LEE- Uçak ve Uzay Mühendisliği-Yüksek Lisans
Bu koleksiyon için kalıcı URI
Gözat
Sustainable Development Goal "Goal 9: Industry, Innovation and Infrastructure" ile LEE- Uçak ve Uzay Mühendisliği-Yüksek Lisans'a göz atma
Sayfa başına sonuç
Sıralama Seçenekleri
-
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.
-
ÖgeAnalysis of bird strike on metallic panels(Graduate School, 2023-06-15) Çayhan, Kenan ; Balkan, Demet ; 511201133 ; Aeronautics and Astronautics EngineeringThis thesis investigates the phenomenon of bird strikes, using a combination of literature analysis, statistical analysis, and theoretical models. The study focuses on the potential damage that bird strikes can cause to various parts of an aircraft, which are wind-facing components such as wings, stabilizers, engines, and windshields. The variety of possible outcomes from a bird strike poses a significant threat to aviation safety, as bird strikes account for 90% of Foreign Object Damage (FOD) incidents. As a result, aviation regulations require aircraft to meet specific levels of bird strike tolerance for critical components, and there are a number of certification requirements that airplanes must meet to be regarded safe to fly. To investigate the bird strikes on aircraft, the study uses numerical models, including the Smooth Particle Hydrodynamics (SPH) model, which was used to simulate sandwich plate bird impact experiments. The study concludes that the SPH model may be useful for finite element bird strike case analyses, which can help to improve aviation safety by identifying potential vulnerabilities and developing effective prevention measures. When using a new numerical approach, it is important to compare the results to experimental data to ensure that the simulation accurately reflects reality. Many research studies have included both numerical simulations and experimental data to understand how well the simulation corresponds to real-world scenarios. Experimental studies have traditionally guided aircraft designers in creating structures that are tough enough to withstand bird strikes. However, as aircraft components have become more complex, it has become necessary to develop bird strike simulation programs to design aircraft parts that are both airworthy and can be produced quickly and economically. Furthermore, the optimization process typically involves many iterative steps, which makes computer-based analyses more efficient and cheaper than experiments. However, conducting experiments with real birds, which are often dead or drugged chickens, presents a number of issues. The reproducibility of experiments, the health of researchers, and the availability of suitable bird models are all concerns. Real bird torsos vary greatly, making it difficult to obtain consistent results. While certification regulations only define the mass properties of the bird, different bird species have different densities, leading to variations in pressure loads between tests. As a result of these difficulties, researchers have begun using substitute bird materials instead of real birds. Advancements in computer technology have led to the development of cheaper and more advanced finite element software since the 1980s. This has allowed scientists to analyze bird strikes numerically due to the low cost, speed, and repeatability of the analyses. Various substitute bird models have been investigated in studies, and results have been compared with experimental data. The simple cylinder geometry is still a valuable approach to compare simulation results with experimental data. Different geometries such as spheres, cylinders with flat or hemispherical ends, and ellipsoids may also be used in simulations. When birds are struck at high speeds, their behavior is different from that of a simple elastic solid, and it is the responsibility of scientists and engineers to study the behavior of bird materials both theoretically and experimentally. Statistical data related to bird strikes is provided in the thesis, and it is emphasized that front-facing components of aircraft are the most critical as they are most likely to encounter a direct bird strike. The most frequently struck parts of an aircraft are the fuselage, nose, radome, windshield, wing, rotor, and jet engine. Approximately 70% of bird strikes occur at altitudes between zero and 152 meters, which is primarily during takeoff and landing. This information is useful in avoiding bird strike accidents. As the altitude of an aircraft increases, the natural habitats of birds become further from the plane. The velocity of the projectile has a significant impact on how it responds upon impact. The behaviour of the projectile can be divided into five categories based on the internal stresses it experiences: elastic impact, plastic impact, hydrodynamic impact, sonic impact, and explosive impact. Elastic impact occurs when the projectile material strength is well above the internal stresses caused by the low speeds and accelerations, resulting in the projectile bouncing back from the surface. As the impactor velocity increases, the projectile enters the plastic behavior region, yet the velocity is still low enough to maintain fluid-like flow behavior, causing the bird to spread in every direction parallel to the plate, and the load to expand to a larger area. The theory behind bird strike at velocities that cause the bird to act in the hydrodynamic region is investigated. When the impactor with the initial velocity hits a surface, materials in contact with the rigid plate would immediately come to rest, generating a shock wave with velocity normal to the plate and towards the impactor body. There would be a significant pressure gradient at the outer surface because there is shock load pressure on the inner side and free surface pressure on the outer side. Soft objects impacted at high velocities behave differently than at low velocities, such that even elastic solids behave like liquids. However, testing with real birds can yield scattered data and it is not ethical to kill animals for scientific purposes. Gelatine has been found to be a suitable artificial substitute material with uniform characteristics and can be shaped into simple geometries such as cylinders and spheres for easy handling. Finite element programs offer various solution methods for bird strike simulations. Lagrangian method involves nodes attached to the material while Eulerian method uses fixed nodes in a defined space where material flows through it. Arbitrary Lagrangian Eulerian method is another option that allows for the defined space to change with the material flow, leading to faster computation time. Additionally, the meshless method called smooth particle hydrodynamics allows for particles to move freely without mass distortion. Various basic shapes of birds can be examined for bird strike impacts, including a cylinder, a cylinder with hemispherical ends, an ellipsoid, or a sphere. For a bird with a mass of 1.8 kg and specific geometric parameters, the density of the bird can be determined to be 900 kilograms per cubic meter. Conversely, by using a standard density of 950 kilograms per cubic meter and entering the mass of the bird, a specific volume value can be determined and used to specify the bird's geometry. Honeycomb materials provide stiffness to the structure while not adding too much mass. Hence, honeycombs are a kind of deformable shock absorbers that is widely used in the aircraft industry. In the reference tests, they used single and double core honeycomb sandwich metal plates as specimens under bird strike. They made a correlation between test results and simulation results which can be beneficial. Modelling the material of honeycomb in LS-DYNA has a number of challenges. Firstly, honeycomb has a complex geometry which is expensive to model and simulate with shell elements. Therefore, its effective behavior can be modelled under homogenized solid elements. Out of plane stress strain curve up to crushing was given at reference. Which can be inserted as a stress strain curve to the solid elements. Particle node quantity for the bird impactor and element number for the aluminum sheets and honeycomb is limited with the computer power. Therefore, node numbers are generally about 20519 for the bird material. The simulations provide spatial displacement values and nominal strain curve values that are generally similar to the experimental results. However, there are slight differences, which may be due to errors in both the simulations and the tests. Overall, the strain values align well with the experimental data for both simulations. Therefore, the SPH method can be effectively used to simulate bird strikes on honeycomb sandwich plates, which is advantageous since experimental studies can be time-consuming and costly, especially in the initial design phase of aerospace vehicles.
-
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.
-
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.
-
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.
-
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.
-
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.
-
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.
-
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.
-
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.
-
ÖgeNovel polynomial shaping method for impact time and angle guidance law designs: Bézier curve approach(Graduate School, 2023-05-15) Çatak, Akın ; Koyuncu, Emre ; 511201107 ; Aeronautical and Astronautical EngineeringOne of the topics that intensive research is conducted on in aviation and space technologies is the development of algorithms that will direct an aircraft from one point to another. While it is possible to plan the route of the aircraft and develop control algorithms that will follow that route for vehicles with low speeds such as Unmanned Air Vehicles, guidance laws are used for vehicles with high speed and maneuverability such as missiles. If the requirements from engagement are to increase the damage to be given to the target or to make a salvo attack with multiple missiles,advanced guidance laws should be designed. The engagement requirements in the literature have been examined and it has been seen that impact time and impact angle of the missile are the two most important constraints. When the solution methods proposed for these problems are examined from literature, it is seen that analytical results are obtained using polynomial shaping methods in addition to control methods such as nonlinear control and optimal control. Within these studies, the studies created with polynomial shaping methods have been examined in depth as they form the basis of this study. As a result, the goal is to shape the Line of Sight as a polynomial and to obtain a guidance law that can control the impact time and angle together with the help of the obtained polynomial. B\'ezier curves, a polynomial shaping method, were used to shape the Line of Sight angle polynomial. In this method, polynomials are calculated as linear combinations of control points and basis functions. After analyzing engagement dynamics and making various adjustments, the resulting guidance law requires the second derivative of the LOS angle polynomial. Therefore, the curve to be created must be a curve that can be differentiated twice. By definition, this curve yields results for knot values between zero and one. Therefore, the curve to be created is arranged to provide the total impact time. The final value of the curve should be equal to the desired Line of Sight angle. The generated Line of Sight curve is in a nonlinear relation with the range and range rate values in the proposed guidance law. Therefore, one control point of the B\'ezier the curve is left free and calculated using an offline algorithm. The algorithm finds the parameter that minimizes the impact time error time using the upper and lower limits given as initial values with iterative simulations. With good initial estimations, the algorithm converges to the result in a few steps. The B\'ezier curve is completed after the determination of the final control point.Thus, the proposed method is completed with the completed curve. The proposed guidance law has been tested in several cases. In the first two cases impact time and angle capabilities are tested, it was observed that the impact time could be achieved for certain intervals for each engagement.The reason for this fact was stated to be the convergence of the look angle values to 90 degrees. The performance of the designed method was demonstrated in a salvo attack scenario where missiles with different initial flight path angles and at different initial ranges simultaneously approached the target at the same final line of sight angle. It was also demonstrated through simulation that the method developed for moving targets works with decent performance if the target acceleration value is known. In a cost analysis comparing the proposed method with a method in the literature, the proposed method was found to be more efficient. The proposed guidance law however, has limitations. The offline nature of the algorithm means that disturbances and uncertainties may affect its performance. Additionally, the initial guesses for the algorithm and the tuning parameter are areas for further development. In the future works of this areas are possible in addition to extensions to the 3D implementations. A guidance law that can adjust the impact time is also designed by shaping the range using B\'ezier curves. This guidance law does not require an offline algorithm .Two cases were conducted to test the impact time performance of the given method. The first one evaluates the impact time intervals to be achieved while the second one for testing the salvo attack performances. The simulations shows the effectiveness of the proposed law with high impact time intervals. Finally, a new method is proposed based on one of the guidance laws from the recent literature. In this method, Bézier curves are used to add the ability of controlling the impact time of the Impact Vector Guidance law which has only impact angle capabilities. In the proposed method, the missile follows a virtual target instead of the real target and the virtual target coincides with the real target at the desired impact time. The virtual target is designed to move on a Bézier curve, created using the boundary conditions of the engagement. To formulate the position of the virtual target along the curve, an S-shaped (sigmoid) function is proposed. This is necessary to remove the sudden jumps in the movement of the virtual target and ensures that it coincides with the real target at the end of the engagement. The alpha variable, which is specific to each case, is used in the design phase of the S-shaped function and is determined by an offline algorithm before the engagement. The lower value for alpha is fed to algorithm, then the algorithm increases it until the impact time is within the given tolerance. The alpha determines the saddle point of the S-shaped function. This method, which is still in the earlier phases, shows satisfactory results. In future studies, obtaining the online counterpart of the algorithm is possible. As an another future study, the offline algorithm can be used as an initial guesses for nonlinear receding horizon control method to deal with moving targets while compensating the disturbances and uncertainties.
-
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.