FBE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı - Yüksek Lisans

Bu koleksiyon için kalıcı URI

http://hdl.handle.net/11527/170

Gözat

Başlık ile FBE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı - Yüksek Lisans'a göz atma
  • Öge
    1 Kw Elektrotermal Argon Arkjet Motoru, Deneysel Amaçlı
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Onur, Ali Orçun ; Gülçat, Ülgen ; Uzay Bilimleri ve Teknolojisi ; Space Sciences and Technology
    Bu çalışma, özellikle uzaya yönelik olarak geliştirilen ileri itki sistemlerinden elektrotermal arkjet motorunun labarotuvar modelinin oluşturulması amacı ile yapılmıştır. Daha sonra, bu labarotuvar modelinin bir deney seti olarak düzenlenmesi amaçlanmıştır. Bu deney seti, Ertürk TANRISEVER tarafından geliştirilen tıp cihazı model alınarak yapılmış olup, bu çalışma esnasında herhangi bir sayısal çözümleme yapılmamıştır. Elektrotermal arkjet motorunun en önemli özelliği, aynı görev için kullanılan kimyasal roketlere göre itki malzemesi tüketiminin oldukça düşük olmasıdır ve bu özellik sayesinde yörüngeye çıkartılması gereken yakıt miktarı azalacaktır. Oluşturulan deney seti güvenlik sebepleri ile itki malzemesi olarak argon gazı kullanmaktadır.
  • Öge
    1980-1990 yılları arasında meydana gelen jet motorlu ticari uçak kazalarının analizi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 1991) Taner, Tunciz ; Yüksel, Ahmet Nuri ; 19424 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği
    Bu çalışmanın konusu 1980 ve 1990 yılları arasında meydana gelen jet motorlu ticari uçak olay ve kazalarının analizidir. Çalışmanın amacı bu olay ve kazaların uçuş safhalarına göre ayrımını yapıp hangi nedenle meydana geldiklerini ortaya çıkarmış ve ilerde olabilecek olay ve kazaların ne tür tedbirlerle önlenebileceği hakkında bir sonuca varmaktır. Bu analiz yapılırken sivil havacılıkta, ticari anlamda büyük oranda kullanılan 22 adet uçak tipi ele alınmıştır. Uçuş, yerde, kalkış, tırmanma, düz uçuş, alçalma ve yakalama- iniş şeklinde altı safhaya ayrılmış, kaza nedenleri ise kokpit ekibi hatası, teknik arıza, yer koşulları, atmosfer koşulları, kontrolör hatası, araç-uçak çarpması, kuş çarpması ve diğer şeklinde sekiz maddede toplar arak olay ve kazaların uçuşun hangi safhasında, hangi nedenle meydana geldiği ve diğer bir takım bilgiler sonuç bölümünde grafiklerle gösterilmiştir.
  • Öge
    500 Kw’lık Bir Rüzgar Türbini Ana Şaftının Tasarımı Ve Yorulma Analizleri
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 27.02.2014) Şahin, İbrahim Enes ; Mecitoğlu, Zahit ; 10027961 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering
    Rüzgâr enerjisi son yıllarda önemini artıran ve son derece ilgi gören bir sektör olmuştur. Çeşitli rüzgar türbini tasarımları uygulamada bulunmaktadır. Temiz enerji elde etmek için günümüz mühendislik çalışmaları içinde yer almaktadır. Bu yüksek lisans tez çalışmasında, Türkiye’nin ilk yerli rüzgar türbini imalatı projesi olan Rüzgâr Enerjisi Santrali Teknolojilerinin Geliştirilmesi (MİLRES) projesi kapsamında 500 kW Rüzgar Türbinini ana şaftının ve bağlantısının tasarımı ve yapısal analizleri yapılmıştır. Rüzgarın kinetik enerjisi bir göbeğe bağlanmış palalardan oluşan rotor vasıtasıyla torka dönüştürülür. Tork, ana şaft üzerinden dişli kutusuna aktarılır. Bu çalışmada ana şaftın tasarımı, yapısal ve yorulma analizleri ile ana şaftın göbek ile olan bağlantı elemanları (cıvatalar) tasarımı ve yapısal analizleri yapılmıştır. Ana şaftın, hem hafif olması hem de göbekteki kontrol elemanlarına ait kabloların kolaylıkla geçişi için içi boş olarak tasarlanmıştır. Sistem, ana şaft üzerinde bir adet yatak ve dişli kutusunun iki noktadan bağlı olduğu mandagözü ile mesnetlenmiştir ve bu mesnetlenmeye göre sınır koşulları belirlenmiştir. Yatak seçimi yatağa gelen statik ve salınımlı kuvvet ve momentler göz önünde bulundurularak yapılmıştır. Bu momentler bir palanın belirlenen referans noktasında 300 lik farklar ile 00den 3600 ye kadar döndürülmesiyle incelenmiş ve nominal torkun üstüne eklenerek değerler bulunmuştur. Yatak bölgesindeki kademe, literatürdeki rüzgar türbinleri için özel olarak belirtilen özel bir tasarım göz önüne alınmıştır. Sisteme gelebilecek ters eksenel kuvvetlere karşı kademe olması için yatak bölgesinde burç ve yatak sonrasında ise sıkma bileziği ile önlem alınmıştır. Ana şaftının göbeğe bağlandığı flanşın çapı rüzgar türbini montajının yapılışı da dikkate alınarak belirlenmiştir. Ana şaftın boyutlandırılmasında yorulma kriterinin esas alınması gerekmektedir. Yorulma analizi için rotor ağırlığından kaynaklanan eğilme momenti, nominal tork, eksenel yük ile rotorun bir devri boyunca eğilme momentindeki ve torktaki değişimler hesaplanmıştır. Rüzgar kesmesi (wind shear), kulenin blokaj etkisi vb. etkilerle bir çevrim boyunca torktaki ve eğilme momentindeki değişimler literatürde bulunan ampirik formüller kullanılarak hesaplanmıştır. Ana şaftın kritik kesitlerindeki çap hesabı, ASME Eliptik yorulma kriteri kullanılarak sonsuz ömre göre yapılmıştır. Ana şaftın tasarımındaki kritik bölgeler şaftın yataklandığı bölge ve şaftın dişli kutusuna bağlandığı bölgedir. Ayrıca, kontrol amaçlı olarak Uluslararası Elektroteknik Komisyonu’nun (International Electrotechnical Commision) yayınlamış olduğu IEC 64100-1 standardında belirtilen yükleme şartları için ana şaftın statik analizleri ANSYS 14.5 sonlu elemanlar yazılımı kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Tasarımlar Catia V5 R19 programıyla yapılmıştır. Şaftın sonlu eleman modeli SOLID185 elemanlar kullanılarak oluşturulmuştur. Ayrıca, ana şaft - göbek bağlantı elemanlarının analizi de bu çalışma kapsamında yapılmıştır. Sayısal ve analitik yöntemler kullanılarak elde edilen deformasyon ve gerilme sonuçları karşılaştırılmış ve iyi bir uyum olduğu görülmüştür.
  • Öge
    A 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 Engineering
    Determination 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.
  • Öge
    A PIV study on the rotor tip vortex
    (Institute of Science and Technology, 2004) Sarıtaş, Murat ; Yıldırım, Okşan Çetiner ; 151413 ; Aeronautics and Astronautics Engineering
    Bu çalışma Devlet Planlama Teşkilatının helikopter tasarım ve üretimi amaçlı bir projesinin bir parçası olarak hazırlandı. Çalışma, benzeri deneyler için bir tecrübe ve alt yapı oluşmasını amaçlamaktadır. Bu çalışma dahilinde, İTÜ Trisonik Araştırma Merkezi'nde bir hover aerodinamiği test odası hazırlandı. Deneylerde, bir model rotorunun akım alanı parçacık görüntülerine dayalı hız ölçümü (PIV) yöntemi ile niceliksel olarak incelendi. Akım alanının geometrisi ve uç girdaplarının konum ve şiddetleri elde edildi ve bir referans çalışma ile karşılaştırıldı. Daha sonra, düzenek yer etkilerini gösteren akım alanı içinde uç yörünge düzlemine paralel düzgün bir yüzeyin etkilerini gözlemlemek için kullanıldı. Yüzeyin değişik konumlarına göre uç girdabındaki konum ve şiddetindeki değişiklikler karşılaştırıldı. Rotor iz geometrisi yüzey etkisi ile genişledi ve uç girdap şiddetleri iz açısı ile daha hızlı düştü ancak bir yarıçap uzaklaştıktan sonra plaka etkisi artık gözlenmez oldu.
  • Öge
    A probabilistic guidance approach to swarm-to-swarm engagement problem
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2020) Uzun, Samet ; Üre, Nazım Kemal ; Uçak ve Uzay Mühendisliği
    This thesis introduces a probabilistic guidance approach for the swarm-to-swarm engagement problem. The idea is based on driving the controlled swarm towards an adversary swarm, where the adversary swarm aims to converge to a stationary distribution that corresponds to a defended base location. The probabilistic approach is based on designing a Markov chain for the distribution of the swarm to converge a stationary distribution. This approach is decentralized, so each agent can propagate its position independently of other agents. Our main contribution is the formulation of the swarm-to-swarm engagement as an optimization problem where the population of each swarm decays with each engagement and determining a desired distribution for the controlled swarm to converge time-varying distribution and eliminate agents of the adversary swarm until adversary swarm enters the defended base location. We propose a novel time-inhomogeneous Markov chain method, which resembles the Metropolis-Hastings algorithm in some aspects. This algorithm is local-information based, and designing a Markov chain is feasible for large state-spaces. In the time-inhomogeneous Markov chain method, unlike some homogeneous Markov chain methods such as Metropolis-Hastings algorithm or convex optimization based linear matrix inequality approach, the number of transitions of the agents decreases as convergence increases. We also propose a novel density diffusion based method to design a Markov chain for the zero states of the desired distribution. This method can be used in conjunction with other proposed Markov chain designing methods to improve both the convergence rate and the computation time of the engagement solution. All proposed Markov chain designing methods guarantee convergence only if all non-zero states of the desired distribution are strongly connected amongst themselves which means that transition between any two non-zero states is possible only using other non-zero states. However, non-zero states of the desired distribution may not be strongly connected eventually for the blue swarm since the distribution of the red swarm cannot be controlled. We also propose a strategy for these situations to converge each strongly connected part of the desired distributions separately to converge to the global desired distribution. We demonstrate the validity of all proposed approaches on several swarm engagement scenarios.
  • Öge
    A4 Uçağı İçin Geliştirilmiş Otopilot Tasarımı
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 12.10.2012) Karagöz, İbrahim Can ; Caferov, Elbrus ; 442995 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering
    İnsansız savaş uçaklarının görev zorunlulukları ve ihtiyaçları nedeniyle hareket manevralarının planlanması ve otonomlaştırılması zorunlu bir hal almıştır. Bu amaçla, çalışmada insansız savaş uçaklarının hareket manevralarının aktüatör girişleri ile etkileşimi incelenmiş, hareket modlarının bu eyleyici girişleri ile kontrol edilebilmesi için PID, LQR, kök yerleştirme ve iç-dış çevrim kontrolcüleri tasarlanmış, uçuşta karşılaşılabilecek bozuntuların giderilmesine çalışılmış ve uçuşun otonomlaştırılması amaçlanmıştır. Bu amaçlara yönelik olarak, uçak doğrusal ve doğrusal olmayan hareket denklemleri geliştirilmiş, her iki tip hareket denklemi için eyleyicilerin uçak durum değişkenlerine etkisi gözlemlenmiştir. Bu gözlemlerden hareketle, öngörüldüğü gibi, doğrusal olmayan hareket denklemlerinden belirli varsayımlar ile türetilen doğrusal durum denklemlerinin belirli bir hataya sebebiyet verdiği belirlenmiş ve bu hata miktarı ortaya konulmuştur. Çalışmanın devamında, uzunlamasına ve yanlamasına hareket için LQR, PID ve iç-dış çevrim, durum geri besleme kontrolcüleri ile referans girişe karşılık gelen cevap gözlenmiş, karşılaştırılmış ve gerekli eyleyici girişleri, maksimum ve minimum limitleri göz önüne alınmış ve uçuş otonomlaştırılmıştır. Bu bölüme kadar uçuşun belirli bir kondisyonda gerçekleştirildiği varsayımı ile hareket edilmiştir. Gerçekleştirilen tasarımlar da nominal ölçütlerde düşünülmüştür. Ancak uçak kararlılık türevlerinin uçuş kondisyonuna bağlı olarak değiştiği bilinmektedir. Gerçekleştirilen simülasyonlarla da bu kararlılık türevlerinin uçağı kararsızlaştırabilecek etkilerde bulunabileceği gözlemlenmiştir. Buradan hareketle dayanıklı (robust) bir kontrolcü tasarımı gereksinimi saptanmıştır. Kayma kipli kontrolcü ve dayanıklı PID kontrolcü tasarımları gerçekleştirilmiştir. Bu tasarımların parametrik belirsizliklere ve bozuntulara rağmen kararlı davranış sergilediği görülmüştür.
  • Öge
    Aeroelastic analysis of variable-span morphing wing
    (Institute of Science And Technology, 2020-05-15) Durmuş, Damla ; Kaya, Metin Orhan ; 511171107 ; Aerospace Engineering ; Uçak ve Uzay Mühendisliği
    Aeroelasticity is the field of study that deals with the effects of interaction between aerodynamic, elastic and inertial forces on aircraft structures. Aeroelastic phenomenon may lead to some instability problems such as flutter, divergence and aileron reversal. Flutter is one of the most representative dynamic instability problems of aeroelasticity which may jeopardize the aircraft structure and cause catastrophic failure of an aircraft. The overall safety, flight performance and energy efficiency of an air vehicle are adversely affected by the occurrence of flutter instability condition. In recent years, there has been an increasing interest to the morphing wing technology due to its capability to perform multi-role missions. In this study, aeroelastic analysis of span morphing concept is analyzed in detail. The telescopic span morphing mechanism has ability to change wing span in order to achieve better aircraft performance, enlarge the flight envelope and accomplish multiple mission roles at different phases of flight. Moreover, asymmetrical wing span extension provides roll control as an alternative to aileron control surfaces. Aeroelastic behavior of span morphing wings are more crucial than conventional wings. Increasing wing span length may cause some dynamic instability problems. For this reason, the flutter characteristics of span morphing wings should be investigated with utmost attention. The motivation behind this study is that making contribution to this growing area by analyzing the flutter behavior of variable-span morphing wings. This study focuses on the dynamic behavior of variable-span morphing wing oscillating in pitch and plunge motions under subsonic flight conditions. Prior to determining the flutter characteristics of variable-span morphing wing, free vibration and flutter analyses of conventional wing are performed. The unswept cantilevered wing is modeled as an Euler-Bernoulli beam which is widely preferred to simplify the wing structural model. The aerodynamic loads acting on the wing are represented by Theodorsen's unsteady aerodynamic theory. The governing differential equation of motion that describes the behavior of the dynamics of the Euler-Bernoulli beam is derived through the Hamilton's principle. The differential transformation method (DTM) is implemented to the governing equations and boundary conditions to obtain the natural frequencies, flutter speed and flutter frequency values. The solution of the aeroelastic system is obtained by the classical frequency domain solution k-method. To validate the accuracy and reliability of the developed algorithm, Goland wing and a High-Altitude Long-Endurance (HALE) wing are chosen as validation studies. HALE aircraft is equipped with high aspect ratio which causes to more flexible wing, which is an undesirable situation. The wing flexibility leads to geometrical nonlinearities which cause the dynamic instability and decrease in the flutter speed. Therefore, numerous studies related to aeroelastic analysis of HALE wing exist in literature. The free vibration analyses for coupled bending-torsion motion of beam are conducted in both validation cases and compared with the exact values found in literature. In addition to natural frequencies of the Goland wing and HALE wing, the flutter boundaries of chosen wings are determined. The numerical results are obtained via a script written in MATHEMATICA tool and then compared with the exact solutions of the original Goland and HALE wings. The findings of the numerical analyses presented as quantitatively and qualitatively are in excellent agreement with the exact values found in literature. The flutter behavior of telescopic span morphing wing oscillating in pitch and plunge motion is investigated. The aircraft wing is modelled as three-stepped Euler-Bernoulli beam. Prior to analyzing the flutter characteristics of morphing wings, numerous validation cases are conducted to ensure that the stepped beam model works well. Goland and HALE wings are also used as the basis for this investigation. The chord lengths of each segment are assumed to be constant along the spanwise. The half span length of wing is the only parameter that changes. By analyzing three-stepped wing models, it is aimed to achieve the same natural frequency with the original Goland and HALE wings which consists of one-segment. After validating the obtained values from analysis of three-stepped beam model, the free vibration and flutter analysis of variable-span morphing wing at 50% span extension is investigated. Furthermore, the flutter speed and flutter frequency is also analyzed for different elongation ratios of wing. There is a significant difference in flutter speeds of fully retracted and fully extended wing configurations. It can be concluded that flutter speed and flutter frequency decreases dramatically as wing span extends. Another important finding is that the flutter speed reduction is relatively high at the initial stages of the wing span extension.
  • Öge
    Aerospike nozzle design and analysis
    (Institute of Science and Technology, 2020-07-21) Farrag, Sherif ; Edis, Fırat Oğuz ; 511171132 ; Aeronautical and Astronautical Engineering ; Uçak ve Uzay Mühendisliği
    This research is done to design an aerospike nozzle contour with theory discussion and investigation. Contour is determined using a written Matlab code that gives maximum performance for given conditions. Excel is used to treat the contour points then 3D and 2D model suitable to be imported to Ansys is designed using Solidworks and imported to Ansys Fluent CFD for parameter calculations and analyzing. Truncated Nozzle is analyzed with different percentages, 40% truncation showed maximum performance. Base bleed is added and analyzed. A new conceptual design is first introduced and analyzed in this research "Hybrid Aerospike-Conical Nozzle". It is CFD analyzed and showed a dramatic increase of thrust of 4.6%. Secondary Jets for thrust vector control are added, analyzed and optimized at different positions (20% and 90% measured from the throat). 90% position showed the maximum performance since the amplification factor maximized.
  • Öge
    Ağır Ticari Araçlarda Debriyaj Yokuş Kalkış Testinin Simülasyonu
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015-02-20) Erbaş, Cem ; Doğan, Vedat Ziya ; 10064476 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering
    Debriyaj, içten yanmalı motorlarda motor ile sanzıman arasında bulunan ve motordan sanzımana aktarılan tork miktarını düzenleyen bir aktarma organıdır. Gerektiğinde tork iletiminin kesilmesine yardımcı olmakta ve vites değistirilebilmesini sağlamaktadır. Kavrama devam ederken volan ile baskı komplesine bağlı baskı plakası arasındaki debriyaj balatası arasında sürtünme nedeniyle ısı enerjisi meydana gelir. Araç durgun halde hareketine basladığı sırada atalet maksimum olduğu için ilk kalkısta meydana gelen ısı en fazladır. Açığa çıkan ısı enerjisi debriyaj sistemi parçalarını ısıtır. Sürtünme esnasında iletilen ısı malzeme özelliklerine bağlı olarak parçalara belli oranlarda yayılmaktadır. Sıcaklık artısı, debriyajın sürtünen parçaları arasında, yani volan, debriyaj balatası ve baskı plakası arasında iletim yoluyla; çevredeki parçalara ise tasınım yoluyla iletilmektedir. Debriyajın düzgün çalısabilmesi için açığa çıkan ısıyı üzerinden atabilmesi ve soğuması gerekmektedir. Bu çalısmada sürücüye bağlı bir test olan debriyaj yokus kalkıs testi modellenmistir. Simülasyon, testin her asamasındaki ve sonundaki debriyaj muhafaza sıcaklıklarını araç testlerini yapmadan hesaplayabilmek için olusturulmustur. Bunun yanısıra simülasyon ile riskli görülen durumlar için önlem alınması, önemli araç parametrelerinin ve debriyaj sisteminin optimize edilmesi ve testin oldukça maliyetli ve zaman alıcı olmasından dolayı test boyunca yapılan masrafların önüne geçilmesi hedeflenmektedir. Bu testin simülasyonu simdiye kadar Ford Motor Company'de mevcut değildi. Simülasyon, sirket bünyesinde lisanslı olarak kullanılan GT-SUITE ticari yazılımıyla olusturulmustur. Aracın tamamı ve yol kosulları modellenmistir. Teste tabi tutulan araçlarda kullanılan kuru sürtünmeli tip debriyajın malzeme, ağırlık, yüzey alanı, atalet bilgileri kullanılmıs, bunlara ek olarak ağır ticari araçlara özgü bir termal kısmın korelasyonu geçmiste yapılmıs testlerle olusturulmustur. Bu araç modeli programdaki kontrol ünitesi ile birlikte birbirine bağlanmıstır. Simülasyonda sürücü test prosedürünü izlemektedir. Sürücü vitesi değistirmekte, gaz ve debriyaj pedallarına basmakta, aracı sürmekte ve 60 saniye bekletmektedir. Simülasyon sonucunda debriyaj muhafazası içerisindeki hava sıcaklıkları hesaplanmıstır ve sonuçlar üç farklı araçtan ölçülen sonuçlar ile karsılastırılmıstır.
  • Öge
    Aircraft motion control : inverse simulation
    (Institute of Science and Technology, 1995) Menevşe, Alpaslan ; Taşaltın, Ramazan ; 46602 ; Aeronautics and Astronautics Engineering
    Pilot eğitiminde önemli bir yer tutan savaş uçakları simülatörlerinin geliştirilmesi son yıllarda büyük önem kazanmıştır. Farklı senaryoların kolayca uygulanabilmesi, maliyet açısından gerçek uçuşlara kıyasla çok daha ucuz olması ve yeni programlama tekniklerinin uygulamaya konması bu önemi daha da arttırmıştır. Yapay zeka alanındaki gelişmeler neticesinde nümerik yöntemler ile akıllı sistemler bütünleştirilmiş ve hibrid (hybrid) sistemler elde edilmiştir. Bu tezde yapay bir pilotun yörüngeye karar verdikten sonra, belirlenen manevrayı nasıl yapabileceği, ters problem yöntemiyle incelenmiştir. Ters problemlerde kullanılan türev alm-a yöntemi ile integral yöntemi karşılaştırılmış avantaj ve dezavantajları belirtilmiştir. Bir pilotun almış olduğu eğitim neticesinde uçuş sırasında doğal olarak akıldan yapmış olduğu ters problem çözümünün anlaşılabilmesi öncelikle uçuş şartları, kararlılık, manevra tipleri gibi temel kavramları bilinmesini gerektirmektedir. Bu nedenle tezin başlangıç bölümünde bu tür temel kavramlara yer verilmiştir. Tez içerisinde incelenen yöntemler sayısal çözümler olup,.yapay zeka yöntemleri yada savaş senaryoları dahil edilmemiştir. Daha detaya inmeden önce bazı tanımların yapılmasında fayda vardır. Bir kütlenin durgun yada sabit lineer ve açısal momentlere sahip olması haline, o kütlenin denge hali (equilibrium) denir. Uçağın denge hali ikinci tip olan momentlerinin değişmemek kaydıyla hareket halinde bulunmasıdır. Aerodiamik kuvvetlerin bileşkelerinin uçağın ağırlığını dengeleme koşulu bulunduğundan, denge halinde herhangi bir dönme etkisi bulunmaz. Bir uçağın hızının farklılaşmasına ve/veya yönünün değişmesine engel olan karakteristiği o uçağın kararlılığını oluşturur. Uçak dinamiğinde iki tür kararsızlık mevcuttur. Bunlardan birincisi statik kararsızlık diğeri ise dinamik yani uçağın denge konumu etrafında salınması durumudur. Uçağın yörüngesini değiştirmek için uygulanan etkiye ise kontrol adı verilir. Bir sistemin kontrolünün iki tür fonksiyonu vardır. Birincisi uçağın denge durumunu sabitleştirmek yada değiştirmektir. Bir denge durumundan diğerine geçişteki dinamikler daha çok kararlılık araştırmalarının konusu olup burada incelenmeyecektir. Kontrolün ikinci fonksiyonu ise dengesizlik (unequilibrium) denilen ivmeli hareketler üretmek olıîp, uçak manevraları bu konuya girmektedir. Uçağın bir manevra halinden diğer bir manevra haline geçişi uçak kontrolünün ana araştırma viii konusu olmaktadır. Otomatik uçuş kontrol sistemleri bilgisayar yardımı ile sürekli düzeltmelerde bulunarak uçağın istenilen doğrultuda hareket etmesini sağlarlar. Her uçakta üç boyutlu mekanda gerekli hareketi sağlayacak çeşitli şekillerde kontrol yüzeyleri mevcuttur. Temel olarak üç tip olan bu yüzeyler kanatçık (aileron), irtifa dümeni (elevator), istikamet dümeni (rudder) olarak adlandırılırlar. Motorlarda üretilen itki gücü (thrust) ise dördüncü kontrol olarak düşünülür. Bununla birlikte savaş uçaklarında manevra kabiliyetini artırıcı ek unsurlarda bulunabilmektedir. Bunlar yatay ve dikey kanardlar, spoiler değişken kenarlı kanatlar ve son zamanlarda uygulamaya konulan motor sonrası kontrol yüzeyleridir. Bir kontrol yüzeyinin hareket ettirilmesi genellikle birden fazla eksene etki ederek istenilenden farklı hareketler doğurur. Birden fazla kontrol yüzeyinin kullanılması ile hareket değişkenleri arasında birliktelik (coupling) ve etkileşim (interaction) oluşturur. Bu fiziksel sınırlamalar özel teknikler kullanmadan otomatik uçuş kontrol sistemlerini analiz etmeyi imkansız kılar. Bu metodlardan biriside ters (geri) problem olup uçuş dinamik ve konrolünü anlamamızda bize yardımcı olur. TERS (INVERSE) PROBLEMLER Bir uçağın dinamik denklemleri iki tür değişkeni (giriş ve çıkış) ve bir grup sabiti birbirine bağlayan sistemlerdir. Genel (forward) problemler giriş ve sabitler bilindiğinde çıkışı hesaplamayı amaçlar. Ancak, bununla birlikte problemin iki farklı olasılığı daha mevcuttur. Bunlardan birisi çıkış ve sabitlerin bilinmesi ile girişin bulunması, diğeri ise giriş ve çıkışın bilinmesi ile sabitlerin bulunmasıdır. Bu iki türde ters (inverse) problemler dediğimiz alana girmekte olup her ikisininde uygulamada önemi vardır. Genel olarak bir sistem denklemi aşağıdaki şekilde verilir:- x0 = Gis)^ Bu üç fonksiyondan herhangi biri x) açılan temel alınarak ters problem yöntemi geliştirilir. Bir uçağın uçuş güzergahını belirlemek, uçağın zamana bağlı x(t), y(t), z(t) pozisyonlarını öngörmekle mümkündür. Bu değişiklikler verildiği IX taktirde zamana göre türevleri alınıp = VL cos6wco$ysw cos6wsin\j/w -sinOw denklem takımı çözülerek teğetsel hız VT(t) ve patika açılan \|/w(t), (pw(t) elde edilir.
  • Öge
    Akişkan Yatakli Sistemde Bir Kanat Profili Üzerinde Sonlu Elemanlar Metodunu Kullanarak Navier-stokes Ve Difüzyon Denkleminin Çözümü
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 1996) Eraydın, A. Alev ; Kaykayoğlu, C. Ruhi ; 55929 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering
    Günümüzde teknolojinin çok hızlı bir atılım yapmasıyla birlikte bilimsel çalışmalar çok farklı bir konuma gelmiştir. Artık sayfalarca tutan hesaplar, ince ayrıntılı, çok hassas ve pahalı düzenekler yerlerini bilgisayarlara ve bilgisayar programlarına bırakmıştır. Böylece amandan paradan ve insan gücünden kazanılmış, bunlar yeni araştırma konularına farklı alanlara yöneltilebilmiştir. Yaşanan baş döndürücü bir hızdır, özellikle gelişmiş ülkeler bu durumun başının çekmektedir. Bizim gibi gelişmekte olan ülkeler içinse bu gelişmiş ülkeleri yakalamak için son firsattır. Çünkü sorun artık nitelikli insan gücünü geliştirmeye ve onlara ihtiyaçları olan koşullan yaratmaya kalmıştır. Bu çerçevede kompleks bir yapıya sahip olan ve hala çözülememiş öğeleri içinde barındıran akışkanlar dinamiği önemli bir alandır. Tez oluşturulmaya karar verildiğinde, tüm bunlar düşünülerek daha sonradan geliştirilmek üzere bir ön çalışma yapılarak bilgisayarla akışkanlar dinamiği çözümleme yöntemlerine giriş yapılmıştır. Bunun için yöntem olarak sonlu elemanlar metodu kullanılmıştır. Sayısal çözümleme yöntemlerinin bilgisayarlarla yaygın olarak kullanılmaya başlanması matematik, fizik gibi temel bilim dallarının yeniden gündeme gelmesinin nedenlerinden biridir. Bugün uçak yapımında kullanılan teknoloji ve malzeme "ileri teknoloji ürünleri 'nin başında gelir. Tez, bir kaplama tekniğinin "karbür kaplama" kanat profiline uygulanabilirliğini araştırmaktadır. Bunun için akışkan yataklı bir sistem kullanılmıştır. Belli bir sıcaklık ve hızda içine metal karıştırılmış hava kanat profili üzerinde bir sınır tabaka meydana getirir. Amaç bu sınır tabakayı çözmektir. Bunun için Navier-Stokes ve difuzyon denklemleri kullanılmıştır. Elde edilen tabakanın zamana bağlı değişimi gösterilecektir. Yöntemin uygulanabilirliği ayrıca incelenmelidir.
  • Öge
    Akışkanlar Mekaniği Problemlerinin Sonlu Elemanlar Yöntemi İle İncelenmesi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Güngör, Ayşe Gül ; Edis, F. Oğuz ; Uzay Mühendisliği ve Teknolojisi ; Space Sciences and Technology
    Üç boyutlu viskoz akış problemlerinin modellenmesinde prizmatik elemanların kullanılmasi literatürde gelişmekte olan bir konudur. Bu çalışmada, sınır tabaka bölgesinin prizmatik elemanlar geri kalan çözüm bölgesinin tetrahedral elemanlar ile modellendigi, üç boyutlu sıkıştırılamaz, viskoz akış problemlerinin çözümünde kullanılacak bir sonlu elemanlar uyarlaması gerçekleştirilmiştir. Daimi olmayan akış problemlerini, birçok mühendislik problemleri ile çözme isteği geometrik olarak kompleks problemlere uygun algoritmalarin geliştirilemesine neden olmaktadir. Bu tip problemleri çözmek için kullanılan yöntemler dört ana başlık altında sınıflandırılabilir: Sonlu Farklar Yöntemi, Sonlu Hacimler Yöntemi, Sonlu Elemanlar Yöntemi ve Sınır Eleman Yöntemi. Bu calışmada bu tip problemleri çözmek için Sonlu Elemanlar yöntemi kullanılacaktır. Sonlu Elemanlar yöntemi akış alanının sonlu küçük elemanlar ile modellenmesi prensibine dayanır. Bu çalışmada sağlıklı bir insana ait üç boyutlu burun geometrisi olusturularak, burun içindeki akış Sonlu Elemanlar yöntemi ile incelenmiştir.
  • Öge
    Alan Daraltma Yöntemi Ve Sonlu Elemanlar Yöntemi İle Uygulanmasi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 1996) Can, Kamertap ; Aslan, Rüstem ; 55523 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering
    Bu tezde, üç boyutlu, viskoz, zamana bağlı akış problemleri bir Parçalı Adım - Galerkin formülasyonuna dayalı sonlu eleman yöntemi kullanılarak Navier-Stokes denklemlerinin çözülmesi ile analiz edilmiştir. Son yıllarda hesaplama yöntemi ve bilgisayar donanımındaki gelişmeler, araştırmacıların ilgisinin bu yönde toplanmasını sağlamıştır. Karmaşık akım problemlerinin analizini ve sayısal çözümünü mümümkün kılan çeşitli güçlü metodlar bu sayede geliştirilmiştir. Özellikle akışkanlar mekaniği ile uğraşan birçok bilim adamı ve mühendis için daha iyi bir analizde daha fazla nokta kullanımı ihtiyacı her zaman büyük sorun olmuştur. Bu çalışmada bilgisayar bellek kapasitesinin sorun olduğu haller için kullanılmak üzere bir alan daraltma yöntemi sunulmuştur. Hesaplama zamanını azaltmak ve aym nokta sayısı ile daha dar bir bölgeyi daha detaylı analiz edebilmek için kullanılan alan daraltma yöntemi öncelikle küre etrafındaki akışa uygulanarak test edilmiş ve sonuçların verilen referans değerleri ile uyumlu olduğu görülmüştür. Son olarak yöntem, bir bina etrafındaki akış için uygulanmıştır.
  • Öge
    Anlık Basınç Yükü Etkisindeki Kompozit Sandviç Plağın Dinamik Davranışının Deneysel Ve Sayısal İncelenmesi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Özdemirli, Enis ; Mecitoğlu, Zahit ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering
    Bu çalışmada, anlık basınç yüküne maruz kalan kompozit malzemeden imal edilmiş sandviç plağın dört kenarı ankastre (ankastre) ve tek kenarı ankastre (konsol) olmak üzere iki farklı sınır şartında dinamik davranışı deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Deneysel çalışmada, basınç tüpü içerisinde basınçlandırılan hava ani olarak plak üzerine etki ettirilmiştir. Plak ön yüzüne iki farklı noktada yerleştirilen basınç duyargaları ile basınç zamana bağlı olarak ölçülmüştür. Plak arka yüzüne yerleştirilen strain gauge’ler ile plak arka yüzündeki birim uzamaların zamanla değişimi ölçülmüştür. Deney verileri HP 1415A veri toplama cihazı ile toplanmıştır. Veri toplama cihazının programlanması, verilerin bilgisayar ortamına aktarılması ve doğal frekansların hesaplanması için VEE 6.0 programı kullanılmıştır. Sayısal analizde ise ANSYS 10.0 sonlu eleman yazlımı kullanılmıştır. Sandviç plak, bu yazılımın kütüphanesinde bulunan SHELL91 katmanlı kabuk eleman ile modellenmiştir. Öncelikle plak için lineer statik analizler yapılarak normal birim uzamaların yüksek olduğu bölgeler belirlenmiştir. Ayrıca serbest titreşim analizleri gerçekleştirilerek lineer halde yapının doğal frekanları ve mod şekilleri belirlenmiştir. Daha sonra, deneylerde ölçülen basıncın zamanla değişim grafiğine bir fonksiyonla yaklaşım yapılarak ve bu basınç fonksiyonu plak üzerine uygulanarak transient analiz yapılmıştır. Hesaplanan birim uzama değerleri ve titreşim frekansları deney sonuçları ile karşılaştırılmıştır.
  • Öge
    Anlık Basınç Yüküne Maruz İnce Cidarlı Takviyeli Sandviç Kompozit Plağın Dinamik Davranışı
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2017-01-5) Özcan, Bilgehan ; Balkan, Demet ; 10134150 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering
    Bu çalışmada, anlık basınç yüküne maruz katmanlı kompozit plağın dinamik davranışı incelenmiştir. Çalışma kapsamında kompozit malzemelerin üretim teknikleri ve malzeme özellikleri araştırılmıştır. Ayrıca sandviç kompozit plak üzerine belli doğrultularda takviye elemanları yerleştirilmiş ve bu elemanların yapının dinamik davranışına etkisi incelenmiştir. Kompozit plağın anlık basınç yüküne vereceği dinamik cevabın belirlenebilmesi için anlık basınç yükü deneyleri gerçekleştirilmiştir. Deneylerde vakum infüzyon yönetimiyle üretilmiş olan karbon epoksi kompozit plak kullanılmıştır. Takviye elemanı olarak ise polipropilen bal peteği çekirdek ve karbon yüzey katmanlarından oluşan sandviç yapının kullanılmasına karar verilmiştir. Takviye elemanındaki karbon yüzey katmanlarının, polipropilen peteğin altına ve üstüne çeşitli sayılarda yerleştirilmesi ile iki farklı tipte takviye elemanı oluşturulmuştur. Takviye elemanlarının üretimi için elle yatırma yöntemi kullanılmıştır. Anlık basınç yükü deneyleri İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi Kompozit Yapı Laboratuvarı’nda yer alan test düzeneği kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Test sistemi basınç depolama tankı, kompresör, regülatör, basınca dayanıklı hortum, şok tüpü, veri toplama sistemi, bağlantılar ve güç kaynaklarından oluşmaktadır. Deney kapsamında anlık basınç yükü, şok tüpü içerisindeki basınçlı havanın membranı yırtarak delinmesi sonucunda elde edilmiştir. Oluşan basınç yükü, test plağı üzerinde farklı konumlarda bulunan sensörler yardımıyla ölçülmüş ve basıncın zamanla değişim grafikleri elde edilmiştir. Plak üzerinde farklı konumlara, farklı sayılarda takviye elemanı yapıştırılarak, takviyeli plağın basınç yüklerine cevabı incelenmiştir. Bu deneylerden elde edilen sonuçlar grafik şeklinde sunulmuştur. Daha sonra veri toplama sisteminin filtreleme seçeneği kullanılarak yeni deneyler gerçekleştirilmiştir. Bu deneylerden elde edilen veriler ve uygun bir fonksiyon yaklaşımı kullanılarak anlık basınç yükü dağılımları elde edilmiştir. Deneysel veriler, ANSYS ticari yazılımında gerçekleştirilen sayısal analiz verileriyle karşılaştırılmış ve sonuçlar yorumlanmıştır. Ayrıca takviye elemanının değişik konfigrasyonlarda kullanılması ile oluşabilecek değişik gerinim değerlerinin incelenmesi için ANSYS yazılımında parametrik çalışma da yapılmıştır. İlerleyen çalışmalarda kullanılmak üzere yeni bir basınç fonksiyonu üzerine çalışmalar yapılmıştır. Bu kapsamda rijit bir plak üzerindeki basınç değerlerinin deneysel verilerine Lagrange interpolasyon polinomu uygulanması sonucu yeni bir yaklaşım elde edilmiştir.
  • Öge
    Antropomorfik Robotların Dinamiği Ve Adaptif Kontrol Uygulamaları: Matlab/simulink Modelleme
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014-06-06) Öztürk, Muhammet ; Caferov, Elbrus ; 10039017 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering
    Robotlar günümüzde bir çok alanda insanların yaşayışlarını ve işlerini kolaylaştırmak için kullanılan mekanizmalardır. İlk zamanlarda basit makineler şeklinde dizayn edilmiş olan robotlar zamanla ilerlemiş ve insanımsı yapılara dönüşmüşlerdir. Robotların tarihteki gelişimi incelendiğinde karşımıza robot alanında ilk çalışmaları yapan ve ilk sibernetikçi kabul edilen Ebul-iz İsmail bin ar-Razzaz el-Cezeri çıkmaktadır. Ebul-iz İsmail bin ar-Razzaz el-Cezeri 1205-1206 yıllarında yazdığı "Kitab-ül'-Camü Beyne'l-İlmi-i ve'l-amelen-Nafi' Fi Sınaati'l-Hiyel" adlı kitabın içinde, 300'e yakın otomatik makine ve sistemleri ile ilgili bilgi verdikten sonra çalışma özelliklerini şemalarla göstermiştir. Sadece suyun kaldırma ve basınç gücünü kullanarak tamamen yeni bir teknik ve sistem kurmuş, çok yönlü otomatik hareketler elde edebilmiştir. Kurmuş olduğu otomatik sistemlerde ses (kuş, davul, zurna, ıslık vs) ya da çığlık çıkması gerektiği anda bu sesleri de sağlayabilmiştir.   17. ve 18. yüzyıllarda Avrupa'da ilkel otomatlar bulunmuştur. 1940’lı yıllardan sonra gelişen teknolojiye bağlı olarak robot teknolojisinde büyük gelişmeler görülür ve endüstriyel robotların üretimi başlar.  Günümüzde robotların sanayi robotu, insansı robotlar gibi değişik çeşitleri bulunmaktadır. Bizim incelediğimiz kısım endüstriyel robotlardır. Endüstriyel robot; genel amaçlı, insana benzer özelliklere sahip programlanabilir bir makinedir. Bu robotun insana benzeyen en önemli özelliği onun koludur. Tutma ve yerleştirme işlemlerinde robot kolu kullanılır. Robot kolu, başka bir makineyle birleştirilerek, malzemenin yüklenmesi ve takım değiştirme işlemini yapmaktadır. Kesme, şekil verme, yüzey kaplama, silindirik ve düzlem yüzey taşlama gibi imalat işlemlerini gerçekleştirir. Montaj ve kontrol uygulamalarında kullanılmaktadır. Genellikle hantal ve sabit konumludurlar. Bu çalşımada kullanılan sanayi robotu ABB firmasına ait IRB 140 robotudur. Bu robot üzerinde kullanılan gerçek veriler üzerinden kinematik ve dinamik kontrolleri yapılmıştır. Kontrol sistemleri genel olarak lineer ve lineer olmayan kontrol sistemleri olarak ikiye ayrılmaktadır. 20. yuzyılın ikinci yarısından itibaren lineer kontrol sistemlerinin yetersiz kaldığı bir çok durum meydana çıkmaya başlamıştır. İlk olarak uçaklarda karşılaşılan lineer sistemlerin yetersizliği problemi lineer olmayan yöntemlerin kullanılmaya başlanılmasıyla çözüme kavuşmaya başlamıştır. Ancak şu da belirtilmelidir ki lineer olmayan kontrol sistem tasarımları lineer sistemlere göre daha zordur. Lineer olmayan kontrol sistemleri ile alakalı bir çok yönteme ulaşmak mümkündür. Ancak hem uçaklarda hem de robotlarda kullanılan genel yöntemler olarak gürbüz kontrol, uyarlamalı kontrol gibi sistemler kullanılmaktadır. Bunların yanında robotlarda kullanılan kayma kipli kontrol yöntemi de bulunmaktadır. Bütün eklemlerin bütün verilerinin çok iyi bir şekilde bilindiği durumlarda hesaplanmış tork yöntemi ile sistemi çözmek ve iyi sonuçlara ulaşmak mümkündür ancak sistemin bütün parametreleri hatasız olarak bilebilmek mümkün olmayabilmektedir. Bunun için kullanılan yöntemlerden uyarlamalı kontrol sistemi üzerinde durulmuştur. Uyarlamalı kontrol yönteminde sistemin parametrik hataları giderilebilmiştir.  Bu yöntemlerde ve çalışmalarda Denavit-Hartenberg yöntemi ve Matlab kullanılmıştır. Robot hakkındaki bütün bilgiler ABB firmasından alınmıştır.
  • Öge
    Arw-2 Kanadının Çok Disiplinli Kod Eşleme İle Yapısal Tanımlanması Ve Statik Aeroelastik Optimizasyonu
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009-07-03) Aysan, Ahmet ; Nikbay, Melike ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering
    Son yıllarda, çok disiplinli tasarım analizleri ve optimizasyona olan ilgi oldukça artmıştır. Bu çalışmada model olarak seçilen ARW-2 kanadı gibi literatürde geniş deneysel veritabanı olan test durumları yer almaktadır. Bu çalışmanın ilk aşamasında, deneysel kanat modeli ile benzer cevaplara sahip olan sayısal bir kanat modeli oluşturulmuştur. Deneysel kanadın bir takım özelliklerinin literatürdeki eksiklerinden ötürü, tersine mühendislik ile çok amaçlı bir optimizasyon problemi kurulmuştur. Bu denemenin amacı, kanadın eksik özelliklerinin teşhis edilmesidir. Bu teşhisten sonra, sayısal kanat modeli statik ve dinamik cevaplarına göre deneysel kanat modeli ile doğrulanmıştır. Çalışmanın ikinci aşamasında, daha önce doğrulanan ARW-2 sayısal kanat modeli kullanılarak bir statik aeroelastik optimizasyon problemi tanımlanmıştır. Problemin amacı kanadın taşıma/sürükleme oranını maksimize etmek ve ağırlığını minimize etmektir. Problem aerodinamik ve yapısal kriter ile kısıtlanmıştır. Optimizasyon algoritması olarak NSGA-II optimizasyon prosesini yürütmek üzere kullanılmıştır. Elde edilen sonuçlara göre, optimum tasarımlar için pareto kümesi elde edilmiş ve optimum tasarım, tasarımda tatmin edici bir iyileştirme ile seçilmiştir. Çalışma süresince, sayısal hesapların yapılmasında ticari kodlardan faydalanılmıştır. Sonlu elemanlar yöntemi çözücüsü olarak ABAQUS 6.7-1 kullanılırken, akış denklemlerini çözmek için FLUENT 6.3.26 kullanılmıştır. Bu iki kodun eşlenmesinde ise MpCCI 3.0.6’dan faydalanılmıştır. Gelişmiş bir optimizasyon yazılımı olan ModeFrontier 4.0, optimizasyon problemlerini çözmek üzere kullanılmıştır.
  • Öge
    Arızaya Uğrayan Sabit Kanatlı Havaaracı İçin Kontrol Sistemi Geliştirilmesi Ve Uçuş Benzetimi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, 06.01.2013) Daşkıran, Onur ; Kavsaoğlu, Mehmet Şerif ; 404285 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering
    Uçuş sırasında arızalanan bir komponentin uçuş dinamiğine olan etkileri incelenerek bir ticari yolcu uçağı için hareket denklemleri ve dinamik model elde edilmiştir. Düz seyir uçuşu sırasında meydana gelen motor tam güç kaybı, irtifa dümeni ve istikamet dümeni sıkışması arızaları için arıza benzetimi gerçekleştirilerek uçuşa olan etkileri gözlemlenmiştir. Denge analizi için Gauss- Seidel ve Newton Raphson yöntemlerinin kullanımı açıklanarak, arıza öncesi ve sonrası denge analizi gerçekleştirilmiştir. Denge analizi sonuçları kullanılarak açık döngü kontrol uygulanmış ve SIMULINK ortamında benzetimi yürütülmüştür. Doğrusal olmayan hareket denklemlerini doğrusallaştırma yöntemleri incelenmiştir. Optimal kontrol ve doğrusal karesel düzenleyici teorisi hakkında temel bilgi verilip üç arıza durumu için doğrusal kontrolcü tasarlanarak arıza sonrası kararlı uçuş sağlanmıştır. Doğrusal olmayan kontrolcüler hakkında teorik bilgi verilip istikamet dümeni arızası için duruma bağımlı katsayılar formu ve Duruma bağımlı Riccati denklemi kullanılarak kontrolcü ön tasarımı gerçekleştirilmiştir. Üç kontrol yöntemine ait benzetim sonuçları karşılaştırılarak yorumlanmıştır.
  • Öge
    Askı Durumundaki Bir Rotorun Performansının Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği Yöntemleriyle İncelenmesi
    (Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Gelişli, Mustafa Özer ; Edis, Fırat Oğuz ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering
    Çalışmanın amacı askı durumundaki bir rotor etrafındaki akış alanını Hesaplamalı Akışkanla Dinamiği Yardımıyla tahmin edebilmek ve kullanılan yöntemi helikopter-rotor çiftine uygulamaktır. Çalışmanın ilk bölümünde burulmasız, ok açısız, dikdörtgen iz düşümüne sahip, açıklık oranı 6 olan ve NACA 0012 kanat profilinde oluşan bir rotor incelenmiştir. Çalışmanın ikinci kısmında ise ROBIN isimli model helikopter incelenmiştir. Çalışmanın ilk bölümünde rotordan yeterince uzakta bulunan sınırlara verilen sınır şartının akış alanına etkisi ve uyuşmaz ağ ara yüzün kullanılabilirliği incelenmiştir. Uç girdabının sayısal yayınımını azaltabilmek için özel bir sayısal ağ yapısı kullanılmıştır. Rotorun dönmesi Çoklu Eksen Takımı Yöntemiyle belirtilmiş ve zamandan bağımsız bir çözüm alınmıştır. Toplam altı değişik durumun analizi yapılmıştır. Çalışmanın ikinci bölümünde ise rotor-gövde konfigürasyonu incelenmiştir. Askı durumnda rotorun indüklediği akışkan gövde etrafında zaman bağlı bir akım karakteristiği oluşturduğu için Çoklu Eksen Takımı Yöntemi bu durumda çok iyi sonuçlar vermemiştir. Bu nedenle zamana bağlı analizler yapılmış ve sonuçlar deneysel verilerle karşılaştırılmıştır.