FBE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı
Bu topluluk için Kalıcı Uri
Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı altında bir lisansüstü programı olup, yüksek lisans ve doktora düzeyinde eğitim vermektedir. Araştırma konuları:
Teorik, hesaplamalı ve deneysel aerodinamik ve akışkanlar dinamiği,
Teorik, hesaplamalı ve deneysel yapısal analiz ve tasarım,
Hava araçlarının tasarımı, uçuş dinamiği ve performansı,
Uzay aracı tasarımı,
İnsansız hava taşıtları,
Mekanik titreşimler ve yapısal dinamik,
Termal sistemlerin tasarımı ve optimizasyonu vb.
Gözat
Sustainable Development Goal "Goal 9: Industry, Innovation and Infrastructure" ile FBE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı'a göz atma
Sayfa başına sonuç
Sıralama Seçenekleri
-
ÖgeDynamics of single-link flexible manipulators under a cycloid angular function(Fen Bilimleri Enstitüsü, 1997) Yolaçtı, Alaattin ; Mecitoğlu, Zahit ; 66851 ; Uçak ve Uzay MühendisliğiBu çalışma, verilen bir sikloid yol alma fonksiyonuna göre hareket eden serbest ucu kütleli bir kiriş elemanın, seçilecek özel toplam hareket zamanı değerleri için, eğilme titreşimlerinin hareket sonunda minimum hale getirilebileceğinin mümkün olduğunu göstermeyi hedeflemektedir. Bu amaçla bir Euler-Bernoulli kirişi olarak modellenen örnek manipülatör sisteminin, mevzubahis yol alma fonksiyonu altında cevabı incelenmiştir. Hesaplanan özel zaman değerleriyle yapılan analizlerde, hareket sonunda kalıcı titreşim genliğinin ihmal edilebilecek kadar küçük olduğu gösterilmiştir. Serbest uca bağlı kütlenin tekil yük etkisi gösterdiği düşünülmüş ve yerçekimi kuvvetlerinin etkileri ihmal edilmiştir. Esnek kiriş üzerindeki herhangi bir noktanın global eksen takımına göre toplam yerdeğiştirmesi, küçük açısal yer değiştirmeler kabulü ile, aşağıdaki gibi yazılabilir. v(x,t)=y(x,t) + x8(t) (1) Burada, 9(t) kirişin dönme açısı, y(x,t) ise yerel eksendeki eğilme titreşimlerini betimlemektedir. Kiriş elemanın uç kütle bulunan uç noktası için üstteki ifadeye benzer olarak, v(L,t) = y(L,t) + L9(t) (2) şeklinde yazılabilecektir. En genel halde sistemin kinetik enerji ifadesi elde edilen yerdeğiştirme formulasyonlan aracılığıyla aşağıdaki gibi oluşturulabilir. T(t) = ^ JpA(x)(y2 +x292 +2xy9)dx + |M(y2L +L292 +2xyL0) (3) Bu ifade kiriş elemanının ve uçtaki kütlenin etkilerini içermektedir. Sistemin potansiyel enerjisi, Euler-Bernoulli kirişi olması itibarıyla, V(t) = ljEI(x)y"2dx (4) şeklinde verilebilir. Tüm bu elde edilen ifadeler yardımıyla, Hamilton Prensibi kullanılarak genel hareket denklemlerini oluşturmak mümkündür. Prensip uyarınca, }[5T(t)-8V(t) + 5Wnc(t)]dt = 0 (5) h olacaktır. Burada Wnc ile konservatif olmayan kuvvetler kastedilmiş olup, seçilen sistemde dışardan etkiyen bir kuvvet olmadığı için, Wnc = 0 (6) olacaktır. (3) ve (4) denklemleri (5)'te yerine konup, varyasyonel işlemleri ve kısmi integrasyon metodlan kullanılarak, aşağıdaki denklemler elde edilir. [EI(x)y* '] '+pA(x)(y + xÖ) = 0 (7) Buna ek olarak sınır şartlan da, y(0,t) = y'(0,t) = 0 (8) y*'(L,t) = 0 (9) [EI(x)y"IU-MyL=ML9 (10) şeklindedir. Elde edilen denklemlerin ışığında sistemin serbest titreşim karakteristiklerini elde etmek için, y(x,t) = f>k(x)qk(t) (11) k=t kabulü yapılabilir. Bu formulasyon, eğilme titreşimlerinin çözümünü özfonksiyonlar ve genelleştirilmiş koordinatlar cinsinden ifade etmektedir. (11) denklemi kullanılarak serbest titreşim problemi için denklemler aşağıdaki gibi oluşturulabilir. [EI(x)(pt"]"=^pA(x)(pk(x) (12) kt + ^^Sİna)kt-EI(0)({)3k"(0)Dk(t) (20) eok cök şeklinde olacaktır. Burada Dt(t), Dk(t) = j9(£)Sin[(Dk(t-£)]d£ (21) o şeklindedir. 9(t) açısal yol alma fonksiyonu, çalışmada sikloid değişimli bir fonksiyon olarak seçilmiştir. e = Aef -- - Sinmt] (22) u 2* } Bu ifadede Wp, frekans, A9 alman toplam açısal yoldur. Aynca tp tüm hareket boyunca geçen zamanı betimlemektedir. Frekans ile tp arasında, top = - (23) bağıntısı bulunmaktadır. Açısal hız ve ivme terimleri, (22) ifadesinin zamana göre türetilmesiyle bulunabilir. A9 e(t) = - (l-cos
-
ÖgeExperimental investigation of a single spanwise vortex gust impinging on a rectangular wing(Institute of Science and Technology, 2020) Engin, Kader ; Okşan Çetiner Yıldırım, Nuriye Leman ; 633785 ; Department of Aeronautics and Astronautics EngineeringThe aim of this study is to investigate the effects of a single spanwise vortex impingement on flow structures around and loading on a rectangular wing. An experimental approach is adopted to investigate by gathering force data from the wing and visualization of flow structures with DPIV technic. The experiments are conducted in the large scale water channel located in Trisonic Laboratory of Istanbul Technical University's Faculty of Aeronautics and Astronautics. A Reynolds Number of 10.000 is chosen for all experiments which corresponds to 𝑈∞ = 0.1 m/s. A flat plate upstream of the model undergoing clockwise 180 degree turn is used for the generation of a single vortex and the vortex impacts a stationary rectangular flat plate wing with 𝐴𝑅𝑒𝑓𝑓= 4 located downstream of the vortex generator. Forces acting on the model during experiments are acquired by a force/torque sensor. Simultaneously, flow structures around the wing are captured by a DPIV system during vortex impingement. The mounting arrangements of the gust generator and the wing, are such that both are able to do pitch and plunge motions. A total of 7 different angle of attack values for the stationary wing and 3 different offsets only varying in y-axis for the gust generator with respect to model to change the vortex path are combined to generate 21 test cases of this study. The difference in wing loading due to the vortex impingement for various angle of attack values are compared for the same offset value. Likewise, they are compared when only the gust generator offset changes and angle of attack of the model is kept the same. Following this procedure, images gathered by DPIV system are investigated in conjunction with the force data. The general trend of the aerodynamic forces acting on the model due to vortex impingement shows agreement with the literature work on the subject. Drag coefficient is less affected by the vortex impingement especially when the model has a high angle of attack. However, the lift coefficient shows that asthe angle of attack value increases, the effect of the vortex impingement on lift becomes drastic. The wing loading is correlated with the effective angle of attack calculated quarter chord upstream of the leading edge using the quantitative velocity field obtained using the DPIV system. The study actually mimics a transient vortex gust encounter. The strength and width of the gust is also determined using the DPIV images. Although the impinging vortex is the same for all cases investigated, the offset value and the angle of attack affect the vortex trajectory and therefore wing loading.
-
ÖgeHafif saldırı uçağı için burun iniş takımı yapısal tasarımı ve analizi(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020) Türkmen, Hamdi ; Özkol, İbrahim ; 632978 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği Anabilim DalıBu tez çalışmasında, yerli ve milli imkânlarla geliştirilmiş olan hafif saldırı uçağı Hürkuş-C için burun iniş takımı yapısal tasarımı ve analizi gerçekleştirilmiştir. Burun iniş takımı tasarımı ve analizi sürecinde Hürkuş-C uçağının parametrik verileri temel alınmıştır ve her türlü hesaplamalar ve bu hesaplamalar sonucunda ortaya çıkan ölçülerin modellenmesi gibi işlemler bu parametrik verilerin kullanılması sonucunda gerçekleştirilmiştir. İniş takımları temel olarak bir uçağın inişi sırasında maruz kaldığı dinamik ve statik yüklemeleri sönümleme ve uçak yerdeykende taksi hareketini sağlamaya yarayan ana uçak bileşenlerinden birisidir. İniş takımı tasarımı sırasında yapısal, aerodinamik, hidrolik, elektrik ve elektronik gibi birçok mühendislik disiplinleri gözönünde bulundurulur. Bundan dolayıdır ki bir iniş takımının tasarımı ve imalatı bir uçağın en karmaşık süreçlerinden birisidir. Aynı zamanda iniş takımlarının uçak içerisine alınıp alınmaması durumu uçak üzerinde ciddi aerodinamik etkiler oluşturur. Bu durumda uçağın performansını ve yakıt tüketimini doğrudan etkileyecektir. İniş takımı tasarımı sürecinde uçağın iniş yapacağı pistin özellikleride iniş takımı tasarımını doğrudan etkilemektedir. Hürkuş-C uçağı en zor şartlarda iniş yapması beklendiği için iniş takımı tasarımı sürecinde en zorlu pist özellikleri gözönünde bulundurulmuştur. Tez kapsamında ilk olarak geniş bir literatür araştırması gerçekleştirilmiştir. Bu araştırma sonucunda iniş takımını oluşturan alt bileşenler hakkında bilgiler verilmiştir. Aynı zamanda iniş takımının konfigürasyonu ve uçak üzerindeki yerleşimi hakkında da bilgiler verilmiştir. İniş takımlarının yerleşimi sırasında uçak ağırlık merkezi ve uçak kütlesi gibi girdi değerler için Hürkuş-B uçağının değerleri temel alınmıştır ve bu değerler Hürkuş-B uçağının yayınlanan tip sertifikasından çekilmiştir. Tez çalışmasının bir sonraki adımında ise hakkında bilgi verilen iniş takımı alt bileşenlerinin boyutsal hesaplamaları gerçekleştirilmiştir. Bu hesaplamalarda kullanılan formüller literatür araştırması sonucunda bulunan formüllerdir. Boyutsal hesaplamalar yapılırken uçağın kütle, ağırlık merkezi konumu, iniş takımının uçağa oturma açısı, pist sürtünme katsayısı, uçak dalış hızı, dinamik yük katsayısı ve ortalama veter uzunluğu gibi parametreler kullanılmıştır. Hesaplamalar sonucunda burun iniş takımında kullanılmak üzere lastik, tekerlek, aks, iniş takımı çatalı, iniş takımı dikmesi, sönümleme dikmesi, kontrol valfi ve kontrol valfi kangal yay boyutları belirlenmiştir. Çalışmanın bir sonraki kısmında hesaplamalar sonucunda boyutları ortaya çıkan iniş takımının alt sistemlerinin üç boyutlu modellenmesi işlemi gerçekleştirildi. Her bir alt sistem modellendikten sonra bu alt sistemlerin montajı gerçekleştirilerek bir araya getirildi. Bu işlemler üç boyutlu modelleme programı olan CATIA V5R19 programı kullanılarak gerçekleştirildi.
-
ÖgeKabuk yapıların sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak yapısal olarak incelenmesi(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020-07) Kıyık, Hasan ; Kaya, Metin Orhan ; 637347 ; Uçak Mühendisliği Bilim DalıBu yüksek lisans tezinin amacı katlanmış plakalar yardımıyla kabuk yapıların plaka teorileri ile sonlu elemanlar yöntemi uygulanarak serbest titreşim değerlerinin hesaplanıp elde edilen sonuçların literatürde elde edilen veriler ve NASTRAN paket programı ile kıyaslanarak kabuk yapıların en iyi hangi yöntemle modellenip çözüleceği konusunda bize yol göstermesidir. Serbest titreşim değerlerinin yapılan analizler ile literatürde elde edilen değerler ve NASTRAN paket programı kadar iyi yakınsadığı görülmüştür. Dolayısıyla kabuk yapıların katlanmış plakalar yardımıyla modellenip plaka teorileri ile değerlendirilebildiği gösterilmiştir. Kabuk yapıları modellenirken farklı plaka teorileri ile analiz edilmiş olup serbest titreşim değerlerinin iyi sonuçlar verdiği belirlenmiştir. Yapılan çalışmada çok sayıda farklı plaka teorileri ve uygulama yöntemleri ile Mathematica programı yardımıyla bilgisayar kodu yazılmıştır. Matematiksel modelleme gerçek dünyada karşılaşılan bir sorunun matematiksel olarak gerçeğe en yakın şekilde modellenip bu sorunu çözmek için matematiğin kullanılması sürecidir. Dolayısıyla doğru bir sonuç alınabilmesi için problemin gerçek dünyadaki özelliklerinin iyi bir şekilde belirlenip modelin sınırlamalarının ve özelliklerinin modele doğru bir şekilde yansıtılması gerekmektedir. Başlangıçta düz olan plaka enine yüklere karşı koymak için kesme kuvvetleri, eğilme ve burulma momentleri üretir. Yükler genelde her iki yönde de taşındığı ve izotropik plakalardaki burulma rijitliği oldukça önemli olduğundan, bir plaka karşılaştırılabilir uzunluk ve kalınlıktaki bir kirişe göre daha serttir. Plaka yapıları hafif olması, yüksek yük taşıma kapasitesi ve ekonomik olması nedeniyle tercih edilir bir yapı konumundadır. Plaka yapıları kullanılarak elde edilen katlamalı yapılar ve kabuklar üç boyutlu olarak düşünülüp ince ve kalın yapılar oluşturularak yapısal analizleri yapılmıştır. Bu tezde Kirchhoff ve Reissner-Mindlin plaka teorileri kullanılarak elde edilen yapıların sonlu elemanlar yöntemi ile serbest titreşim analizleri yapılmış olup ince kabuk yapıları için Kirchhoff plaka yöntemi ve Reissner-Mindlin plaka yöntemi, kalın kabuk yapıları için ise Reissner-Mindlin plaka yöntemi kullanılmıştır.
-
ÖgeNanosatellite attitude estimation via triad-aided kalman filters(Institute of Science and Technology, 2020) Gökçay, Mehmet Asım ; Hacızade, Cengiz ; 634542 ; Department of Aeronautical and Astronautical EngineeringIncreasing demand for the space operations, space industry turns its face to cost effective solutions. Small satellites, due to their size and cost, are receiving interest from many organizations. In 2018, NASA sent two MarCO cubesats to Mars. Their mission was to relay the landing vehicle data back to Earth. Restricted size comes with its own challenges. The amount of attitude determination and control equipment that can be placed in small satellites are considerably lower than a the regular size satellite. In this work, using common sensors, couple of filters are design to overcome to attitute determination problem. Two of most common sensors that are being used in nanosatellites are magnetometers and sun sensors. Magnetic dipole model is selected for magnetic field model. VSOP87 theory is used for sun direction vector. Using these two models, sensor measurement models have been established. For attitude representation of the spacecraft euler angles are selected. Using these angles, equations of motion of the spacecraft are obtained. One of the earliest attitude determination method is algebraic method. Using sun sensor as the first triad, additional two triads have been constructed. Constructed three vectors form a direction cosine matrix. Body angles are obtained from this matrix. In order to increase the accuracy of the satellite motion parameters, three different methods have been analyzed. Extended Kalman filter, unscented Kalman filter and adaptive fading Kalman filters are derived and designed for the system. Comparison of these three filters are studied. Designing the filters, a new sensor type, gyroscopes are used. Measurement model of the gyroscope is obtained. Body angles that are produced by algebraic method are used as linear measurements to the Kalman filters. Hence, two methods are integrated for achieving better accuracy for body angles and angular velocities. Analytic jacobian matrices for EKF have been calculated. Magnetometer and gyroscope biases are estimated. Instead of using magnetometer measurements, magnetometer is corrected with estimated biases. Same process has been applied to the gyroscope measurements. Sensor measurements can be corrupted for many reasons. Aadaptive filters are applied to both EKF and UKF to increases robustness of the both filters. All of the algorithms are designed in MATLAB. Simulation are also conducted at this package program.
-
ÖgeA new nonlinear lifting line method for configuration aerodynamics and deep learning based aerodynamic surrogate models(Institute of Science and Technology, 2020) Karali, Hasan ; Yükselen, Mahmut Adil ; 638685 ; Department of Astronautics and Aeronautics EngineeringDetermination of the aerodynamic characteristics of unmanned aerial vehicles (UAVs) is of prime importance from both the design optimization and the flight control system design perspectives. Because many of the small, mini, and micro UAV configurations are operated at flight regimes with low Reynolds numbers, the nonlinear aerodynamics and dominant viscous effects play a key role in aerodynamic performance characterization. The existing approaches to determination of the aerodynamic characteristics of small UAVs use either semi-empirical methods with limited prediction capability to reduce computational complexity or computationally intense and complex computational fluid dynamics (CFD) methods. By contrast, in this work, we present a computationally efficient and high-precision nonlinear aerodynamic analysis method for both design optimization and mathematical modeling of small UAVs. First, a new nonlinear lifting line method is developed for lifting surface configurations using Prandtl's classical lifting line theory. This method is further extended to a complete configuration analysis tool that incorporates the effects of basic fuselage geometries. To be specific, the developed method is able to determine the maximum lift coefficient and the pre- and post-stall aerodynamic behavior of a UAV by using its wing and tail section's nonlinear two-dimensional lift curve obtained experimentally or numerically. The method also gives the induced drag directly, and provides the viscous drag and pitching moment coefficients by using two-dimensional airfoil data on the order of 0.01s using a personal computer. A direct comparison between the results of the current method, experiments, and computationally intensive tools shows good agreement. Moreover, we have also developed a deep learning based surrogate model using data generated by our new aerodynamic tool that can characterize the nonlinear aerodynamic performance of UAVs. The major improved feature of this model is that it can predict the aerodynamic properties of UAV configurations by using only geometric parameters without the need for any special input data or pre-process phase. The obtained black-box function can calculate the performance of a UAV over a wide angle of attack range on the order of milliseconds, whereas CFD solutions take several days/weeks in a similar computational environment. The aerodynamic model predictions show an almost 1-1 coincidence with the numerical data even for configurations with different airfoils that are not used in model training. The developed model provides a highly capable aerodynamic solver for design optimization studies as demonstrated through an illustrative profile design example.
-
ÖgeOptimization of design and control parameters for an electrically-propelled aerial vehicle using the energy approach(Institute of Science and Technology, 2020) Çiçek, İbrahim ; Nikbay, Melike ; 635569 ; Department of Aeronautical and Astronautical EngineeringWith the recent developments in the aviation industry, the interest in green air transportation has significantly increased over the years. The possibility of green energy sources used in road and rail vehicles could help an alternative option in air transportation as well. After the first development of electrical vehicle concept, Hybrid Electric Vehicles (HEVs) and Battery Electric Vehicles (BEVs) pushed the battery technology to be improved and lead a way to be used for the aerial vehicles as well. The air transport vehicles, considering to be electrified for short-range, regional or urban operations, will depend on energy-based optimization and cost elimination for each flight cycle. The concept of electric aircraft has been studied in recent years because of their innovative appearance and zero carbon emission. Until now, unmanned, vertical or short-range take-off landing, UAV, VTOL/STOL, aerial vehicles are presented for various flight operations. The aerial vehicles powered by electrical energy or driven by e-powertrains are revealed as Electric Airplanes or Electrified Vertical Take-Off Landing Vehicles (e-VTOLs). In this study, the design optimization of the electric air vehicle is presented to develop an approach focusing on the total energy requirement for short-range flights. The developed method is based on the vehicle power consumption for a defined trip/flight profile over a required timespan. Principles of energy requirements during a trip taken into account and the design parameters are estimated. The feasible design proposal is made for short-range flights by suggesting the estimated energy requirement from battery storage. After drawing a rough picture of total energy, the corresponding battery mass, propulsion unit mass, and total vehicle mass is suggested. Since the main energy consumer is the e-motor that generates the propulsion power through powertrain elements, a detail of control parameters optimization is studied for the propulsion unit. In this regard, an online optimization method based on the Optimal Control Theory is proposed for e-motor control parameters. The widely used control method of Proportional-Integral-Derivative (PID) parameters are optimized for the selected e-motor. To come up with the set of optimum PID parameters, the Integral Squared Error (ISE) Method and Interval Halving Search Method (IHSM) are used. All estimations are made with minimum energy requirement consideration. The equations of motions and transfer functions are governed by control and stability equations by introducing the loads exerted on the vehicle. The aerodynamically generated lift and drag, the required e-motor thrust, and total vehicle weight forces during alevel flight are basically implemented.
-
ÖgeWinglet takılmış kanatlar etrafında sayısal ağ üretimi ve viskoz akış analizi(Fen Bilimleri Enstitüsü, 1998) Küpüşoğlu, Orhan ; Aslan, A. Rüstem ; 75548 ; Uçak ve Uzay MühendisliğiUzun süreden beri kanat ucuna monteli yüzeylerin kanat uçlarında oluşan girdap yapılarını azalttığı ve yaydığı bilinmektedir. Sonuç olarak indükleme sürüklemesinin azalmasına karşın elverişsiz etkileşimler ve viskoz etkiler elde edilen yararları sıfırlayabilmektedir. Winglet kavramı bu yaklaşımların en umut verici olanlarından biridir ve kanadın efektif açıklığını arttıran bir düzenek olarak düşünülebilir. Winglet kanat ucu girdabının içine yerleştirilmiş olan küçük bir kanattır. Winglet üzerindeki kaldırma kuvveti bir yan kuvvet olarak kendini göstermekte ve böylece akım yönünde bir itki komponenti ortaya çıkmaktadır. Gövde arkasına yerleştirilen kaplama yüzeylerinde (afterbody strakes) olduğu gibi girdap yapıları bir ölçüde yayılır. Buna karşın kanat kökündeki eğilme momentlerinde hem artan kanat yükleri hem de winglet yükleri nedeniyle bir artış görülür ve bu da wingletlerin sonradan ilave edilebilirliğini sınırlayabilir. Burun-aşağı bir moment de ağırlık merkezinin üstünde kalan itki nedeniyle oluşabilir ve bu da trimleme gerektirmesi dolayısıyla olumsuz etkilere yol açabilir. İlave olarak, yüzey sürüklemesi ve bileşke bölgede etkileşim sürüklemesi gibi diğer sürükleme biçimlerinde artışlar meydana gelebilir. Bu nedenle, tipik olarak sürüklemede yüzde üçle altı arasında azalma elde edilebilmesine karşın, benzer bir performansa bazı durumlarda kanat ucunun basit bir uzatılmasıyla da erişilebilir. Bu nedenle "winglet"in tercih edilmesi tasarımının optimizasyonuna bağlıdır. Bu çalışmada bir kanat-winglet konfigürasyonu etrafında sayısal ağ üretimi gerçekleştirilmiştir. Bunu takiben ilgili akım alanın sayısal analizi sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak Navier-Stokes denklemlerinin parallel çözümü ile elde edilmiştir.