LEE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı
Bu topluluk için Kalıcı Uri
Gözat
Yazar "Aslan, Alim Rüstem" ile LEE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı'a göz atma
Sayfa başına sonuç
Sıralama Seçenekleri
-
ÖgeA feedback star identification algorithm via regularized pattern recognition using a unique feature extraction(Graduate School, 2024-07-11) Özyurt, Erdem Onur ; Aslan, Alim Rüstem ; 511172118 ; Aeronautics and Astronautics EngineeringThis thesis presents a star identification algorithm integrated with preprocessing. Star sensors, which are highly reliable for attitude determination use of spacecrafts and satellites, relies on star identification algorithms. The star identification algorithm proposed in this study is capable of functioning either in lost-in-space method or recursive method. Both methods utilize a unique feature extraction scheme. This novel approach of feature extraction method extracts a single vector from each captured image instead of treating each star as a separate object. This cumulative approach aims to save a significant amount of memory space while taking the entire catalog into account for elevated accuracy. A database containing stars from the catalog is constructed using the unconventional features extracted from each corresponding field-of-view. The databases may differ in size and detail dependent on the parameters of overlapping ratio and brightness threshold. These parameters have a significant effect on accuracy and complexity of the method. The method aims to estimate the inertial boresight vector and the rotation angle about it. This is a novel approach that is carried out by matching frames but not matching individual stars, star pairs, star triangles or star polygons. Both star identification methods rely on pattern recognition and regularization successively. First, a 1NN classifier is used to perform a coarse estimation with limited accuracy specified by the characteristics of the database with predetermined parameters. The coarse estimation is exactly the database vector that is most similar to the observation vector. Subsequently, a dictionary is generated using the neighbor database vectors of the most similar database vector. The final estimation is obtained by conducting a regularization method for fine estimation. A solution coefficient vector is yielded through regularization. The estimates of boresight vector and rotation angle are retrieved using the solution coefficient vector. This is the output of the lost-in-space star identification method. Since the lost-in-space algorithm is very sensitive to false stars, an additional false star filtering algorithm is developed. This algorithm is based on density-based clustering. A disparity list is created using two successive image frames. After estimating true stars by implementing density-based clustering on the disparity list, false stars are removed. Using the successive frames containing only estimated true stars, an affine transformation matrix is obtained by a regression analysis procedure. In order to overcome the issues tackling the lost-in-space star method, the recursive star identification method is developed. Apart from the algorithmic structure taken from the lost-in-space method, it possesses an update mechanism that ensures usage a much smaller portion of the database to reduce computational complexity and average run time. Also, the false star filtering avoids sensitivity to false stars.
-
ÖgeAssessment and optimization of a hybrid rocket motor as the final stage of small satellite launch vehicle(Graduate School, 2024-06-24) Aksen, Ukde ; Aslan, Alim Rüstem ; 511182115 ; Aeronautics and Astronautics EngineeringIn the realm of space exploration, launch vehicles or carrier rockets transport payloads from Earth to space for tasks such as commercial or military satellite deployment, meteorological observations, and experimental studies. These vehicles range from single-stage to reusable systems, classified by launch platforms on land, sea, or air, and categorized by payload size for targeted orbits. Hybrid rocket motors, combining solid propellants with liquid or gaseous oxidizers, provide flexibility and efficiency in propulsion. This thesis develops a six-degrees-of-freedom model for simulating small satellite launch vehicle orbits, including the replacement of the final stage of the Minotaur-I launch vehicle with a hybrid rocket motor. Multi-objective optimization addresses complex design parameters and mission objectives, utilizing hybrid propulsion for cost-effectiveness and environmental benefits. Additionally, response surface analysis evaluates key parameters influencing vehicle performance and trajectory optimization.
-
ÖgeDesign and implementation of electronic subsystems for 1U, 2U and 3U cube satellites(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2023) Sarıca, Kaan ; Aslan, Alim Rüstem ; 777758 ; Aeronautics and Astronautics Engineering ProgrammeKüp uydular günümüzde sıklıkla kullanılan, en basit görevden en karmaşık görevlere kadar geniş yelpazelerde kullanılabilen, nispeten daha az maliyetli uzay araçları olarak tanımlanmaktadır. Hem akademik çalışmalarda hem özel sektörde kendine geniş yer bulabilen bu sistemler yıllar boyunca süregelen kullanım alanları ile kendilerini farklı görevlerde bir çok kez kanıtlamışlardır. Küp uydularda çeşitli görevleri gerçekleştirmek üzere geliştirmek çok sayıda farklı elektronik sistem bulunmaktadır. Bu sistemler enerji yöntem sistemleri, haberleşme sistemleri, yönelim kontrol sistemleri, uydu bilgisayarları, gibi farklı gruplar altında incelenebilir. Uydu görevlerinin sağlıklı gerçekleştirilebilmesi için bu sistemler en doğru ve güvenilir çalışma çok büyük önem arz etmektedir. Bu doğrultuda, bu master tezinde, 1U, 2U ve 3U küp uydular ile uyumlu 3 farklı elektronik sistemin, kullanılacakları uyduların isterlerine göre, tasarım süreci anlatılmıştır. Tez çalışmaları İstanbul Teknik Üniversitesi Uzay Sistemleri Tasarım ve Test Laboratuvarı(USTTL) bünyesinde yapılmış ve proje çıktıları burada gerçeklenmiştir. Master tezinin çıktıları olan tasarımlar ya bir uyduya entegre edilmiş ve fırlatılmaya hazırlanmış yada bir uydu projesine entegrasyonu planlanmıştır. Master tezinin çıktılarının özellikleri ve yeterlilikleri gerçek uydu projerleri ile uzay ortamında test edilerek, faydalarının onaylanması planlanmaktadır. Ancak, planlanan zaman çizelgesinden dolayı, fırlatma ve sonrasındaki uzay ortamındaki test, kalibrasyon ve doğrulama çalışmaları bu tezin kapsamı dışında bırakılmıştır. Bu tezin bölümleri; küp uydu kavramının ve küp uydularda yaygın olarak kullanılan alt sistemlerin açıklanması, bu tezin çıktıları olan ürünlerin entegre edileceği ve kullanılacağı uyduların ve uyduların görevlerinin açıklanması, çıktıların tasarlanması ve geliştirilmesi sırasında kullanılan metotların açıklanması, çıktıların tasarlanma ve her çıktının kullanılacağı uyduya entegre edilmesi ve test edilmesinin açıklanması konularını içermektedir. Alt sistemlerin tasarımı sırasında gözetilen ve uygulanan birden çok adım da bu tez kapsamında açıklanmıştır. Bu adımlar, sistemin kullanılacağı uyduya göre her altsistem için isterlerin belirlenmesi, donanım tasarımları için ilk adım olan şematik tasarımlarının oluşturulması ve bu şematikler baz alınarak baskılı devre kartlarının(PCB) tasarımlarının oluşturulmasını kapsamaktadır. Şematik tasarımı aşamasında kullanılan malzemeler ve bu malzemelerin seçilme nedenleri, yapılan tasarımın kullanılma şekli ve amacı ve şematiklerin son hali açıklanmıştır. Sonraki aşamada tasarlanan alt sistemlerin üretim süreci açıklanmıştır. Üretim sürecinde kullanılan yöntemler, izlenen adımlar ve güvenilir çıktılar alınması için dikkat edilmesi gereken hususlar incelenmiştir. Tüm üretim aşamaları sırasıyla açıklanmış ve üretimde kullanılan aletler anlatılmıştır. Tezin çıktısı olan altsistemlerin iki tanesinde mikrodenetleyici de bulunmaktadır. Bu mikrodenetleyiciler hem sistemler üzerinde bulunan çevresel birimleri kontrol etmekte hem de uydu kontrol bilgisayarından komutlar alınarak bu komutlar belli düzende işlenmesini sağlamaktadır. Tezin bir sonraki bölümü, bu mikrodenetleyiciler için yazılım projesi geliştirilmesini anlatmaktadır. Her mikrodenetleyici için kullanılan yazılım geliştirme ortamı tanıtılarak başlanmış ve sonrasında yazılım projesi geliştirilirken kullanılan yöntemler anlatılmıştır. Bu yöntemler kod okunmasının kolaylaştırılması için yapılan çalışmaları, yazılım seviyesindeki işlerin donanım seviyesiyle olan ilişkisi ve hem kartlar üzerinde bulunan sistemlerle hem de uydu bilgisayarıyla olan haberleşme sırasında dikkat edilen hususları kapsamaktadır. Yazılım tasarımı tamamlandıktan sonra, belirlenmiş tüm özelliklerin ve ihtiyaçların sağlandığının onaylanması amacıyla, hem elektronik işlevsellik hem mekanik dayanıklılık testlerinde çalışmalar yapılmıştır. Bu testler, testlerin doğruluğunun onaylanması amacıyla laboratuvar ortamında ve gerçek çalışma koşullarını doğrulamak amacıyla uyduya entegrasyon tamamlandıktan sonra uydu bilgisayarı ayrı ayrı gerçekleştirilmiştir. Bu testler ve doğrulama çalışmaları uygun şekilde dokümante edilip rapor haline getirilip ilgili uydu projelerinin raporlarına eklenmiştir. Tüm test ve doğrulama çalışmasının adımları bu tez kapsamında açıklanmıştır. Bu tezin kapsamında geliştirilen 3 farklı alt sistem, 2 farklı uyduda, SharjahSat-1 ve n-LOTUSat, kullanılacaktır. Bu sistemler, \textit{Arayüz Kartı(Interface Board)}, \textit{Kamera Faydalı Yükü Kartı(Camera Payload Board)} ve \textit{Eletrik Güc Altsistemi Kartı(EPS)} olarak kullanılmaktadır. Arayüz kartı SharjahSat-1 uydusunda anten açma sistemlerini kontrol etmekte ve uydunun beacon yayını yapacak alt sistemini kontrol etmektedir. Bunun yanı sıra, direkt uydu bilgisayarı ve uydu yönelim ve kontrol sisteminin kontrol edeceği 2 farklı sistemi barındırmaktadır. SharjahSat-1 için geliştirilen ikinci alt sistem olan kamera faydalı yükü kontrol kartı ise, uydunun ikincil yükü olan ve 2 kameradan oluşan görüntü alma sistemi sensörleri ile uydu bilgisayarı arasında, izolasyonlu ve kontrollü bir güç ve haberleşme bağlantısı arayüzü sağlayacaktır. Üçüncü tasarım, elektrik güç altsistemi kartı, n-LOTUSat uydusunda kullanılması planlanan ve öncelikli görevi enerji üretimi ve regüle edilip dağıtılmasını kontro etmek olan bir altsistem elektronik kartıdır. Tasarlanan bu sistem, çalışma şekli ve görevleri açısından, sadece bir uyduya uygun olarak değil, 1U, 2U ve 3U segmentindeki bütün uydularda çalışabilecek şekilde tasarlanmış ve geliştirilmiştir. SharjahSat-1 uydusunun geliştirme ve test süreçleri tamamlanmış ve uzaya fırlatılması için aracı kurumlara gönderilmiştir. Bu uydu için geliştirilen 2 sistem, arayüz kartı ve kamera faydalı yükü kartı, bu uyduya entegre edilmiş ve fonksiyonel açıdan uydu bilgisayarı üzerinden test edilmiştir. Öte yandan n-LOTUSat uydusu halen geliştirme aşamasında bulunmaktadır. Bu yüzden, elektrik güç altsistemi tasarımı sadece laboratuvar ortamında test edilip tasarımı doğrulanmıştır. n-LOTUSat uydusu ile mekanik uyumluluk açısından incelenmiştir. Uzay teknolojileri uzun yıllardır Dünya'da bir çok alanda yaygın olarak kullanılmaktadır. Uzaya erişim konusundaki en büyük problemlerden biri olan fırlatma maliyetleri, günümüzdeki teknolojik gelişmeler sayesinde ucuzlayarak erişimi nispeten daha kolay hale getirmiştir. Gene gelişen teknoloji seviyesi, aynı işi yapan sistemleri çok daha küçük ve moduler yapılar içine sığdırmayı başarmış ve küp uydu gibi sistemlerin kullanımını son derece kolaylaştırmış ve yaygınlaştırmıştır. Bu tez, anlatısı ile, uzay alanında sistem geliştirmeyi amaçlayan kişilere başlangıç yolunda ışık olmayı hedeflemektedir.
-
ÖgeDual camera system for medium resulation earth observation in cubesats(Graduate School, 2023) Öztekin, Onur ; Aslan, Alim Rüstem ; 780955 ; Aeronautical and Astronautical Engineering ProgrammeHere in this thesis design, testing, manufacturing, assembly, image processing, and some software information for a dual camera imaging system for medium resolution earth observation CubeSats is given. System is designed to use CoTS imagers, and lenses. CoTS components are tested for their suitability for space usage. Selection criterias for component selection is detailed, factors such as mechanical design of the components, their cost, and availability is important. Imager types, their working principles are explained. Optical limits, and selection criteria with lens and imaging sensor compatibility is also discussed. Design choices for space suitability, environmental testing suitability and specific mission requirements are explained. Effect of these requirements and their direct results have been explained in the thesis. Assembly procedures for system is explained in detail, also satellite assembly procedure is mentioned to some extend. SharjahSat-1 satellite, its mission and its configuration is shared in this work, to further explain design choices and boundary conditions created by rest of the mission is explained. Material selection, manufacturing details, some critical tolerances and used thread types are shared. Software structure for ground testing software, satellite ground station software, and satellite firmware, ground testing board firmware and concept of operations is shared in this work. Tests done on the EQM and FM model of the payload have been explained in this work. Testing logic, procedures, and their results have been explained. Tests are done to determine performance of the system, and suitability of the system to a space environment, and launch conditions. TVAC, vibration, and optical tests are explained. A failed design is also shown and explained. Testing done on the system showed that, system is indeed suitable for space craft usage, within its temperature ranges. Too high or too low temperatures results in image focus shifting, and for high temperature too much image noise. Some possible future work, and future tests are also mentioned.
-
ÖgeFleixble and compact preliminary thermal analysis tool for cubesats(Graduate School, 2023-06-14) Beynek, Barış ; Aslan, Alim Rüstem ; 511201113 ; Aeronautics and Astronautics EngineeringThermal behaviour estimation is crucial for any space system. Temperature of the components needs to stay within their operating range. Thus, an analysis should be done and the design should consider the results of the analysis. Obtaining the exact temperature results requires a fully developed design, commercial software and time-consuming analysis runs. Therefore, affordable approximate temperature estimation is important for CubeSats in preliminary design stages or low-budget projects. In this study, a thermal analysis tool is developed using MATLAB that can execute a thermal analysis in much less time. Evaluating the temperature change in the orbit can be done by considering the thermal environment and internal heat exchanges. Thermal environment for Earth's orbits includes solar radiation, albedo radiation and Earth's infrared radiation. Internal heat exchange for a CubeSat considers only radiation and conduction between components and parts. External heat loads and internal heat exchanges are put together in the thermal network equation by using the conservation of energy rule. Thermal network equation is an initial value problem that is an ordinary differential equation with an initial condition and in this study, it is solved numerically using the fourth-order Runge-Kutta method. Also, transient solutions are studied in this thesis because boundary conditions in the space environment vary over time and the results will be more meaningful to compare. Steady-state solution can also be solved using average values of boundary heat fluxes. Components and parts are labelled as nodes and these nodes create the thermal network model. MATLAB code requires inputs to work. Inputs such as the surface coordinates of each node, material and coating selections for nodes and thermal coupling matrices for conduction and radiation. Radiation matrix should indicate if any radiative heat transfer is occurring between each node. Conduction matrix contains the contact conduction values between each node. Orbital parameters and the orientation of the satellite also need to be entered. These inputs provide flexibility for analysis. In this study, thermal analysis for the simplified model of the UBAKUSAT is performed using the developed MATLAB tool and Siemens NX software. Both analyses and run times are compared to each other for different scenarios. Similar results are found for each scenario and the code takes much less time to analyse.
-
ÖgeHelikopter ana rotor uç geometrisinin aeroakustik açıdan optimizasyonu ve rotor hareketlerinin aeroakustik etkilerinin incelenmesi(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2024-05-31) Öztürk, Tuğrul Teoman ; Aslan, Alim Rüstem ; 511122109 ; Uçak ve Uzay MühendisliğiHelikopter hem mekanik hem de aerodinamik açıdan karmaşık bir uçan makinedir. İtki/taşıma üretiminin dönel doğası, helikopterleri daha yüksek güç ihtiyacıyla birlikte çok titreşimli ve gürültülü hale getirir. Bir helikopter tasarlanırken genel maliyetin yanı sıra güç talebi, titreşim ve gürültünün de en aza indirilmesi gerekir. Dolayısıyla bu dört parametre, helikopter tasarımının en temel Araştırma ve Geliştirme etkenleri olarak değerlendirilebilir. Helikopterlerin yük ve yolcu taşımacılığında sivil amaçlı kullanımı, gelişen sosyal ve ticari ihtiyaçlar çerçevesinde özellikle büyüyen metropol şehirlerde hızlı bir artış göstermiş, buna bağlı olarak çevre için önemsenebilir bir gürültü kaynağı olmaya başlamıştır. Helikopterlerin şehir kullanımındaki artışı , yönetmeliklerde tanımlanan kabul edilebilir gürültü seviyelerini sağlamasını gerektirmektedir . Ayrıca helikopterler, hareket kabiliyetleri dolayısı ile nokta hedefler için kritik öneme sahip olduklarından, askeri amaçlı kullanım için de vazgeçilmezdir. Askeri amaçlı kullanımda, gerek intikal gerek boşaltmada helikopterin genel gürültü seviyesinin gizlilik unsuru için bozucu bir etkiye sahip olduğu da temel bir gerçektir. Bu iki durumdan hareket ile helikopterin asıl gürültü kaynaklarından biri olan ana rotorun, gerek askı durumunda gerekse ileri uçuşta rotor uç geometrisinin gürültüye katkısının incelenmesi ve düşük gürültü yaratacak geometrinin tahmini, gürültü kirliliğini azaltma anlamında büyük önem taşımaktadır. Bu gerçeklik, ABD ve Avrupa Devletlerini yeni gürültü yönetmelikleri oluşturmaya, DNW (Alman Nederland Rüzgar Tüneli) ve Onera (Fransa) gibi Deneysel Araştırma Kurumlarına yeni araştırma projeleri için yatırımlar yapmaya teşvik etmiştir. Rotor tarafından üretilen gürültünün kaynakları; kalınlık gürültüsü, yükleme gürültüsü, yüksek hızda atım gürültüsü, kanat-girdap etkileşimi gürültüsü, geniş bant gürültüsü olmak üzere çeşitlilik arz eder. Bu sebeple helikopter tasarım çalışmalarında, rotor araç akış alanının ve buna bağlı gürültünün doğru sayısal analizi hala çok zorlu bir iştir. Aeroakustik tahminler, deneysel ölçümlerle eşleşen kabul edilebilir gürültü rakamlarına ulaşmak için on milyonlarca veya daha fazla sayıda akışkan ağ örgüsü ve yüksek kapasiteli bilgisayar altyapısı gerektirir ki bu durum tasarım çalışmalarının süresini uzatmakta ve sonuca ulaşmayı zorlaştırmaktadır. Yapılan bu çalışmalara ait detaylar 1.2. Literatür Araştırması bölümünde ayrıntılı olarak ele alınmıştır. Tez kapsamında, bir helikopterin ana rotor uç geometrisinin rotor kaynaklı gürültüye etkisinin incelenmesi ve rotor ucu şeklinin en az gürültüyü yaratacak biçimde optimize edilmesi ve rotor hareketlerinin yaratılan gürültüye etkisini tahmin etmek üzere matematik model ve sayısal çözümün oluşturulması hedeflenmiştir.
-
ÖgeMission management and control for cubesatellites(Graduate School, 2024-10-01) Ağırbaş, Aybüke ; Aslan, Alim Rüstem ; 511211110 ; Aeronautical and Astronautical EngineeringHere in this thesis mission management and control for a CubeSat from attitude determination and control perspective is explained. First, the purpose of the thesis is presented, followed by a literature review of CubeSats and attitude determination methods. Secondly, a 3U+ CubeSat, SharjahSat-1, mission overview and the system block diagram which includes all the subsystems within the CubeSat are presented. Then, each subsystem within the CubeSat is explained briefly. This section includes main payload, secondary payload, structures and mechanisms, on-board command and data handling system, communication system, electrical power system (EPS), attitude determination and control system (ADCS) are presented. The orbital analyses including lifetime, power generation, star access, and camera access analyses, and the system budgets including, mass, power, data, and link budgets are presented in order to give a clear understanding for the subsystem requirements. Then general operation phases of the SharjahSat-1 are explained. These include Launch and Early Operation Phase (LEOP), normal operation phase, safe operation phase and mission specific operation phases. At the end of this section, the ground station (GS) interface prepared specifically for the SharjahSat-1 mission is presented. Thirdly, attitude determination algorithms and sensors used in this study are presented. Following that, attitude determination and control in SharjahSat-1 is explained in detail. Some of the sensor performances on different control modes are discussed. Also, the telecommands and telemetries related to ADCS operations in the GS is explained. At the end of this section, ADCS flowcharts that are implemented in SharjahSat-1 operations, are explained briefly. In the next section, current condition of the SharjahSat-1 in the orbit is explained. The mission current mission scenarios based on the data received from the SharjahSat-1 in orbit and the performance of the satellite is discussed. Then, the findings from the data collected in orbit and the results from the attitude determination algorithm used in the study is compared and discussed. Lastly, the conclusion of the thesis is presented.
-
ÖgePressure regulator design for liquid propellant rocket engines(Graduate School, 2023-06-06) İnanç, Çağrı ; Aslan, Alim Rüstem ; 511191191 ; Aeronautical and Astronautical EngineeringLiquid propellant rocket engines (LPRE) are powerful and complex systems that play an important role in space exploration and flight technologies. These engines use a propellant pair, usually an oxidizer and a combustible propellant. The thrust obtained from the combustion reaction of these propellants, propels the rocket. Liquid propellant rocket engines have the advantages of high thrust, high efficiency and controllability. These engines are used in many application areas such as space exploration, satellite launches, deep space exploration and unmanned space missions. The design of these high-tech engines involves a series of complex engineering problems such as fuel supply, combustion control and cooling. Liquid propellant rocket engines are of great importance for the future of manned and unmanned space travel, and are becoming more efficient, reliable and powerful with continuously developed technologies. Flow control components in liquid propellant rocket engines are an important part that ensures correct and regular feeding of liquid propellants into the combustion chamber of the engine. These components ensure that the propellants are filled into the tanks, directed to the combustion chamber at an appropriate pressure and that the combustion reaction takes place in a stable manner. In addition, flow control components must be flexible and able to function safely to adapt to pressure and temperature changes in the combustion chamber. The design of these components requires precise engineering calculations and material selections to optimize the system, minimize energy losses and increase engine performance. Flow control components are a critical element for the reliability, efficiency and successful operation of liquid propellant rocket engines, and are made more effective and durable with constantly improved technologies. Pressure regulators are an essential component in liquid propellant rocket engines as they play a crucial role in maintaining a constant pressure of gas in the propellant lines. This, in turn, allows for the smooth operation of engine control valves, main propellant valves, gas generator valves, start systems, and most importantly, the pressurization of propellants for combustion. Pressure regulators in liquid propellant rocket engines can have different types. In this study, four different types of pressure regulators are mentioned. The differences, advantages and disadvantages of these regulator types are listed. The pressure regulator can be described as a small system consisting of many elements. In the study, the most important elements of the pressure regulator are listed one by one and the types of the elements are mentioned. The advantages and disadvantages of the types of these elements are listed. The design and manufacturing of the pressure regulators in space applications are always special to meet rigid requirements. The first step of designing an effective pressure regulator is mathematical model that considers the specific requirements and limitations of the application. In this thesis, the design, mathematical and dynamic modeling of the pressure regulator is carried out. The developed mathematical and dynamic model uses isentropic equations and force balance equations of the mechanical parts to create a more accurate representation of the regulator's behavior under real-world conditions. It also reveals variable models that may arise for variable conditions such as variable outlet volume. For example, pressure regulators with variable outlet volume use a different mathematical model, while pressure regulators with fixed outlet volume use a different set of equations. Using these developed mathematical and dynamic models, simulations are made for three different regulators with MATLAB Simulink. In this study, it is assumed that the pressure regulator has three control volumes. These control volumes are; inlet control volume, outlet control volume and sensing control volume. As the second step of the study, the requirements for designing the pressure regulator are defined. These requirements include important parameters such as inlet pressure, set pressure and mass flow rate. In addition to these parameters, the parameters of the working fluid also must be defined. Nitrogen and helium gases are used as working fluids in this study. In the third step of the study, the mechanical parameters of the pressure regulator should be determined. In order to determine the mechanical parameters, static calculations are made by using the mathematical model and the parameters are roughly calculated. Then the dynamic model on MATLAB Simulink is used with the optimization tool to obtain the optimum parameters. Optimum parameters are the inputs of the pressure regulators for the simulations. In this study, calculations of mechanical parameters were made only for the first regulator and other regulators were used to validate the dynamic model by comparing simulation and test results. Tests of three different pressure regulators are carried out in accordance with the requirements of each of them in the established pneumatic test setup. The data of these tests are collected from the pressure sensors on the line just before and after the pressure regulators and from the mass flow sensor in the line. In order to validate the accuracy of these developed mathematical and dynamic models, the simulations are made in MATLAB Simulink using the inputs in the test. And the results of the simulations obtained from this model is compared with the test results obtained from there different pressure regulators. After validation of the developed model, the simulations are made for three different regulators. The requirements and design inputs for each regulator are specified separately. These regulators differ in terms of dimensions, set pressure and mass flow rate variations, and the fluid they regulate. Simulations are performed with four different scenarios which include variations in inlet pressure, mass flow rate, and outlet volume for each regulator. All of the results of scenarios were compared among themselves for each regulator. In the results obtained, the effects of varying inlet pressure, mass flow rate and outlet volume on the outlet pressure of the regulator are observed. The model developed in this study provides valuable insight into how pressure regulators behave under different conditions and could help improve the design and performance of this critical component in future space applications.
-
ÖgeSüpersonik hızlarda hareket eden bir cisimde mızrak ucun sürükleme kuvvetine etkisi(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2023) Kutlu, Kaan ; Aslan, Alim Rüstem ; 834140 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim DalıTarihte insanlar en eski dönemlerden bu yana bir yerden başka bir yere ulaşmaya çalışır. Yıllar geçtikçe yerleşim yerlerinin sayısının ve büyüklüğünün artmasıyla, bir yere ulaşmak için kat edilen mesafelerde artar. Mesafelerin artması ulaşım için gereken süreyi de arttırdığından hız insanlık için önemli bir hale gelir. Kara taşıtlarının bu ihtiyacı bir süre karşılasa da günümüzde hava araçları en hızlı ve en güvenli ulaşım araçları olma yolunda ilerler. Hava araçlarının daha hızlı ve daha verimli çalışmasını sağlamak amacıyla sayısız araştırma ve geliştirme projesi yürütülür. Hava araçları dediğimizde artık sadece ulaşım için kullanılan uçaklar ve helikopterler değil, aynı zamanda savunma ve keşif amaçlı kullanılan İHA, SİHA, roket ve füze gibi birçok araç aklımıza gelir. Her birinin karşılaştığı temel sorunlardan birisi dış ortamındaki hava sebebiyle maruz kaldığı sürükleme kuvvetidir. Atmosferimiz içerisinde hareket eden cisimler etraflarında bulunan hava sebebiyle hareket ettiklerinde sürükleme kuvvetine maruz kalır. Bu kuvvet hareket eden cisim ne kadar hızlı olursa o denli artar. Sürükleme kuvveti artan cisim hareket etmekte zorlandığından hızını koruyabilmek veya arttırmak için daha fazla enerjiye ihtiyaç duyarak daha fazla yakıt kullanır. Uçaklarda bu durum yakıt verimliliği konusunu ön plana çıkarır. Roketler ise yüksek hızlara çıkarken uçaklara göre çok yüksek sürükleme kuvvetlerine maruz kalırlar. Bunun yanında ses üstü hızlara ulaşan roketler diğer bir sorun olan şok dalgaları ile karşılaşır. Roketlerin yüksek hızlara ulaşmasını ve yakıt verimliliğini sağlamak için üzerine etki eden sürükleme kuvvetini düşürmek önemli bir araştırma konusudur. Sürükleme kuvveti teorisi gereği cismin geometrisi, hızı, kesit alanı ve içinde bulunduğu ortamın yoğunluğu ile alakalıdır. Bu tezde cismin hızı, kesit alanı ve akışkanın yoğunluğu sabittir. Geometrinin yüzeyi değiştirildiği gibi aynı zamanda geometri önüne mızraklar eklenmiştir. Mızrakların uç geometrileri değiştirilmiştir. Geometride yapılan değişikliklerin sürükleme kuvveti üzerinde yaptığı etki incelenecektir. Ayrıca cismin hızı ses üstü bir hıza sahip olduğu için şok dalgaları oluşur. Oluşan şok dalgalarının sürükleme kuvvetini etkilediği bilindiğinden geometri de yapılan değişikliklerin şok dalgalarını nasıl etkilediği de bu çalışmada yer bulmaktadır. Son olarak akışkan sıcaklığının değişiminin sürükleme kuvvetini nasıl etkilediği de tez kapsamında incelenmiştir. Analizler sonucunda elde edilen sürükleme katsayıları birbirleri ile karşılaştırılıp minimum sürükleme katsayısına sahip olan geometriler belirlenmiştir. Düz yüzeyli küt mızraklı geometrinin sürükleme katsayısı mızrak olamayan geometriye göre 58,8 % azalarak iyileştiği görülmüştür. Buna ek olarak mızrağın küt yüzeye sahip geometrisine oranla küt uçlu mızrak takılan küt yüzeyli cisimin sürükleme katsayısı 56,2% daha azalmıştır. Her iki geometride de sürükleme katsayısında iyileşme görülmüştür. En düşük sürükleme katsayısına sahip geometri olarak küt yüzeyli ve küt uçlu mızrağı olan geometri seçilmiştir. Bu geometrilerde neden düşük sürükleme katsayısı olduğu tartışılıp geometrilerin akışı nasıl etkilediği incelenmiştir. Mızrak uçlarının şekli değiştikçe bu değişimin şok dalgalarını nasıl etkilediği görülür. Son olarak ne gibi yeni geometriler kullanılabileceği tartışılır.