İnsansız Helikopter Ön Tasarımı Ve Analizi

Abstract

İnsansız helikopter tasarım süreci farklı metotlarla işleyebilir. Bu metotlar üreticiden üreticiye değişir. Bu tezde maksimum kalkış ağırlığı için ilk yaklaşık değer, faydalı yük maksimum kalkış ağırlığı oranının 0.5 ile 0.55 arasında olması gerektiğini belirten ideal helikopter yaklaşımı kullanılarak bulunur. Bu bulunan maksimum kalkış ağırlığı benzer helikopterlerden çıkarılan istastiki veriler yardımı ile disk yüklemesini bulmakta kullanılır. Bu disk yüklemesi değerine göre pala yüklemesi ve bazı aerodinamik veriler elde edilir. Ana ve kuyruk rotoru için en boy oranı tanımlanan aralıklar içinde tutulmak istenerek bir tasarım yapılır. Ağırlık yaklaşımları kullanılarak yeni bir maksimum kalkış ağırlığı elde edilir. Ana rotorun güç konfigurasyonları belirlenerek kuyruk rotoru belirli kabuller ile tasarlanır. Tasarlanan yeni kongürasyon için yeni bir motor seçilir ve bu seçilen motor için bütün işlemler yenilenir. Farklı durumlar için güç değerleri belirlenir ve tasarımın performans analizi yapılır. Bu tezde bir helikopterin ön tasarımı işlenmiştir. Son bölümde belirlenen boyutlar için örnek bir helikopter ticari bir çizim programı aracılığı ile çizilir ve görsel tasarım yapılır. Gövde tasarımı aerodinamik verim göz önüne alınarak görsel olarak tamamlanır. Malzeme atanması, yapısal ve akış analizleri detaylı tasarımın bünyesinde olduğundan incelenmemiştir. İleriki çalışmalar için ağırlık yaklaşımları gözönüne alınarak seçilecek malzemeler eşliğinde pala dinamik analizi, hesaplamalı akışkanlar dinamiği, hub dayanım analizleri gibi çalışmalar yapılabilir.

Unmanned helicopter conceptual design can be done by different methods. These methods change with manufacturer by manufacturer. At this thesis, an estimated value of gross weight is calculated using ideal helicopter formula which states that useful load per gross weight should be between 0.5 and 0.55. This estimated gross weight value is used to obtain a disk loading value which depends on statistical data taken from similar helicopters. With respect to this disk loading value, blade loading and some aerodynamic data are obtained. Aspect ratio of main rotor and tail rotor is wanted to be kept in specified intervals. Weight iteration formulas has been gotton from references which has been stated at relevant chapters. Main rotor power configurations is obtained and by using these data, tail rotor is designed with certain assumptions. By using these processes, a design is constructed and an engine is selected. All calculations are remade with respect to selected engine. Power values at different configurations were determined and performance analysis of designed helicopter has been done. At this thesis, conceptual and preliminary design of a helicopter is explained in detail. At last chapter under the light of determined dimensions, an example helicopter is constructed by a commercial computer aided drawing programme. While preparing drawings, a visual design process has been done. Fuselage is designed by considering aerodynamic efficiency. For future works, with selected materials considering the weight approximations used in the thesis, blade dynamic analysis, computational fluid dynamics analysis, hub strenght analysis can be done.