LEE- Uçak ve Uzay Mühendisliği-Yüksek Lisans
Bu koleksiyon için kalıcı URI
Gözat
Çıkarma tarihi ile LEE- Uçak ve Uzay Mühendisliği-Yüksek Lisans'a göz atma
Sayfa başına sonuç
Sıralama Seçenekleri
-
ÖgeExperimental investigation of leading edge suction parameter on massively separated flow(Graduate School, 2021-05-10) Aydın, Egemen ; Yıldırım Çetiner, Nuriye Leman Okşan ; 511171150 ; Aerospace Engineering ; Uçak ve Uzay MühendisliğiThe study aims to investigate and understand the Leading Edge Suction Parameter (LESP) application on the massively separated flow. The experiment was done by gathering force data from the downstream flat plate and the visualization of the flow structures is done by Digital Particle Image Velocimetry. The experiments are conducted in free surface, closed-circuit, large scale water channel located in Trisonic Laboratory of Istanbul Technical University's Faculty of Aeronautics and Astronautics. The velocity of the tunnel is equal to 0.1 m/s which results in a 10.000 Reynolds Number. During the experiment, the flat plate at the downstream of the gust generator (plat plate) is kept constant angle of attack and the test cases are selecting to show that the LESP parameter that derived from only one force component works for different gust interaction with the flat plate. As already discussed in the literature, the critical LESP parameter depends on only airfoil shape and its ambient Reynolds Number. Also, the critical LESP number is calculated in literature as equal to 0,05 for plat plate at the 10,000 Reynolds Number. We did not perform an experiment to find critical LEPS numbers as our experiment was done with a flat plate on 10,000 Re. A different angle of attack and different gust impingement combination has been shown that the LESP parameter works even in a highly unstable gust environment. Flow structures around the airfoil leading edge are behaving as expected from the LESP theory (leading-edge vortex separation and unification).
-
ÖgeImplementation of propulsion system integration losses to a supersonic military aircraft conceptual design( 2021-10-07) Karaselvi, Emre ; Nikbay, Melike ; 511171151 ; Aeronautics and Astronautics Engineering ; Uçak ve Uzay MühendisliğiMilitary aircraft technologies play an essential role in ensuring combat superiority from the past to the present. That is why the air forces of many countries constantly require the development and procurement of advanced aircraft technologies. A fifth-generation fighter aircraft is expected to have significant technologies such as stealth, low-probability of radar interception, agility with supercruise performance, advanced avionics, and computer systems for command, control, and communications. As the propulsion system is a significant component of an aircraft platform, we focus on propulsion system and airframe integration concepts, especially in addressing integration losses during the early conceptual design phase. The approach is aimed to be appropriate for multidisciplinary design optimization practices. Aircraft with jet engines were first employed during the Second World War, and the technology made a significant change in aviation history. Jet engine aircraft, which replaced propeller aircraft, had better maneuverability and flight performance. However, substituting a propeller engine with a jet engine required a new design approach. At first, engineers suggested that removing the propellers could simplify the integration of the propulsion system. However, with jet engines for fighter aircraft, new problems arose due to the full integration of the propulsion system and the aircraft's fuselage. These problems can be divided into two parts: designing air inlet, air intake integration, nozzle/afterbody design, and jet interaction with the tail. The primary function of the air intake is to supply the necessary air to the engine with the least amount of loss. However, the vast flight envelope of the fighter jets complicates the air intake design. Spillage drag, boundary layer formation, bypass air drag, and air intake internal performance are primary considerations for intake system integration. The design and integration of the nozzle is a challenging engineering problem with the complex structure of the afterbody and the presence of jet and free-flow mix over control surfaces. The primary considerations for the nozzle system are afterbody integration, boat-tail drag, jet flow interaction, engine spacing for twin-engine configuration, and nozzle base drag. Each new generation of aircraft design has become a more challenging engineering problem to meet increasing military performances and operational capabilities. This increase is due to higher Mach speeds without afterburner, increased acceleration capability, high maneuverability, and low visibility. Tradeoff analysis of numerous intake nozzle designs should be carried out to meet all these needs. It is essential to calculate the losses caused by different intakes and nozzles at the conceptual design of aircraft. Since the changes made after the design maturation delay the design calendar or changes needed in a matured design cause high costs, it is crucial to accurately present intake and nozzle losses while constructing the conceptual design of a fighter aircraft. This design exploration process needs to be automated using numerical tools to investigate all possible alternative design solutions simultaneously and efficiently. Therefore, spillage drag, bypass drag, boundary layer losses due to intake design, boat-tail drag, nozzle base drag, and engine spacing losses due to nozzle integration are examined within the scope of this thesis. This study is divided into four main titles. The first section, "Introduction", summarizes previous studies on this topic and presents the classification of aircraft engines. Then the problems encountered while integrating the selected aircraft engine into the fighter aircraft are described under the "Problem Statement". In addition, the difficulties encountered in engine integration are divided into two zones. Problem areas are examined as inlet system and afterbody system. The second main topic, "Background on Propulsion," provides basic information about the propulsion system. Hence, the Brayton cycle is used in aviation engines. The working principle of aircraft engines is described under the Brayton Cycle subtitle. For the design of engines, numbers are used to standardize engine zone naming to present a common understanding. That is why the engine station numbers and the regions are shown before developing the methodology. The critical parameters used in engine performance comparisons are thrust, specific thrust and specific fuel consumption, and they are mathematically described. The Aerodynamics subtitle outlines the essential mathematical formulas to understand the additional drag forces caused by propulsion system integration. During the thesis, ideal gas and isentropic flow assumptions are made for the calculations. Definition of drag encountered in aircraft and engine integration are given because accurate definitions prevent double accounting in the calculation. Calculation results with developed algorithms and assumptions are compared with the previous studies of Boeing company in the validation subtitle. For comparison, a model is created to represent the J79 engine with NPSS. The engine's performance on the aircraft is calculated, and given definitions and algorithms add drag forces to the model. The results are converged to Boeing's data with a 5% error margin. After validation, developed algorithms are tested with 5th generation fighter aircraft F-22 Raptor to see how the validated approach would yield results in the design of next-generation fighter aircraft. Engine design parameters are selected, and the model is developed according to the intake, nozzle, and afterbody design of the F-22 aircraft. A model equivalent to the F-119-PW-100 turbofan engine is modeled with NPSS by using the design parameters of the engine. Additional drag forces calculated with the help of algorithms are included in the engine performance results because the model is produced uninstalled engine performance data. Thus, the net propulsive force is compared with the F-22 Raptor drag force Brandtl for 40000 ft. The results show that the F-22 can fly at an altitude of 40000 ft, with 1.6M, meeting the aircraft requirements. In the thesis, a 2D intake assumption is modeled for losses due to inlet geometry. The effects of the intake capture area, throat area, wedge angle, and duct losses on motor performance are included. However, the modeling does not include a bump intake structure similar to the intake of the F-35 aircraft losses due to 3D effects. CFD can model losses related to the 3D intake structure, and test results and thesis studies can be developed. The circular nozzle, nozzle outlet area, nozzle throat area, and nozzle maximum area are used for modeling. The movement of the nozzle blades is included in the model depending on the boattail angle and base area. The works of McDonald & P. Hughest are used as a reference to represent the 2D-sized nozzle. The method described in this thesis is one way of accounting for installation effects in supersonic aircraft. Additionally, the concept works for aircraft with conventional shock inlets or oblique shock inlets flying at speeds up to 2.5 Mach. The equation implementation in NPSS enables aircraft manufacturers to calculate the influence of installation effects on engine performance. The study reveals the methodology for calculating additional drag caused by an engine-aircraft integration in the conceptual design phase of next-generation fighter aircraft. In this way, the losses caused by the propulsion system can be calculated accurately by the developed approach in projects where aircraft and engine design have not yet matured. If presented, drag definitions are not included during conceptual design causing significant change needs at the design stage where aircraft design evolves. Making changes in the evolved design can bring enormous costs or extend the design calendar.
-
ÖgeA study on static and dynamic buckling analysis of thin walled composite cylindrical shells(Graduate School, 2022-01-24) Özgen, Cansu ; Doğan, Vedat Ziya ; 511171148 ; Aeronautics and Astronautics Engineering ; Uçak ve Uzay MühendisliğiThin-walled structures have many useage in many industries. Examples of these fields include: aircraft, spacecraft and rockets can be given. The reason for the use of thin-walled structures is that they have a high strength weight ratio. In order to define a cylinder as thin-walled, the ratio of radius to thickness must be more than 20, and one of the problems encountered in the use of such structures is the problem of buckling. It is possible to define the buckling as a state of instability in the structure under compressive loads. This state of instability can be seen in the load displacement graph as the curve follows two different paths. The possible behaviors; snap through or bifurcation behavior. Compressive loading that cause buckling; there may be an axial load, torsional load, bending load, external pressure. In addition to these loads, buckling may occur due to temperature change. Within the scope of this thesis, the buckling behavior of thin-walled cylinders under axial compression was examined. The cylinder under the axial load indicates some displacement. When the amount of load applied reaches critical level, the structure moves from one state of equilibrium to another. After some point, the structure shows high displacement behavior and loses stiffness. The amount of load that the structure will carry decreases considerably, but the structure continues to carry loads. The behavior of the structure after this point is called post-buckling behavior. The critical load level for the structure can be determined by using finite elements method. Linear eigenvalue analysis can be performed to determine the static buckling load. However, it should be noted here that eigenvalue-eigenvector analysis can only be used to make an approximate estimate of the buckling load and input the resulting buckling shape into nonlinear analyses as a form of imperfection. In addition, it can be preferred to change parameters and compare them, since they are cheaper than other types of analysis. Since the buckling load is highly affected by the imperfection, nonlinear methods with geometric imperfection should be used to estimate a more precise buckling load. It is not possible to identify geometric imperfection in linear eigenvalue analysis. Therefore, a different type of analysis should be selected in order to add imperfection. For example, an analysis model which includes imperfection can be established with the Riks method as a nonlinear static analysis type. Unlike the Newton-Rapson method, the Riks method is capable of backtracking in curves. Thus, it is suitable for use in buckling analysis. In Riks analysis, it is recommended to add imperfection in contrast to linear eigenvalue analysis. Because if the imperfection is added, the problem will be bifurcation problem instead of limit load problem and sharp turns in the graph can cause divergence in analysis. Another nonlinear method of static phenomena is called quasi-static analysis which is used dynamic solver. The important thing to note here is that the inertial effects should be too small to be neglected in the analysis. For this purpose, kinetic energy and internal energy should be compared at the end of the analysis and kinetic energy should be ensured to be negligible levels besides internal energy. Also, if the event is solved in the actual time length, this analysis will be quite expensive. Therefore, the time must be scaled. In order to scale the time correctly, frequency analysis can be performed first and the analysis time can be determined longer than the period corresponding to the first natural frequency. For three analysis methods mentioned within this study, validation studies were carried out with the examples in the literature. As a result of each type of analysis giving consistent results, the effect of parameters on static buckling load was examined, while linear eigenvalue analysis method was used because it was also sufficient for cheaper analysis method and comparison studies. While displacement-controlled analyses were carried out in the static buckling analyses mentioned, load-controlled analyses were performed in the analyses for the determination of dynamic buckling force. As a result of these analyses, they were evaluated according to different dynamic buckling criteria. There are some of the dynamic buckling criteria; Volmir criterion, Budiansky-Roth criterion, Hoff-Bruce criterion, etc. When Budiansky-Roth criterion is used, the first estimated buckling load is applied to the structure and displacement - time graph is drawn. If a major change in displacement is observed, it can be assumed that the structure is dynamically buckled. For Hoff-Bruce criterion, the speed - displacement graph should be drawn. If this graph is not focused in a single area and is drawn in a scattered way, it is considered that the structure has moved to the unstable area. As in static buckling analyses, dynamic buckling analyses were primarily validated with a sample study in the literature. After the analysis methods, the numerical studies were carried out on the effect of some parameters on the buckling load. First, the effect of the stacking sequence of composite layers on the buckling load was examined. In this context, a comprehensive study was carried out, both from which layer has the greatest effect of changing the angle and which angle has the highest buckling load. In addition, the some angle combinations are obtained in accordance with the angle stacking rules found in the literature. For those stacking sequences, buckling forces are calculated with both finite element analyses and analytically. In addition, comparisons were made with different materials. Here, the buckling load is calculated both for cylinders with different masses of the same thickness and for cylinders with different thicknesses with the same mass. Here, the highest force value for cylinders with the same mass is obtained for a uniform composite. In addition, although the highest buckling force was obtained for steel material in the analysis of cylinders of the same thickness, when we look at the ratio of buckling load to mass, the highest value was obtained for composite material. In addition, the ratio of length to diameter and the effect of thickness were also examined. Here, as the length to diameter ratio increases, the buckling load decreases. As the thickness increases, the buckling load increases with the square of the thickness. In addition to the effect of the length to diameter ratio and the effect of thickness, the loading time and the shape of the loading profile are also known in dynamic buckling analysis. In addition, the critical buckling force is affected by imperfections in the structure, which usually occur during the production of the structure. How sensitive the structures are to the imperfection may vary depending on the different parameters. The imperfection can be divided into three different groups as geometric, material and loading. Cylinders under axial load are particularly affected by geometric imperfection. The geometric imperfection can be defined as how far the structure is from a perfect cylindrical structure. It is possible to determine the specified amount of deviation by different measurement methods. Although it is not possible to measure the amount of imperfection for all structures, an idea can be gained about how much imperfection is expected from the studies found in the literature. Both the change in the buckling load on the measured cylinders and the imperfection effect of the buckling load can be measured by adding the measured amount of imperfection to the buckling load calculations. In cases where the amount of imperfection cannot be measured, the finite element can be included in the analysis model as an eigenvector imperfection obtained from linear buckling analysis and the critical buckling load can be calculated for the imperfect structure using nonlinear analysis methods. In this study, studies were carried out on how imperfection sensitivity changes under both static and dynamic loading with different parameters. These parameters are the the length-to-diameter ratio, the effect of the stacking sequence of the composite layers and the added imperfection shape. The most important result obtained in the study on imperfection sensitivity is that the effect of the imperfection on the buckling load is quite high. Even geometric imperfection equal to thickness can cause the buckling load to drop by up to half.
-
ÖgeA study on optimization of a wing with fuel sloshing effects(Graduate School, 2022-01-24) Vergün, Tolga ; Doğan, Vedat Ziya ; 511181206 ; Aeronautics and Astronautics Engineering ; Uçak ve Uzay MühendisliğiIn general, sloshing is defined as a phenomenon that corresponds to the free surface elevation in multiphase flows. It is a movement of liquid inside another object. Sloshing has been studied for centuries. The earliest work [48] was carried out in the literature by Euler in 1761 [17]. Lamb [32] theoretically examined sloshing in 1879. Especially with the development of technology, it has become more important. It appears in many different fields such as aviation, automotive, naval, etc. In the aviation industry, it is considered in fuel tanks. Since outcomes of sloshing may cause instability or damage to the structure, it is one of the concerns about aircraft design. To prevent its adverse effect, one of the most popular solutions is adding baffles into the fuel tank. Still, this solution also comes with a disadvantage: an increase in weight. To minimize the effects of added weight, designers optimize the structure by changing its shape, thickness, material, etc. In this study, a NACA 4412 airfoil-shaped composite wing is used and optimized in terms of safety factor and weight. To do so, an initial composite layup is determined from current designs and advice from literature. When the design of the initial system is completed, the system is imported into a transient solver in the Ansys Workbench environment to perform numerical analysis on the time domain. To achieve more realistic cases, the wing with different fuel tank fill levels (25%, 50%, and 75%) is exposed to aerodynamic loads while the aircraft is rolling, yawing, and dutch rolling. The aircraft is assumed to fly with a constant speed of 60 m/s (~120 knots) to apply aerodynamic loads. Resultant force for 60 m/s airspeed is applied onto the wing surface by 1-Way Fluid-Structure Interaction (1-Way FSI) as a distributed pressure. Using this method, only fluid loads are transferred to the structural system, and the effect of wing deformation on the fluid flow field is neglected. Once gravity effects and aerodynamic loads are applied to the wing structure, displacement is defined as the wing is moving 20 deg/s for 3 seconds for all types of movements. On the other hand, fluid properties are described in the Ansys Fluent environment. Fluent defines the fuel level, fluid properties, computational fluid dynamics (CFD) solver, etc. Once both structural and fluid systems are ready, system coupling can perform 2-Way Fluid-Structure Interaction (2-Way FSI). Using this method, fluid loads and structural deformations are transferred simultaneously at each step. In this method, the structural system transfers displacement to the fluid system while the fluid system transfers pressure to the structural system. After nine analyses, the critical case is determined regarding the safety factor. Critical case, in which system has the lowest minimum safety factor, is found as 75% filled fuel tank while aircraft dutch rolling. After the determination of the critical case, the optimization process is started. During the optimization process, 1-Way FSI is used since the computational cost of the 2-Way FSI method is approximately 35 times that of 1-Way FSI. However, taking less time should not be enough to accept 1-Way FSI as a solution method; the deviation of two methods with each other is also investigated. After this investigation, it was found that the variation between the two methods is about 1% in terms of safety factors for our problem. In the light of this information, 1-Way FSI is preferred to apply both sloshing and aerodynamic loads onto the structure to reduce computational time. After method selection, thickness optimization is started. Ansys Workbench creates a design of experiments (DOE) to examine response surface points. Latin Hypercube Sampling Design (LHSD) is preferred as a DOE method since it generates non-collapsing and space-filling points to create a better response surface. After creating the initial response surface using Genetic Aggregation, the optimization process is started using the Multi-Objective Genetic Algorithm (MOGA). Then, optimum values are verified by analyzing the optimum results in Ansys Workbench. When the optimum results are verified, it is realized that there is a notable deviation in results between optimized and verified results. To minimize the variation, refinement points are added to the response surface. This process is kept going until variation comes under 1%. After finding the optimum results, it is noticed that its precision is too high to maintain manufacturability so that it is rounded into 1% of a millimeter. In the end, final thickness values are verified. As a result, optimum values are found. It is found that weight is decreased from 100.64 kg to 94.35 kg, which means a 6.3% gain in terms of weight, while the minimum safety factor of the system is only reduced from 1.56 to 1.54. At the end of the study, it is concluded that a 6.3% reduction in weight would reflect energy saving.
-
ÖgeFonksiyonel derecelendirilmiş malzemeden üretilen plakların mekanik ve ısıl yükler altındaki burkulma analizi(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2022-01-27) Aktaş, İbrahim Utku ; Doğan, Vedat Ziya ; 511171115 ; Uçak ve Uzay MühendisliğiMalzeme seçimi bütün mühendislik uygulamalarında çok önemli rol oynamaktadır. Neredeyse bütün mühendislik uygulamalarının gelişmesi ve ilerlemesi o alanda kullanılan malzemelerin gelişmişliği ile doğrudan ilişkilidir. Malzemelerin monolitik malzemeden alaşımlı malzemelere evrimi ve kompozit malzemelerin gelişimi, bir malzeme sınıfının çağın ihtiyaçlarına artık cevap veremiyor oluşundan doğmuştur. Çoğu mühendislik uygulamasında, monolitik bir malzemede bulunması imkânsız olan birbirleriyle çelişen özelliklere sahip malzemelerin kullanımına ihtiyaç duyulmaktadır. Ayrıca, farklı malzemelerin alaşımlanması, bileşen malzemelerin termodinamik davranışı ve bir malzemenin diğer malzemelerle karıştırılma derecesindeki kıstaslar ile sınırlıdır. Fonksiyonel derecelendirilmiş malzeme, iki malzemenin bir araya getirilmesi ve zorlu çalışma ortamlarına maruz kaldıktan sonra dahi işlevlerini yerine getirebilmesi ve özelliklerini koruyabilmesi gerekliliğinden doğmuştur. İşlevsel olarak derecelendirilmiş malzeme başlangıçta bir ısıl bariyer uygulaması ihtiyacı için geliştirilmiş olsa da, bu önemli gelişmiş malzemenin uygulaması artırılmış ve aşırı aşınma direnci ve korozyon direnci uygulamaları gibi mühendislik uygulamalarında bir dizi sorunu çözmek için kullanılmıştır. Bu yeni malzeme türünden havacılık, otomobil ve biyomedikal gibi uygulamalarda yararlanılmaktadır. Fonksiyonel derecelendirilmiş malzemeler, geleneksel kompozit malzemelerin zorlu çalışma ortamlarında kullanıldığında başarısız uygulamalara neden olmasının sonucunda ortaya çıkmıştır. Geleneksel kompozit malzemelerin mühendislik uygulamalarındaki başarısızlığı kompozit malzemeyi oluşturan katmanlar arasındaki belirgin bir şekilde tanımlanmış olan arayüzden kaynaklanmaktadır. Arayüz, bu bölgede yüksek bir gerilme yığılmasına sebebiyet vermekte ve kompozitin nihai başarısızlığına neden olan çatlak başlangıcını ve yayılmasını teşvik etmektedir. Bu çatlak oluşma ve ilerleme sürecine "delaminasyon" adı verilmektedir. Japonya' da bir uzay mekiği projesinde karşılaşılan ve fonksiyonel derecelendirilmiş malzemelerin ortaya çıkmasına ortam hazırlayan sorun, geleneksel kompozit malzemelerdeki bu belirgin arayüzün nasıl ortadan kaldırılabileceğini ve kompozitin istenen ısıl bariyer görevini nasıl yerine getirebileceği problemini ortaya koymuştur. Araştırmacılar, kademeli olarak değişen bir arayüz ile geleneksel kompozit malzemedeki keskin arayüzü sistematik olarak ortadan kaldırabildiler, böylece bu arayüzdeki gerilme yığılmasını azalttılar ve geliştirilen fonksiyonel derecelendirilmiş malzeme, zorlu çalışma koşullarında kırıma uğramadan ayakta kalabildi. Sonuç olarak malzemenin asıl geliştirilme amacı olan yapıya ısıl kalkan olması dışında çeşitli mühendislik uygulamaları için de fonksiyonel derecelendirilmiş malzemeler kullanılmıştır. Fonksiyonel derecelendirilmiş malzemeler, malzemenin hacmi boyunca değişen özelliklerle birlikte değişen bileşime sahip gelişmiş kompozit malzemelerdir. Havacılıkta kullanılan araçlar başta aerodinamik yükler olmak üzere birçok mekanik ve ısıl yüklere maruz kalmaktadır. Bu yükler hava aracının yapısallarının boyutlandırılmasında kullanılmaktadır. Güvenli bir hava aracı maruz kaldığı yükleri yapı içerisinde taşırken kırıma uğramayacak şekilde tasarlanmaktadır. Hava aracının yapısalları birçok farklı şekilde kırıma ya da hasara uğrayabilmektedir. Bunları öngörebilmek ve yapıyı ona göre tasarlamak hayati öneme sahiptir. Bununla beraber, yapıları kırıma uğratmayan fakat yapılarda yapısal kararsızlığa yol açan burkulma problemi havacılıkta çok önemli bir konudur. Örneğin bir uçağa gelen yükler kanat üzerindeki kabukların düzlem içi basma ya da çekme yüklerine maruz kalmasına sebep olabilmektedir. Kabuk elemanlarının basma yüküne maruz kaldığı durumlarda burkulma olayı gerçekleşebilir. Bu da hem kanat üzerindeki aerodinamik akışı bozabilmekte hem de yapının kararsız hale gelmesine sebep olabilmektedir. Bu gibi durumlarda yapının yük taşıma kapasitesi değişmekte ve burkulma sonrası hesaplamaların yapılması gerekmektedir. Bundan dolayı yapısal elemanların ne zaman burkulmaya uğrayabileceğini öngörebilmek büyük önem taşımaktadır. Bu tezde fonksiyonel derecelendirilmiş malzemeden üretilen plakların ısıl ve mekanik yüklemeler altındaki burkulma davranışları sistematik olarak ele alınacaktır. 1. Kısım' da yapılan çalışmadan genel olarak bahsedilip çalışmanın amacından ve isteğinden söz edilmiştir. 2. Kısım' da ise geçmişte fonksiyonel derecelendirilmiş plaklar üzerine yapılmış çalışmalar okuyucuya aktarılmıştır. Bu çalışmaları ifade etmeden önce temel burkulma probleminin tanımı yapılmıştır. Burkulma olayını tanımlamaya ilk olarak kolon ve kiriş elemanlarının burkulmasından başlanmış daha sonra plakların burkulması anlatılmıştır. Burkulma teorisinin alt yapısının okuyucuya bu şekilde verilmesi amaçlanmıştır. Ardından fonksiyonel derecelendirilmiş malzemelere kısa bir giriş yapılmış ve tarihçesinden bahsedilmiştir. Bu kısımda aynı zamanda fonksiyonel derecelendirilmiş malzemelerin burkulması üzerine yapılan akademik çalışmalardan da bahsedilmiştir. 3. Kısım' da fonksiyonel derecelendirilmiş malzemeden üretilen plakların mekaniğini anlamak adına geleneksel kompozit malzemeden üretilen plakların mekaniği okuyucuya aktarılmıştır. İlk olarak katmanlı kompozit plak teorilerinden kısaca bahsedilmiş ve sonra Klasik Kompozit Plaka Teorisi (KPT) ve Birinci Dereceden Kayma Şekil Değiştirme Teorisi (BKT) detaylı bir şekilde anlatılmıştır. Çünkü fonksiyonel derecelendirilmiş malzemeden üretilen plakların mekaniğini anlamak için geleneksel kompozit plakların mekaniğini iyice anlamak büyük önem taşımaktadır. 4. Kısım' da fonksiyonel derecelendirilmiş malzemelerin üretim yöntemlerinden kısaca bahsedilmiş ve etkin malzeme özelliklerinin nasıl modellendiği gösterilmiştir. 5. Kısım' a gelindiğinde daha önceden kısaca bahsedilen plakların burkulma problemi üzerinde durulmuş ve bu problemin belirli sınır koşulları altında analitik çözüm yöntemlerinden bahsedilmiştir. İlk olarak izotropik plakların burkulma probleminin çözümü, Navier ve Levy sınır koşullarını ayrı ayrı sağlayacak şekilde oluşturulan sınır koşulları altında çözülmüştür. Ardından Fonksiyonel derecelendirilmiş malzemeden üretilen plakların burkulma problemini çözebilmek için KPT kullanılarak analitik model oluşturulmuştur. Sonrasında oluşturulan analitik model her bir kenarından basit mesnetli kabul edilen fonksiyonel derecelendirilmiş plaklar için farklı yüklemeler altında MATLAB programında yazılan kod yardımı ile çözülmüştür. Bu yüklemeler mekanik ve ısıl yüklemeler olmak üzere ikiye ayrılmaktadır. Mekanik yüklemeler için üç farklı durum göz önüne alınmıştır. Bunlar: tek eksenli basma yükü, iki eksenli basma yükü ve iki eksenli basma – çekme yükü altındaki burkulma analizleridir. Isıl yükleme koşulları ise sıcaklığın kalınlık boyunca farklı şekillerde dağılımları göz önüne alınarak yine üç farklı şekilde yapıya uygulanacak ve burkulma analizi yapılmıştır. İlk olarak kalınlık boyunca sabit sıcaklık dağılımı için kritik burkulma sıcaklık farkı bulunmuştur. Ardından kalınlık boyunca doğrusal değişen sıcaklık dağılımı için burkulma analizi yapılıp kritik burkulma sıcaklık farkı elde edilmiş ve sonrasında ise kalınlık boyunca doğrusal olmayan sıcaklık dağılımı için bu analizler tekrarlanmıştır. Elde edilen tüm sonuçlar daha önceki çalışmalarla kıyaslanmış ve ince FD plaklar için KPT' nin oldukça başarılı sonuçlar verdiği görülmüştür. 6. Kısım' da ise sonlu elemanlar paket programı, PATRAN, NASTRAN yardımıyla burkulma analizleri gerçekleştirilmiş ve KPT ile elde edilen analitik sonuçlarla kıyaslanmıştır. Sonraki kısımlarda yapılan tüm çalışmalar kısaca değerlendirilmiş ve gelecekte bu konu üzerine yapılabilecek çalışmalardan bahsedilmiştir.
-
ÖgeModel predictive control based cooperative pursuit evasion for uav(Graduate School, 2022-02-18) Akbıyık, Mustafa Berkay ; Acar, Hayri ; Özkol, İbrahim ; 511181131 ; Aeronautical and Astronautical EngineeringThis thesis proposes game theoretically model predictive control based guidance approach for pursuit-evasion problem of uav's. The main idea is that guided swarm uavs pursue towards to adversary uav which evade to survive as long as possible. Game theoretical approach of pursuit-evasion is based on designing the cost functions for each pursuer to converge adversary evader. Proposed approach is examined as decentralized. Therefore, each pursuer can be able to handle its mission independently without being affected by the other pursuer. The main contribution is the formulation of swarm pursuit-evasion problem as the game theoretical which can enable to develop optimization-based algorithms that bring superior strategies to pursuers for one-to-one, two-to-one scenarios during the air combat. This work proposes an algorithm to enhance applicability of the game theoretic non-convex model predictive control problems on real-systems that have nonlinear controland state constraints. Proposed algorithm provide a model predictive control-based guidance system which orientates the pursuers according to the evaders dynamics and positions. Nonlinear constraints are convexified along the finite-horizon time without loss of generality in successive linearizations. After discretization of dynamics, the sub-optimal convex problem can be applied in model predictive concept for time-critical scenarios such as collaborative pursuit-evasion of aerial vehicles.
-
ÖgeFlight safety risk awareness at flight test activities with analytical hierarchy process method(Graduate School, 2022-05-23) Akgür, Yusuf ; Kodal, Ali ; 511191143 ; Aeronautics and Astronautics EngineeringIn 1903, the Wright brothers succeeded in flying the first manned and propelled heavier-than-air aircraft, which soon led to the birth of aviation and the spread of aircrafts. Aircrafts, which started to be produced for different purposes, have caused many accidents and even deaths in their post-production use and especially in the design development stages. Over the years, various arrangements have been made, international agreements have been signed, and local and international organizations have been established in order to prevent these accidents and deaths and to manage aircraft operations safely. Annex-19 Safety Management System (SMS), which is the 19th and last annex of the International Civil Aviation Organisation (ICAO) Air Transport rules, is a system for managing the safety risks of organizations carrying out aviation activities and ensuring the effectiveness of safety risk controls, and includes systematic procedures, practices and policies for the management of these risks. Implementation of SMS in organizations carrying out civil aviation activities has started to be made compulsory by relevant local and international authorities. The studies which aim to prove whether the designed and manufactured aircraft provide the desired performance are called flight tests. Advances in technology, when incorporated into aircraft design processes, have led to the creation of formal requirements and specifications that provide universal benchmarks in aircraft design processes. Parallel to these developments, the aims and applications of flight testing have also matured and become a discipline. Flight tests are high-risk flights since they are carried out with aircraft that have not been certified yet, have low flight hours, and have many unknowns about the nature of the aircraft. For these reasons, within the scope of flight test activities, the risks should be determined in advance, necessary mitigation studies should be carried out and test procedures should be determined. It is stated in the Flight Test Operational Manuel (FTOM) guide document published by EASA that flight test organizations should improve the SMS. In this document, flight test risk management activities and risk management activities that must be carried out within the scope of SMS are separated. Flight test risk management was held responsible for the management of specific risks specific to each flight test, while SMS risk management was held responsible for operational risks that constitute continuity. Within the scope of this study, the Analytical Hierarchy Process (AHP) method, which is a hierarchical weighted multi-purpose decision analysis method that combines qualitative and quantitative analysis methods, was used to provide a holistic awareness of flight safety risks in flight test activities. When using the weighting function of the AHP method, the safety risk matrix published by the SMS risk management of the relevant institution is based on and it is aimed to determine how important the risks are to each other. The values selected from the risk matrix for the risk specific to the flight test and operational risks are multiplied with the coefficients to be determined for each risk level to create a comparison matrix and the weight of each risk is calculated. It is expected that the flight test risk will have the largest share in the weighting to be achieved, and the evaluation of the results in this direction. Providing corrective feedback on the coefficients determined for each risk level, the choice of risk value and the structure of the risk matrix are the gains that can be achieved in addition to flight safety risk awareness. The use of the safety risk matrix and the values here while calculating the weights of the risks eliminates the subjective evaluation in the AHP method and makes the consistency index 0. However, the method used is subjective due to the structure of the risk matrix, the selected risk values and coefficients. For this reason, the returns to be obtained in line with the outputs of the method will allow these subjective values to change and take their optimum form over time. This study, which started in line with the definitions in the EASA Part-21 FTOM Guide document, became an example of how Flight Test Risk Management and Safety Management System can work together. As a result, it is aimed to raise awareness of the flight safety risks involved in Flight Test Activities to the relevant flight test team by making use of the weighting feature of the AHP method.
-
ÖgeDeğişken açılı elyaf kompozitlerin uygulanabilirlik açısından yeni bir tasarım yaklaşımı ve diferansiyel evrim ile burkulma yükü optimizasyonu(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2022-06-22) Beyazgül, Umut ; Balkan, Demet ; Mecitoğlu, Zahit ; 511181207 ; Uçak ve Uzay MühendisligiHava-uzay araçları başta olmak üzere bir çok sektörde kullanılan elyaf kompozitlerin başlıca tercih edilme nedenleri önceden kullanılan muadillerine göre daha yüksek spesifik dayanım ve daha düşük ağırlık ile birlikte büyük bir maliyet tasarrufu sağlamasıdır. Bir yapının maruz kaldığı yük isterleri göz önüne alınarak yöne bağlı mekanik özellikleri sayesinde her katmanda uygun bir oryantasyon açısı ile istifleme dizisi tasarlanarak geleneksel elyaf kompozitlerin performansı artırılmaktadır. Bu tezdeki değişken oryantasyon açısıyla ifade edilen ise elyaf kompozitlerin değişken direngenliğini, elyaf açısını aynı katman içerisinde değiştirerek serim güzergahını değiştirmektir. Böylece, elyaf kompozit malzemenin yöne bağlı mekanik özelliklerini kullanarak optimizasyon kapsamını genişletmekte ve potansiyeline ulaşmasını sağlamaktadır. Düzlem içinde daha avantajlı bir yük dağılımı oluşturmaya imkan vermektedir. Bu tasarıma sahip kompozitlerin üretimi, uzun yıllardır geleneksel kompozit üretiminde de kullanılan, yüksek hassasiyet ve hızlı serim sağlayan otomatik elyaf serim cihazı (AFP) ve otomatik bant serim cihazı (ATL) ile planlanmaktadır. Bu çalışmada, mevcut laminasyon teorilerinde sabit sayı olarak geçen her bir katman açısı yerine konuma bağlı, lineer değişen bir oryantasyon açısı tanımı yapılmıştır ve tek eksende yükleme altında burkulma incelenmiştir. Yüksek dereceden doğrusal olmayan, türevlenebilirlik açısından klasik-gradyan bazlı yöntemlerde uygulaması zor olan amaç fonksiyonlarının optimizasyonunda buluşsal aramaya bağlı stokastik özelliği olan yöntemler arasından göreceli olarak daha hızlı ve yüksek doğruluğu olan evrimsel algoritma kullanılmıştır. Tasarım modellemesi ve optimizasyon kodu python programlama dilinde yazılarak Abaqus doğrusal burkulma analizi amaç fonksiyonu olarak entegre edilmiştir. Üretim sonrası kusurlardan kaçınmak için simetrik elyaf kompozit ve dengelenmiş katman açıları dizilimi tasarımın sınırlarını oluşturmuştur. Ayrıca, açı parametrelerinin alt ve üst limitlerinin yanı sıra, üretim cihazları ve filament demetlerinden kaynaklı eğrilik yarıçapı kısıtlaması da kullanılmıştır ve eğrilik yarıçap kısıtlama denklemi türetilmiştir. Optimizasyon ve sayısal analizler sonucunda, farklı katman sayılarında ve farklı boy-en oranlarında değişken açılı elyaf kompozitlerin kritik burkulma yükü bakımından avantajlı olduğu gösterilmiştir ve boy-en oranına ve katman sayısına göre yük kazanım oranları arasındaki korelasyon analiz edilmiştir.
-
ÖgeKademeli ve düz kiriş yapılarının termal etki altındaki titreşim davranışının incelenmesi(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2022-10-15) Altıntaş, Furkan ; Kaya, Metin Orhan ; 511181118 ; Uçak ve Uzay MühendisliğiKiriş yapılarının başta havacılık olmak üzere otomotiv ve inşaat sektöründe oldukça yaygın bir kullanım alanı vardır. Genel olarak, boyuna ve enine dik yükleri destekleyen kiriş yapılarının uzunluğu kesit ölçülerine göre oldukça büyüktür. Kirişler, eksenine dik olan yükleri taşır ve bu nedenle yükler uzunluğa dik doğrultudadır. Kullanım alanı oldukça geniş olan kiriş yapılarının analizinde çeşitli metotlar ve teoriler bulunmaktadır. Bu çalışma kapsamında Euler-Bernoulli ve Timoshenko kiriş teorileri incelenmiş, kirişlerin titreşim davranışının incelenmesi amacıyla titreşim denklemleri elde edilmiştir. Bir dizi diferansiyel denklemden oluşan titreşim denklemlerinin çözümü için oldukça yaygın ve pratik çözüm yöntemi olan Diferansiyel Dönüşüm Metodu (DDM) kullanılmış, sonuçlar analitik çözüm ile kıyaslanmıştır. Diferansiyel Dönüşüm Metodu için MATLAB kodu oluşturulmuş, çözümler geliştirilen kod yardımıyla elde edilmiştir. Bu teorilerin haricinde günümüzde kullanımı yaygınlaşan Sonlu Elemanlar Yöntemi(SEY) ile de sonuçlar elde edilmiş ve analitik sonuçlar ile karşılaştırma yapılmıştır. Sonlu Elemanlar Yöntemi'nde ABAQUS paket programı kullanılmış, kiriş modellemeleri bu yazılım ile yapılmıştır.Uçak yapıları yüksek mukavemete ve yorulma dayanıma sahip oldukça hafif yapılardan oluşmaktadır. Bu bağlamda tez çalışmasında incelenmek üzere kiriş yapı malzemeleri olarak çeşitli metalik ve kompozit malzemeler belirlenmiştir. Kompozit malzemelerin elastik karakteristikleri belirlenmesi için kompozit teorisi kullanılarak laminaların mikromekanik ve makromekanik analizi yapılmıştır.Sıcaklıkla ilgili fenomenlerin yapılar üzerindeki etkisi oldukça geniş bir çalışma alanına sahiptir. Sıcaklıktaki değişiklik, kirişin titreşim davranışında büyük bir değişikliğe sebep olabilir. Bu tür yapıların dinamik davranışları yapının termal genleşmesine ve malzeme özelliklerine bağlı olarak sıcaklık etkisiyle değişmektedir.Bu tez çalışmasında sıcaklık değişiminin kirişlerin davranışına etkisini incelemek amacıyla elde edilen titreşim denklemine sıcaklık terimi eklenmiş ve çözümler yinelenmiştir. Belirlenen beş farklı sıcaklık değişimi için sonuçlar karşılaştırmalı olarak verilmiştir. Kesiti, uzunluğu boyunca değişken olan kirişlere kademeli kirişler denmektedir. Uçaklarda kullanılan kanat yapılarını ele aldığımızda, uçak gövdesinden uzaklaşıldıkça kanat kesiti küçülmekte dolayısı ile kesit değişmektedir. Bu yapılar da çalışma kapsamına dahil edilmiş, düz kirişlere ek olarak kademeli kirişler de incelenmiştir. İncelenmek amacıyla uzunluğu boyunca farklı oranlarda kesiti ve malzemesi değişen çeşitli kirişler oluşturulmuş, titreşim denklemleri elde edilmiştir. Düz kirişler, ankastre mesnet-serbest uç, ankastre mesnet-ankastre mesnet, ankastre mesnet-kayar mesnet ve sabit mesnet-kayar mesnet olmak üzere dört farklı sınır şartında incelenirken kademeli kirişler ise ankastre mesnet-ankastre mesnet sınır şartında incelenmiştir. Sonuç bölümü oldukça detaylı oluşturulmuştur. Her bir malzeme ve kesit için beş farklı sıcaklık değişimi için sonuçlar Euler-Bernoulli, Timoshenko kiriş teorisi ve SEY çözümü yapılarak tablolar ile verilmiştir. Sıcaklık etkisinin kirişin titreşim davranışına etkisinin ve farklı sınır şartlarının incelenmesi ile diğer çalışmalar için temel oluşturması amaçlanmıştır.
-
ÖgeImpact of hydrogen addition on combustion characteristics in a swirl-stabilized partially premixed combustor(Graduate School, 2023) Karasu, Tuğba ; 807029 ; Güngör, Ayşe GülIn today's world, rapidly increasing energy demand brings along significant challenges such as environmental pollution and inadequacy of energy resources. This situation necessitates a reevaluation of current energy production methods and the exploration of sustainable alternatives. Hydrogen is a crucial energy source that is at the forefront of these research efforts. The environmental impact and limited resources of hydrocarbon fuels have increased technological interest in the use of hydrogen in the aviation sector. The utilization of hydrogen in aviation propulsion systems has become a significant research area due to reasons such as environmental sustainability and efficiency advantages. The wide flammability range, high energy density, and high laminar flame speed of hydrogen present significant potential for efficiency and performance in the aviation industry. Additionally, hydrogen's clean energy source nature is a critical factor in achieving sustainability goals in the aviation industry. For these reasons, conducting experimental and numerical studies and ensuring technological advancements for the use of hydrogen in gas turbine engines in aviation are of great importance. Gas turbine engines are widely used technology for energy and thrust production, typically fueled by hydrocarbon fuels. Recent scientific research has shown that partially premixed methods can provide higher efficiency and lower emission values in gas turbine engines. Partially premixed combustion is a combustion method where a limited amount of air is mixed with the fuel before entering the combustor. This method enhances combustion efficiency and helps reduce emission levels, enabling more efficient fuel utilization and emission reduction. In the design of propulsion systems, numerical studies have gained importance alongside experimental research, thanks to the increasing computational resources. Nowadays, numerical studies conducted using computational fluid dynamics (CFD) methods have become a valuable tool in investigating aviation propulsion systems. This approach overcomes the cost and safety issues associated with experimental studies. The commonly used CFD methods include Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS), large eddy simulation (LES), and direct numerical simulation (DNS). DNS, due to its high computational cost and memory requirements for combustion problems, is currently not feasible. However, RANS and LES methods are more computationally affordable and are frequently preferred in the numerical studies. In particular, the LES method allows for larger-scale and more detailed analyses to be conducted.
-
ÖgeAnalysis of aircraft landing gear brake induced vibrations(Graduate School, 2023-01-23) Altınbağ, Öner ; Balkan, Demet ; 511191131 ; Aeronautics and Astronautics EngineeringToday, aviation systems are the product of more than 100 years of work. The most groundbreaking process in these studies was experienced during the cold war years. The achievements of many engineering activities today are based on the knowledge gained in these years. Some major problems have been completely resolved in this progress, and some of them still continue to be active problems. The landing gear system is always critical to aircraft and is the engineering solution for almost all functions on the ground. In recent years engineers have been trying to optimize previous achievements within the framework of weight reduction, reliability, integration, energy consumption, noise reduction, cost reduction, and maintenance activities. One of the most important problems related to landing gear systems from the past to the present is the vibration problem, which we can examine under noise reduction. In this study, the causes of vibrations originating from the landing gear braking system were examined together with previous studies in the literature. A comparative approach to brake-induced vibrations, which is still seen as a problem today, has been sought as a solution using today's tools. In this context, the parameters required for an aircraft landing gear model were calculated with the preliminary design activities used in the literature and industry. With these calculations, a model was created using MSC ADAMS software. Tire models in multibody dynamics simulations for vehicle dynamics were examined. As a result, the most suitable tire model was selected for the scope of the study. The parameters of the relevant tire model have been modified from the result of the tire sizing calculations. Two different vibration frequencies were investigated under four different longitudinal velocity conditions in order to make a valuable comparison. The results obtained from the model were compared and interpreted by using the previous studies from the literature.
-
ÖgeBir savaş uçağının burun iniş takımı yapısal analizi(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2023-01-23) Aydın, Gözde ; Özkol, İbrahim ; 511191200 ; Uçak ve Uzay MühendisliğiHiç şüphesiz uçak tasarımında uçağın her bir komponent ayrı bir mühendislik süreci ve ciddi bir zaman gerektirmektedir. Uçaklarda iniş takımı önemli bir ana mekanik sistemdir. Bu tez çalışmasında da bir savaş uçağının burun iniş takımı tasarımı gerçekleştirilerek yapısal analizi yapılmıştır. Tez çalışması süresince, birçok kaynak incelenmiştir ve uzun bir literatür araştırma süreci gerçekleştirilmiştir. Havacılık endüstrisinde yüksek dayanımlı ve hafif bir yapı tasarlamak en kritik parametrelerdendir. İniş takımları uçakların toplam ağırlığının yaklaşık %6' sını oluşturur. Yani uçak ağırlığının büyük bir kısmını oluşturur. Dayanım/ağırlık oranı yüksek iniş takımı tasarlamak en önemli tasarım gerekliliğidir. İniş takımları, iniş ve kalkış sırasında uçağa gelen dinamik ve statik yüklere maruz kalır. Bu nedenle iniş takımı sisteminin bu yüklemelere karşı dayanımlı bir yapıya sahip olması gerekir. Yüklere dayanamadığı takdirde iniş takımı ve uçakta ciddi yapısal hasarlar meydana gelebilir. Havacılık tarihinden bu yana birçok farklı çeşitte iniş takımları tasarlanmıştır. İlk başta tasarımlarda sabit iniş takımları kullanılırken zaman içerisinde bu tip iniş takımlarının aerodinamik açıdan dezavantajlı olduğu görülmüştür. Uçaklarda daha yüksek hız ve daha uzun havada kalma süresi gibi isterleri karşılayabilmek için katlanabilir iniş takımları tasarlanmıştır. Daha kompleks bir yapı olmasına karşın uçaklarda performans isterleri de göz önüne alındığında katlanabilir iniş takımlarının kullanımı zamanla yaygınlaşmıştır. İniş takımı tipine karar verildikten sonra ana ve burun iniş takımının konumuna karar verilirken, ağırlık merkezinin konumu göz önüne alınarak uçağın yerde hareketi, devrilmemesi, yan rüzgar etkisini azaltması, iniş ve kalkış sırasında manevra kabiliyetine izin vermesi sağlanmalıdır. Öncelikle, iniş takımı analizi için bir tasarım hazırlanmıştır. Bu tasarım için bilinmesi gereken belli parametreler vardır. Bu parametreler uçağın ağırlık merkezi, yerden yüksekliği, ortalama veter uzunluğu, iniş takımları arasındaki mesafe gibi sıralanabilir. Literatürdeki savaş uçaklarının bir çoğu incelenerek bu parametreler ile ilgili veriler toplanmıştır. Ortalama bir değer seçilerek kavramsal tasarım için gerekli bilgiler elde edilmiştir. Böylelikle iniş takımının uçağın ağırlık merkezine göre yerleşimi yapılmıştır. Daha sonra, uçak yerleşimine göre iniş takımlarına gelen yüklemeler hesaplanmıştır. Yük hesaplamalarında literatürdeki kitaplardan faydalanılmıştır. Yüklere göre lastik boyutuu, amortisör stroğu ve dikme çapı belirlenmiştir. Parça çizimleri ve montajda Siemens NX programı kullanılmıştır. Ayrıntılı boyutlandırma ve çizim yapıldıktan sonra kritik yük koşullarını belirleyebilmek için farklı iniş koşullarında iniş takımına gelen üç eksendeki kuvvetler hesaplanmıştır. Farklı kuvvet ve doğrultularda en kiritik üç koşul seçilerek analizler bu iniş koşullarında gerçekleştirilmiştir. Sonlu elemalar yöntemi ile burun iniş takımı ANSYS Workbench programı kullanılarak analiz edilmiştir. Yapısal analizi gerçekleştirilen iniş takımında malzeme değişikliği yapılarak yapıların Von-Mises gerilme ve deformasyon değerleri elde edilmiştir. Yapıların maruz kaldığı yüklemeler yüksek olduğu için komponentlerde yüksek gerilmeler görülmüştür. Bu nedenle, iniş takımlarında malzeme seçilirken yüksek dayanım ve uzun ömre sahip olması önemlidir. Son olarak, yapılan analiz sonuçlarına göre parçaların ağırlıkları, deformasyon miktarları ve dayanımları karşılaştırılmıştır. Bu sonuçlar doğrultusunda tasarım kriterleri de göz önüne alınarak malzeme seçimi yapabilir veya tasarımda değişiklik kararı alınabilir. Bu şekilde yapılan analizler serisi ile optimum bir burun iniş takımı tasarımına ulaşmak mümkündür.
-
ÖgeData-driven delay estimation and anomaly detection: A study on European and Turkish air traffic(Graduate School, 2023-05-18) Aksoy, Muhammet ; Koyuncu, Emre ; 511201136 ; Aeronautical and Astronautical EngineeringAir traffic networks represent highly complex and interconnected physical systems. Unlike other transportation networks, air traffic is very heavily regulated and physically constrained. Although the airways and airspaces are somehow more flexible compared to land based transportation systems, the fact that aircrafts can only positioned on and operated by airports make them quite dependent on the operations of the airports. Air traffic is regulated to ensure safety, while also maintaining the throughput of travel from one location to another. While these regulations does a decent job on keeping the air travel safe and systematical, they fall short when there are disruptions among the network that hinders the air traffic. There are numerous reasons for disruptions in air transportation; weather conditions, accidents, capacity constraints, personnel strikes etc. Yet their negative effect to the air traffic is mostly the same: introducing delays. Due to the connected nature of the air traffic and airports, when a delay generating event occurs at one place, the other members of the network could experience the similar effects, if not at a larger degree. This delay propagation means there is a ripple effect through the network which can snowball the delay generations and cause very large congestions. To relieve the effects of delay generating events, air traffic federators regulate the air traffic in a reactionary way. This may include reducing the capacity on certain airports or airways, giving NOTAMs, holding aircrafts on the ground or in the air (with hold patterns). Since all these actions are \emph{reactionary}, they are set in place after the delays already propagates through the network since it is trivial to asses and quantify the propagations in a large and complex network system. This study hypothesis that if the air traffic network can be modeled so that the propagations can be accurately calculated, it becomes possible to take proactive actions instead of reactive ones. Proactive actions are significantly more important when there is a risk of snowballing and propagation. It allows to take action when the ill effects are still contained on fewer members with smaller intensities. This paves the way for a more effective and less costly approach. Hence, the study proposes a method with 3 main parts; first one is to model the air traffic network so that propagations can be quantified, second one is to estimate the parameters of this model to keep a short-sighted vision into the upcoming network state and third one is to come up with a comprehensive action generating model to find optimal proactive actions that can keep the delay spreading at minimum and improve system resiliency. The air traffic modeling part is done via adopting compartmental model from epidemiology. This model explains the tranmission of disease within a population. When it is applied to the physical network system, instead of disease and humans, the delay amount and aircrafts is used. Additionally with the meta population model, instead of considering aircrafts one by one, airports can be used as they are focused points of aircraft populations. By linking transmit rate to the flight frequency between airports and the recovery rate to the delay handling characteristics of the airport, The parameter estimation part is done by calculating the historic recovery rates of the airports and then using deep learning inference to predict the next time step's recovery rates. The other parameters of the air traffic model, such as the traffic flow, is already known before hand (flight plans). Therefore through the estimation of recovery rate the network state of the upcoming states can be accurately predicted. This prediction can then be fed to the action generating algorithm to make the most informed decision. The action generating algorithm therefore must fundamentally be a deterministic state to action mapper. Reinforcement learning approach is utilized to train this state to action mapper to make it capable of generating optimal decisions under a sufficiently large spectrum of conditions. The final part of this study concerns with anomalous flight detection in air traffic as these types of flights are one of the sources of disruptions in an air traffic network. Although flight paths naturally diverge from one another, they still adhere to a set of patterns that have been tested in various environments and are optimized for them. These patterns may or may not be simple, depending on a number of factors, such as airspace use, the cognitive complexity of controllers, the weather, and NOTAMs. It is a challenging task to accurately classify flights just by their trajectories into a desired set of categories based solely on its statistical properties because of the high variance. For this purpose, the study incorporates a statistical approach that takes into account the time-based characteristics of the flight trajectories to determine whether they are abnormal or not. This statistical method with LSTM autoencoders makes it possible to train the model with historical data and quickly predict the flight class, taking into account the time-based characteristics of a flight trajectory. LSTM autoencoders can capture the class of a flight with relatively shorter time windows (16 second intervals). Therefore the air space can be periodically sweeped for anomalies while the network model and action algorithm runs in parallel. The obtained results demonstrate that the suggested architecture is quite capable of classifying abnormal flight trajectories as it successfully detects simulated fighter aircraft trajectories in airspaces with high commercial flight density. With the applications of deep learning and reinforcement learning, this whole methodology ensembles is largely data-driven, however the introduction of the compartmental model from epidemiology lays out a strong and accurate mathematical formula to support these data-centric approach. As the results suggests, The whole network's resiliency, i.e. its ability to keep delays from spreading and absorbing them, significantly increases when the optimal actions are reflected on the parameters. Additionally with the help of unsupervised learning, anomalous flights are also detected and represented as a disruption source to the network. Possible biases and shortcomings due to the data-driven approach is recognized throughout the study yet the overall method is deemed to be of significant importance in terms of managing resiliency through air traffic networks.
-
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.
-
ÖgeÖkzetik çekirdeğe sahip sandviç plakların parçacık etkili patlama yükü altında dinamik davranışı(Lisansüstü Eğitim Enstitüsü, 2023-07-10) Bostan, Sercan ; Türkmen, Halit Süleyman ; 511181199 ; Uçak ve Uzay MühendisliğiAskeri amaçla kullanılan bir çok araç ve ekipman görevleri süresince patlama ve balistik etkilere maruz kalabilmektedirler. Bir patlama sonucu ortaya çıkan yüksek basınç ve sıcaklık etkisiyle yapıda ciddi deformasyonlar, yırtılmalar ve çok yüksek ivmeler oluşabilir. Ayrıca katı bir cismin yüksek hızda bir mermi gibi isabeti sonucunda yapı hasar alırken, yapının bu etkiye dayanamayıp yırtılması sonucunda içerideki personel yaralanabilir hatta hayatını kaybedebilir. Askeri araç ve ekipmanlarda dış yüzey bir zırh işlevi görmektedir. Bu zırhın dayanımını artırmak gerekirken aynı zamanda hafif tasarımlar ortaya koymak amacıyla sandviç yapılar ortaya çıkmıştır. Malzemelerin temel özelliklerinden biri olan Poisson oranı, malzemenin bir kuvvet etkisi altında vereceği cevabı temsil etmektedir. Daha iyi bir şekilde ifade etmek gerekirse, kuvvet etkisine maruz kalan bir malzemenin yanal yöndeki gerinim miktarının eksenel yöndeki gerinim miktarına oranı olarak tarif edilebilir. Poisson oranı birimsizdir ve -1 ile 0.5 arasında değerler alır. Geleneksel malzemelerin poisson oranları 0 ile 0.5 arasında değişmektedir. Ökzetik malzemeler ise negatif poisson oranına sahip malzemelerdir. Ökzetik malzemeler sıradışı deformasyon mekanizmaları sayesinde bir çok alanda geleneksel malzemelere göre tercih edilirler. Yüksek mukavemet ve düşük ağırlık prensibi düşünülerek genellikle bal peteği yapılı sandviç yapılar kullanılmaktadır. Daha sonra ökzetik malzemelerin keşfiyle bu malzemelerin deformasyon mekanizmasından ilham alınarak ökzetik sandviç yapılı tasarımlar ortaya çıkmaya başlamıştır. Bu yapılarda ökzetik özellik malzeme ile değil özel tasarlanmış geometri ile sağlanır. Ökzetik yapılar yüksek rijitlik, yüksek mukavemet ve hafiflik sağlamaları nedeniyle geleneksel malzemelere göre daha avantajlı konumdadırlar. Bunların yanında ökzetik malzemeler geleneksel malzemelere göre daha iyi darbe direnci ve daha yüksek enerji sönümleme kabiliyetine sahiptirler. Zor imal edilebilirliği ve yüksek üretim maliyetleri ise dezavantajları olarak görülebilir. Savunma sanayiinde bir yapı üzerindeki patlama ve balistik etkileri incelemek oldukça önemlidir. Testlerin riski ve yüksek maliyeti sebebiyle yapıları sonlu elemanlar analizi ile sanal teste tabi tutmak önem kazanmaktadır. Bu sayede test sayısı azalacak ve maliyetler düşecektir. Bu analizler için Ls-Dyna programı sıklıkla tercih edilmektedir. Patlama olayları, kimyasal enerji depolayarak ani ve kimyasal bir reaksiyon gerçekleşmesi sonucunda ortamda çok yüksek basınç, sıcaklık ve gaz oluşturan çok güçlü reaksiyonlardır. Bu karmaşık olaylar nedeniyle sayısal benzetim modellerinin vereceği sonuçların doğruluğu tahmin edilememektedir. Patlama analizlerini gerçekleştirmek için çeşitli yöntemler mevcuttur. Bu tez kapsamında ConWep yöntemiyle patlama analizleri gerçekleştirilecektir. ConWep patlama yöntemi ve parçacık etkisinin doğruluğunu değerlendirmek amacıyla literatürde yer alan test düzenekleri Ls-Dyna programında oluşturulmuştur. Daha sonra test sonuçları ile sonlu elemanlar modelinden elde ettiğimiz sonuçlar karşılaştırılmıştır. Yüksek hızlarda çarpışma, balistik girişim, patlama olayları gibi yüksek hızlı deformasyon mekanizması içeren olaylar lineer olmayan ve bilinen teoriler dışında malzeme davranışı sergilerler. Bu nedenle hesaplamalarda klasik malzeme modelleri yetersiz kalmaktadır. Bu kapsamda gerçekleştireceğimiz analizlerde Johnson-Cook malzeme modeli kullanılacaktır. Bu yüksek lisans tezi kapsamında 40 cm x 40 cm x 2 cm boyutlarında bal peteği ve ökzetik çekirdek yapılı sandviç plaklar tasarlanmıştır. İki yapıyı doğru parametrelerle kıyaslayabilmek için kütleleri olabildiğince birbirine yakın olarak belirlenmiştir. Çalışmamızda plak üst yüzey orta noktasından z yönünde 50 cm mesafede belirli kütlede patlayıcı patlatılırken, belirli bir uzaklıktan 1 cm yarıçapında küresel bir cisim hedefe doğru ilk hız verilerek yönlendirilmiştir. Burada hedeflenen, patlama sonucu oluşan basınç dalgasının yapıya daha önce ulaşarak belirli bir deformasyon ve gerilme oluşturması ve daha sonra küresel cismin bu yapıya çarpmasıdır. Bu iki senaryo aynı analiz modeli içerisinde gerçekleştirilmiştir. Analiz sonuçlarına göre patlama basıncı nedeniyle yapıda gerilme ve deformasyon oluşurken yüksek hızlı küresel cismin çarpma etkisiyle yapı delinmiştir. Her iki yapı için delinme enerjisi ve balistk limit hesaplanarak karşılaştırma yapılmıştır. Bu karşılaştırma sonucunda hemen hemen aynı boyutlara ve kütleye sahip olan yapılardan enerji absorbe kabiliyeti daha iyi olan yapı tespit edilmiştir. Son olarak enerji absorbe yeteneği yüksek olan yapının farklı tasarımları yapılarak tekrar kendi içlerinde bir değerlendirmeye tabi tutulmuştur. Bu analizler sonucunda enerji sönümleme kabiliyeti en yüksek olan tasarım belirlenmiştir.