., 1992. Tensile Properties of Triaxial Woven

Fabric Composites. J. Composites Materials, 27, 15, 1428 – 1442.

Gay, D., Hoa, S.V., Tsai S.W., 2003. Composite Materials Design and Applications.

3–27, Paris

Gibson, R.F., 1994. Principals of Composite Material Mechanics. McGraw-Hill

Book Co., Singapore

Hanh H.T., 1978. Fatigue behaviour and life prediction of composite laminates. In:

Tsai SW, editor. Composite materials: testing and design (fifth conference).

American Society for Testing and Materials, 674, 383–417.

Hoskin, B.C., Baker., A.A., 1986. Composite materials for aircraft structures.

American Institue of Astronautics Inc., 233s.

Jones, M.R., 1975. Mechanics of composite materials. Scripta Book Company, USA.

Kawai M. and Taniguchi T., 2005. Off-axis fatigue behavior of plain weave

carbon/epoxy fabric laminates at room and high temperatures and its

mechanical modeling. Composites Part A: Applied Science and

Manufacturing, In Press, Corrected Proof, Available online

Kayrak, M.A., 1999. Havacılık Kompozitleri ve Mukavemet-Maliyet Analizleri. 1.

39s Eskişehir.

Kedward, T.K., Zhu, Y., Kiefer, H.S., 2005. Evuluation Of Composite Bonded Joint

68

Designs For Space Applications. Structural Dynamics & Materials

Conferance, Austin, Texas, 18–21 April, pp. 2005–2098

Kim, J.H., Park, B.J., Han, Y. W., 2004. Evalution Of Fatigue Characterictics For

Adhesively - Bonded Composite Stepped Lap Joint. Department Of

Mechanical Design Engineering, Chungnan National Universty, Korea, 15

June, pp. 69–75.

Kueh, A, P., Soykasap, O., Pellegrino S., 2005. Thermo-Mechanical Behavior of

Single-Ply Triaxial Weave Carbon Fiber Reinforced Plastic. Proceedings of

European Conference on Spacecraft Structures, Materials & Mechanical

Testing, ESA/ESTEC, Noordwijk, The Netherlands.

Margolis, J.M., 1986. Advanced thermoset composites industrial and commercial

applications. Van Nostrand Company, 282s. New York.

Mazumdar, S.K., 2002. Composites Manufacturing, Materials, Product, and Process

Engineering. 4-5s New York.

Olcay Y., Akyol M., Gemici R., 2002. Polimer Esaslı Lif Takviyeli Kompozit

Malzemelerin Arabirim Mukavemeti Üzerine Farklı Kür Metodlarının

Etkisinin İncelenmesi. Uludağ Üniversitesi Mühendislik-Mimarlık Fakültesi,

7, 1, Bursa.

Philips N. L., 1989. Design with Advance Composite Materials, Springer-Verlag.

The Design Council, Great Britain.

Younnossi O., Kennedy M., Graser J. C I., 2001. Military Airframe Costs The

Effects of Advanced Materials and Manufacturing Processes. Project Air

Force, RAND, Pittsburg, USA.

Reindi, J.C., 1987. Commercial experience with composite structures, A.S.M.

69

International Inc., 107-116.

Rouchan, J., 1987. Materiaux composites pour d’aeronefs, Ecole Nationale

Superieure d’Ingenieurs de Constructions Aeronautiques. 95.

Schwartz, M.M., 1984. Composite Materials Handbook. 8-26s McGraw-Hill Inc.

Soykasap Ö., Watt. A.M., Pellegrino, S., 2005. New Concept for Ultra-Thin

Deployable Structures. Journal of the International Association for Shell and

Spatial Structures: IASS., 46, 147, 3 - 8.

Stinchcomb WW, 1979. Reifsnider KL. Fatigue damage mechanisms in composite

materials: a review. In: Fong JT, editor. Fatigue mechanisms, American

Society for Testing Material, 762 – 87.

Surya D. Pandita and Ignaas Verpoest, 2004. Tension–tension fatigue behaviour of

knitted fabric composites. Composite Structures, 64, 2, 199–209.

Şahin, Y., 2000. Kompozit Malzemelere Giriş. 2s Ankara

Tetlow, R., 1983. Light aircraft and sailplane structures in reinforced plastics.

Materials and Design, 4, 657–662.

Turan, D., 2001. Uçaklarda Yorulma. Anadolu Üniversitesi Sivil Havacılık Yüksek

Okulu, http://www.mmo.org.tr/muhendismakina/arsiv/2001.html

Van Paepegem W., Degrieck J., 2001. Experimental setup for and numerical

modelling of bending fatigue experiments on plain woven glass/epoxy

composites. Composite Structures, 51, 1, 1–8.

Yee, J.C.H., Pellegrino S., 2005. Folding of Woven Composite Structures,

Composites, 36, 2, 273 - 278.

70

Yoo, S. J., Kim, S., Yi, M. Y., Kim, G. C., 2005. Failure Mode And Strength Of

UniDirectional Composite Single Lap Bonded Joints With Different Bonding

Methods. Department Of Structures And Material, Korea Aerospace, Korea,

305–333.

Zhang, J., Bednarcyk, A.B., Collier, C., Yarrington, P., Bansal, Y., Pindera, J.M.,

2005. 3D Streess Analysis Of Adhesively Bonded Composite Joints.

Structural Dynamics & Materials Conferance, Austin, Texas, 18–21 April,

2005–2021.

http://www.hho.edu.tr/huten/2003-2004/havacılık sanayinde kullanılan

plastik matrisli_kompozit malzemeler. html, Erişim Tarihi 24.07.2006

http://tr.wikipedia.org/wiki/Kompozit_mazemeler Erişim Tarihi 12.02.2008

71

ÖZGEÇMİŞ Adı Soyadı : Hasan YILDIZHAN

Doğum Yeri ve Yılı : Adana 1981

Medeni Hali : Bekar

Yabancı Dili : İngilizce

Eğitim Durumu

Lise : Adana Yeşilevler Endüstri Meslek Lisesi

Üniversite : Süleyman Demirel Üniversitesi