FBE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı - Doktora

Bu koleksiyon için kalıcı URI

http://hdl.handle.net/11527/171

Gözat

6-3 Stewart Platform Mekanizmasının Kinematik, Dinamik Analizi Ve Kontrolu

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Yurt, Sait N. ; Özkol, İbrahim ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Bu tezde, 6-3 Stewart Platform Mekanizması (SPM) dinamik ve kinematik olarak incelenmiştir. 6-3 Stewart Platform Mekanizmasının dinamik modeli kapalı olarak verilmiştir. Elde edilen dinamik modelin kontrolü için, ayak uzunluğuna dayanan bir PD kontrol algoritması uygulanmıştır. PD katsayılarının optimizasyonunda Gerçel kodlanmış Genetik Algoritmalar (GA) kullanılmıştır. Daha hızlı ve efektif bir performans elde etmek için GA’da seçilen uygunluk fonksiyonu, sistemin birim basamak cevabına ilişkin maksimum aşım, yerleşme zamanı ve kalıcı hatayı içermektedir. Son olarak ele alınan sistemin performansı literatürde verilen benzer çalışmalar ile karşılaştırıldığında üç kat daha iyi bir sonuç elde edilmiştir.
A parallel monolithic approach for the numerical simulation of fluid-structure interaction problems

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016) Eken, Ali ; Acar, Hayri ; 421178 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Bu çalışmada akışkan-yapı etkileşimi (FSI) problemlerinin paralel tam bağlaşık bir çözüm yaklaşımıyla simülasyonuna yönelik özgün bir sayısal algoritma geliştirilmiştir. Problemin akışkan kısmi için daimi olmayan, sıkıştırılamaz Navier-Stokes denklemleri, Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) formda kullanılmıştır. Akışkan için ALE tabanlı bu hareket denklemleri, yapısal olmayan bir sonlu hacimler yaklaşımı ile ayrıklaştırılmıştır. Bu ayrıklaştırmada birincil değişkenler kenar-merkezli bir şema ile konumlandırılmıştır. Bu konumlandırmada, hız vektörü komponentleri her hücre yüzünün orta noktasında tanımlanmışken, basınç ise eleman merkezinde tanımlanmaktadır. Birincil değişkenlerin bu şekilde konumlanması kararlı bir sayısal şema oluşmasını sağlamaktadır ve basınç-hız bağlaştırması için fazladan düzenlemeler yapılmasına gerek duyulmamaktadır. Bu sonlu hacimler yaklaşımının en çekici tarafı, üniform Kartezyen çözüm ağlarında, klasik MAC (Marker and Cell) şemasında olduğu gibi, Poisson denklemi için klasik yedi-nokta Laplace operatörüne yol açmasıdır. Bu durum, çoğunlukla akışkan alt problemi hesaplama kaynaklarının büyük kısmına ihtiyaç duyduğundan, özellikle büyük ölçekli akışkan-yapı etkileşimi problemlerinin çözümünde çözüm veriminin artırılması acısından çok önemlidir. ALE tabanlı sonlu hacimler yaklaşımında, doğruluk ve kararlılık acısından dikkate alınması gereken başka bir nokta da kullanılacak çözüm ağı hareketi yöntemidir. ALE yönteminde çözüm ağı akışkan ve kati sınırları arasındaki ara yüzü takip eder ve hareket denklemleri hareketli bir çözüm ağında ayrıklaştırılır. Bu durum da zaman integrasyon şemasının doğruluğu ve kararlılığı açısından, çözüm ağı hareketine özel şartlar empoze edilmesini gerektirir. Bu şartlar, ayrık geometrik korunun yasasının (DGCL) uygulanması ile sağlanmaktadır. Bu çalışmada, mesh hareketinden kaynaklı akılar geometrik korunum yasası ayrıklaştırma seviyesinde sağlanacak şekilde hesaplanmaktadır. Süreklilik denkleminin her eleman içinde sağlanması için de özel bir dikkat sarf edilmiştir. Her elemen için süreklilik denkleminin toplamı çözüm alanı sınırlarına tam bir şekilde indirgenebilir ki bu da özellik global kütle korunumu acısından çok önemlidir. Akışkan bölgesinde zaman integrasyonu için ikinci mertebeden geri farklar formülü kullanılmaktadır. Çözüm ağı deformasyonu algoritması için verimli cebirsel bir yöntem uygulanmıştır. Bu yöntemde, akışkan iç bölgesindeki çözüm noktaları, akışkan-yapı ara yüzündeki en yakın çözüm noktalarının eksponensiyel bir deplasman fonksiyonuna göre deforme edilmektedir. Uygulanan bu cebirsel yöntemin en temel avantajı, oldukça spars cebirsel bir denkleme yol açmasıdır ki bu da bütün algoritmanın verimi acısından çok önemlidir. Yapı bölgesinin deformasyonu Saint Venant-Kirchhoff malzeme modelinin uygunluk denklemlerine dayanmaktadır. Bu yöntem yapının büyük elastik deplasman gösterdiği geometrik doğrusal olmayan problemlere uygulanabilmektedir. Yapı bölgesi hareket denklemlerinin ayrıklaştırması Lagrangian bir çerçevede klasik Galerkin sonlu hacimler yöntemine dayanmaktadır. Üç boyutlu sonlu elemanlar ayrıklaştırmasında 8-nodlu, eş-parametreli 6-yuzlu elemanlar kullanılmakta iken, iki boyutlu ayrıklaştırmalarda 4-nodlu dörtgen elemanlar kullanılmıştır. Yapısal katılık matrisi, kütle matrisi ve kuvvet vektörüne ait integraller 2-nokta Gauss tümlevi (Gauss quadrature) yöntemi ile hesaplanmaktadır. Yapı bölgesi denklemlerinin zaman integrasyonunda ise genelleştirilmiş-α yöntemi uygulanmıştır. Bu yöntem, yapının hız ve yer değiştirmeleri için Newmark tipi yaklaşımlar kullanan, tek-adim implicit, ikince mertebe bir integrasyon yöntemidir. Bu yöntemde, sayısal algoritmanın yüksek frekans sönümleme karakteri, uygun genelleştirilmiş-α parametreleri seçilerek kolaca kontrol edilebilir. Yapısal dinamik denklemlerinin doğrusallaştırılması, Newton tipi bir algoritmaya dayanmaktadır. Bu algoritmada, denklem sisteminin Jacobian matrisi her zaman adımında tam hesaplanmamaktadır. Bu yaklaşım ALE tabanlı akışkan bölgesi denklemleri için de uygulanmıştır. Aksi halde tam Newton yöntemini, tam bağlaşık denklem sisteminde fazladan sıfır olmayan bloklar oluşmasına neden olmakta ve bu da hafıza gereksinimlerini özellikle 3-boyutlu hesaplamalarda oldukça artırmaktadır. Akışkan ve yapı bölgelerine ait denklemlerin çözümü tam bağlaşık bir yaklaşıma dayanmaktadır. Bu yaklaşımda, akışkan ve yapı denklemleri tek bir denklem sistemi oluşacak şekilde inşa edilmektedir ve bu denklem sistemi her zaman adımında tam bağlaşık şekilde çözülmektedir. Akışkan ve yapı bölgeleri arasında bağlaştırma, akışkan-yapı ara yüzü boyunca birbirine uyumlu akışkan ve yapı çözüm ağları kullanılmasıyla basitleştirilmiştir. Hali hazırdaki monolitik FSI çözücü, ortaya çıkan tam bağlaşık denklem sisteminin çözümünde, ön-koşulu bir Krylov alt uzay metodu kullanmaktadır. Hızın diverjansinin sıfır olması koşulu nedeniyle oluşan sıfır blok diyagonal, bütün sitem için verimli ön-koşullandırıcıların uygulanmasını zorlaştırmaktadır. Mevcut yöntemde ise, orijinal sistemdeki sıfır blok yerine ölçeklenmiş bir ayrık Laplacian oluşturan bir üst üçgen sağ ön-koşullandırıcı uygulanmaktadır. Bu ön-koşullandırma, matris-matris çarpımları nedeniyle sıfır olmayan eleman sayısında belirgin bir artışa neden olduğu için, ön-koşullandırıcının sıfır olmayan bloğu hesaplama açısından daha az pahalı bir matris ise değiştirilmektedir. Momentum denkleminde basınç gradyanlarına olan katkı, hız vektörlerinin ayrıklaştırıldığı ortak eleman yüzeyini paylasan sağ ve soldaki elemanlardan olduğundan, kullanılan bu matris sadece bu katkılardan kaynaklanan terimleri içermektedir. Bu yaklaşım iteratif çözücünün yakınsama karakterini çok belirgin şekilde etkilemese de, özellikle 3-boyutlu hesaplamalarda, hesaplama zamanı ve hafıza gereksinimlerinde ciddi azamlar sağlamaktadır. Mevcut tek seviye iteratif çözüm yaklaşımı, sistemin simetrik olmayan doğası gereği, kısıtlı aditif Schwarz ön-koşullu esnek GMRES(m) (restricted additive Schwarz preconditioned flexible GMRES) Krylov alt uzay algoritmasına dayanmaktadır. Sistemin her alt bölgesinde blok ILU faktorizasyonu uygulanmıştır. Cebirsel denklemlerin doğasından kaynaklanan doğrusal olmama durumu nedeniyle, yeterince tatmin edici bir yakınsama kriterine ulaşıncaya kadar her zaman adımında alt-iterasyonlar uygulanmıştır. Mevcut ön-koşullu Krylov alt uzay algoritması, matris-matris çarpımları ve kısıtlı aditif Schwarz ön-koşullandırıcı uygulaması için PETSc (Portable, Extensible Toolkit for Scientific Computation) kütüphanesi kullanılmıştır. Bu kütüphane, doğrusal ve doğrusal olmayan denklem çözücülerinin paralel impilementasyonu için oluşturulmuş veri yapıları ve rutinleri içermektedir. Bütün akışkan-yapı ara yüzünün yapısal olmayan çözüm ağı, METIS kütüphanesi kullanılarak alt parçalara ayrılmıştır. Bu kütüphane, yapısal olmayan grafik ve çözüm ağlarının paralel programlamaya yönelik parçalanması için geliştirilmiş programlar içeren bir kütüphanedir. Geliştirilen bu FSI çözücünün doğruluğunu test etmek ve önerilen algoritmanın ölçeklenme karakterini incelemek amacıyla, mevcut metot literatürde sıklıkla adres edilen birçok FSI test problemine uygulanmıştır. İlk doğrulama örneği oldukça popüler 2-boyutlu bir FSI test problemidir. Problem rijit dairesel bir engel arkasına yerleştirilmiş elastik bir çubuk ile etkileşime giren Newtonian bir akıştan oluşmaktadır. Elastik çubuk akis bölgesinin alt ve üst duvarları arasında asimetrik yerleştirilmiştir ve bu akışkan yapı etkileşimi senaryosunda, engelden kopan ve ilerleyen girdapların elastik çizim üzerinde indüklediği periyodik titreşimler oluşmaktadır. Bu test probleminde hem daimi hem de daimi olmayan durumlar dikkate alınmıştır. Geliştirilen algoritmanın çözüm ağı yakınsama ve ölçeklenme karakterinin ortaya konulması amacıyla, üç fark çözüm ağı çözünürlüğü dikkate alınmıştır. Çözüm ağı çözünürlüğünün, işlemci sayısının, ILU(k) ön-koşullandırıcı seviyesinin ve kısıtlı aditif Schwarz ön-koşullandırıcıdaki üst üste binme miktarının performansa etkileri ortaya konulmuştur. Bu test probleminde elde edilen sonuçlar literatürdeki birçok çözümle karşılaştırılmış ve mevcut çözücünün doğruluğu ispat edilmiştir. İkinci FSI test probleminde yine literatürde sıklıkla adres edilen 3-boyutlu bir konfigürasyon dikkate alınmıştır. Bu problem konfigürasyonu basitçe elastik arterlerden kan akisini simüle etmektedir. Problemde sıkıştırılamaz viskoz bir akis esnek dairesel bir tüp ile çevrelenmiştir ve empoze edilen sinir koşulları ile elastik tüpte zamana bağlı radyal ve eksenel deplasmanlar oluşturacak şekilde ilerleyen bir dalga çözümüne ulaşılmaktadır. Bu 3-boyutlu test problemi için de bir ölçeklenme testi yapılmıştır. Bu test için iki farklı çözüm ağı çözünürlüğü dikkate alin mistir. Radyal deplasmanlar için hesaplanan sonuçların literatür ile iyi uyum içinde olduğu gösterilmiştir. Takip eden 3-boyutlu FSI test problemlerinden bir diğeri dikdörtgensel bir kanal içine yerleştirilmiş elastik bir cisimden oluşmakta ve daimi bir akis çözümü vermektedir. Cisim üzerinde bir kontrol noktasının deplasman çözümü verilmiş ve literatür ile olan uyumu gösterilmiştir. Dördüncü test problemi, dikdörtgensel bir engel arkasına yerleştirilmiş bir bayrağın girdap indüklü titreşimlerini modelleyen 3-boyutlu bir konfigürasyondur. Bu problem için mevcut hesaplamalar oldukça yüksek çözünürlüklü bir çözüm ağında yapılmıştır. Bu test problem bilgisayar gücü açısından oldukça zorlayıcı olsa da mevcut FSI algoritması belirgin bir performans kaybı yasamadan benzer ölçeklenme özellikleri göstermiştir. Son test problemi, geliştirilen FSI algoritmasının, özellikle akışkan bölgesi yapı bölgesi ile tamamen çevrelendiği durumlarda, kütle korunum kabiliyetinin ortaya konulması amacıyla tasarlanmıştır. Bu amaçla tasarlanan problem, paralel rijit duvarlar arasına simetrik olarak yerleştirilmiş iki boyutlu dairesel elastik bir yüzükten oluşmaktadır. Bu dairesel yapı bir akışkan ile çevrelenmiş olmakla birlikte kendisi de bir akışkan bölgesini çevrelemektedir. Bu konfigürasyon basitçe kırmızı kan hücrelerinin düşük Reynolds sayılı akışta deformasyonunu simüle etmektedir. Bu son test problemi, geliştirilen algoritmanın, kullanılan uyumlu FSI ara yüz şartı ile makine hassasiyetinde kütle korunumunu sağladığını göstermektedir. FSI çözücüsünün doğrulanması amacıyla yapılan sayısal deneylerden sonra, mevcut algoritma kardiyovaskular akışkan-yapı etkileşiminde sıklıkla karşılaşın gerçekçi bir problemin çözümünde kullanılmıştır. Bu akışkan-yapı etkileşimi problemi, damar çatallanma tepesinde anevrizma ihtiva eden bir beyin arterinde impulsif olarak başlatılan bir FSI problemidir. Kan Newtonian bir akışkan olarak, damar duvarı ise Saint Venant Kirchhoff modeline uygun bir elastik malzeme olarak modellenmiştir. Başlangıçta kullanılan tamamen hegzahedral konformal çözüm ağı oktree metodu kullanılarak oluşturulmuştur. Akışkan hız alanı, kan basıncı, duvar kayma gerilmeleri gibi birçok hemodinamik büyüklüğün yanında, zamana bağlı damar duvar deplasmanları hesaplanmıştır. İyi ölçeklenme karakteri bu problemde de elde edilmiştir. Bu çalışmada geliştirilen FSI çözücüsünün geliştirme ve test aşamalarında kullanılan yöntemler özetlenmiştir. Mevcut yöntemin avantaj ve dezavantajlarına değinilmiş ve muhtemel gelecek uygulamalarından bahsedilmiştir.
Aerodinamik Dizayn Ve Optimizasyonda Genetik Algoritma Kullanımı

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Hacıoğlu, Abdurrahman ; Özkol, İbrahim ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Bu tezde, aerodinamik dizayn ve optimizasyon amacıyla kullanılacak genetik algoritmalar için yeni birer yaklaşım olan Titreşim kavramı ile Dağıtım Stratejileri (DS) önerilmekte ve bunların uygulamaları gösterilmektedir. Titreşim kavramının uygulamasıyla ortaya çıkan Titreşimli Mutasyon, Titreşimli Çaprazlama teknikleri ile bu teknikleri kullanan Titreşimli Genetik Algoritma (TGA) yöntemi hakkındaki detaylar; ayrıca DS yaklaşımı ile ortaya çıkan Dağıtılmış Amaç Fonksiyon (DAF) ve Dağıtılmış Elitizm (DE) teknikleri ile ilgili uygulamalar, ve bunların aerodinamik dizayn ve optimizasyondaki kullanımına ait detaylar verilmiştir. Titreşim kavramının arkasında yatan temel fikir, genetik algoritmanın arama/bulma etkinliğinin arttırılması için populasyonun periyodik olarak çözüm uzayına yayılmasıdır. DS ise, genetik işlemleri dağıtarak toplam işlem sayısını azaltmayı amaçlamaktadır. Bu yaklaşımların tersten kanat profili dizaynı ve transonik kanat profili optimizasyonuna uygulamaları yapılarak etkinlikleri gösterilmiş ve Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği hesabı sayısı önemli ölçüde azaltılmıştır.
Aktif Olarak Kontrol Edilen Firar Kenarı Flabına Sahip Bir Helikopter Palinin İleri Uçuş Şartları Altında Dinamik Ve Aeroelastik İncelemesi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2012-08-29) Özgümüş, Özge Özdemir ; Kaya, Metin Orhan ; 441418 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering

Bu doktora tezinin asıl amacı, askıda kalma ve ileri uçuş koşulları altında menteşesiz bir helikopter palinin dinamik ve aeroelastik incelemesini yapan bir bilgisayar programı geliştirmektir. Helikopter palinin firar kenarında pal titreşimlerinin azaltılması için kullanılacak flap yer almaktadır ve flap, flap mekanizmasına bir bağlantı kolu ile etki eden piezoelektrik eyleyici yardımıyla hareket ettirilmektedir. Bu çalışmada; giriş bölümü, yapısal formülasyon, aerodinamik formülasyon ve aeroelastik formülasyon olmak üzere dört ana bölüm yer almaktadır. Giriş bölümünde, akıllı yapılar, akıllı malzemeler, helikopter rotor tipleri, rotor çevresi aerodinamik ortamları, titreşim kontrol teknikleri, akıllı rotorlar ve eyleyici tipleri, vb. konularda bilgi verilmektedir. Ayrıca, bu çalışmada kullanılması tercih edilen eyleyici ve rotor tipinden bahsedilmekte ve literatürde yapılan çalışmalar hakkında bilgi verilmektedir. Bu Giriş bölümünün amacı; akıllı malzemeler, rotor sistemleri, titreşim azaltma yöntemleri, vb. konularda okuyucuya gerekli bilgileri vererek daha sonraki bölümlerde yapılan formül çıkarımlarının ve anlatılan konuların okuyu tarafından daha kolay anlaşılmasını ve daha anlamlı olmasını sağlamaktır. Yapısal formülasyon, piezoelektrik katmanlı kiriş mekaniği, analitik formülasyon ve sonlu elemanlar formülasyonu olmak üzere iki alt bölümden oluşmaktadır. Yapısal formülasyonun ilk kısmında, piezoelektrik katmanlı kirişlerin mekaniği hakkında temel bilgilerin verilmesinin yanısıra bu kirişlere etkiyen yük ifadelerinin çıkarımı detaylı bir biçimde yapılmıştır. Bu alt bölümden elde edilen sonuçlar, eğilen kiriş tipi piezoelektrik eyleyici için oluşturulan kiriş modelinin analitik formülasyonunda kullanılmaktadır. Yapısal formülasyonun ikinci alt bölümü olan analitik formülasyon kısmında, piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kiriş modelleri ayrı ayrı geliştirilmiştir. Piezoelektrik eyleyici, kısa bir kiriş olarak modellendiği için eyleyici için eğilme-uzama etkileşimli Timoshenko kiriş modeli kullanılırken uzun bir kiriş olarak modellenen helikopter pali için düzlemiçi eğilme-düzlemdışı eğilme ve burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kiriş modeli kullanılmaktadır. Ayrıca hem piezoelektrik eyleyici hem de helikopter pali, ankastre kirişler olarak modellenmiştir. İlgili birim uzama alanları, potansiyel enerji ve kinetik enerji ifadeleri, çeşitli ve açıklayıcı tablolar ve grafikler kullanılarak adım adım elde edilmiştir. Elde edilen enerji ifadelerine bir sonraki adımda Hamilton prensibi uygulanarak diferansiyel hareket denklemlerinin ve sınır şartlarının çıkarımı yapılmıştır. Literatürde var olan çalışmalarla karşılaştırma yapabilmek amacıyla boyutsuz parametreler tanımlanmış ve elde edilen denklemler boyutsuz hale getirilmiştir. Etkin bir matematiksel teknik olan yarı-analitik Diferansiyel Dönüşüm Yöntemi, elde edilen boyutsuz hareket denklemlerine ve sınır şartlarına uygulanarak çözüm yapılmıştır. Dönme hızı, titreşim etkileşimleri, katman düzeni, sınır şartları ve voltaj gibi çok çeşitli değişkenlerin, doğal frekanslar ve kiriş uç deplasmanları üzerindeki etkileri incelenmiş ve mümkün olduğunca literatürde var olan sonuçlar ile karşılaştırmalar yapılmıştır. Elde edilen sonuçların doğrulanması için ilgili örnekler literatürde bulunamadığı taktirde kiriş modelleri, ticari sonlu elemanlar programı ABAQUS ile modellenmiş ve hesaplanan sonuçlar ile ABAQUS’ten alınan sonuçların karşılaştırması yapılmıştır. Analitik olarak elde edilen sonuçların, hem literatür hem de ABAQUS sonuçları ile oldukça uyumlu olduğu gözlenmiştir. Analitik modellerin doğrulaması yapıldıktan sonra, yapısal formülasyonun son bölümü olan sonlu elemanlar modellemesine başlanmıştır. İlk olarak deplasman alanları, polinomlar ile tanımlanmıştır. Tanımlanan deplasman alanları, eleman düğüm noktalarındaki deplasman ifadeleri cinsinden yazılarak şekil fonksiyonları elde edilmiştir. Bu şekil fonksiyonları, daha önce analitik kısımda elde edilen potansiyel ve kinetik enerji ifadelerinde kullanılarak sırasıyla eleman katılık ve eleman kütle matrisleri gibi eleman seviyesindeki matrislerin çıkarımı yapılmıştır. Eleman matrislerinin, sonlu elemanlar yöntemine uygun olarak toplanması ile tüm yapıya ait global matrisler elde edilmiş ve bu matrislere gerekli sınır şartları uygulanarak indirgeme yapılmıştır. İndirgenmiş global matrislerin oluşturduğu denklem sistemleri Modal Analiz uygulanarak çözülmüş ve elde edilen sonuçlar, uygulanan sonlu elemanlar formülasyonunun doğruluğunu teyit etmek amacıyla daha önce analitik kısımda elde edilen sonuçlar ile karşılaştırılmıştır ve sonuçlar arasında çok iyi bir uyum olduğu gözlenmiştir. Piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kurulan yapısal modellerin doğrulanması tamamlandıkan sonra, eyleyiciyi flap mekanizması ile ilişkilendiren baglantı kolunun olası uzunluğu hesaplanmıştır. Hesaplanan bağlantı kolu uzunluğu daha sonra aeroelastik kısımda incelenen voltaj etkisi ile ilgili hesaplamalarda kullanılmıştır. Aerodinamik formülasyon bölümünde, iki boyutlu, flaplı, ince kanat profili için geliştirilmiş Theodorsen teorisi kullanılmıştır. Bu teoride kanat profili kanat çırpma, burulma ve flap sapması olmak üzere üç titreşime maruz kalmaktadır. İlk olarak, flap mekanizması hesaba katılmayarak sade bir helikopter palinin üzerine etkiyen aerodinamik yüklerin çıkarımı yapılmıştır. İkinci olarak, Theodorsen teorisinde yer alan ve sadece flap titreşimini içeren terimler göz önüne alınarak flap aerodinamiği modellenmiştir. Flap taşıma katsayısı ile flap moment katsayısının zamanla değişimini gösteren grafikler çizilerek literatürdeki sonuçlar ile karşılaştırma yapılmıştır. Sonuçlar arasındaki uyum, uygulanan formülasyonun doğruluğunu kanıtlamıştır. Aerodinamik formülasyonun son bölümünde, flapsız pal aerodinamiği ile flap aerodinamiği birleştirilerek hem askıda kalma hem de ileri uçuş koşulları altında flaplı helikopter paline etkiyen aerodinamik yüklerin hesabı yapılmıştır. Daha sonra, Theodorsen teorisini helikopter aerodinamiğine uygun hale getirebilmek amacıyla çeşitli adımlar gerçekleştirilmiştir. Bu uygulama çerçevesinde; pal üzerindeki hız ifadesi bileşenlerine ayrıldıktan sonra, teoride tanımlanan taşıma ve moment ifadeleri bu hız bileşenleri cinsinden yazılmıştır. Çeşitli koordinat dönüşümleri yapıldıktan sonra pal üzerine etkiyen taşıma ve moment ifadeleri; ileri uçuş oranı, önkoniklik açısı, yunuslama kontrol açısı, azimut açısı ve pal deplasmanları cinsinden ifade edilmiştir. Aeroelastik formülasyon bölümünde, flaplı helikopter paline ait aerodinamik formülasyon sonucu elde edilen aerodinamik yükler, helikopter palinin modellenmesinde kullanılan eğilme-eğilme-burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kirişine uygulanmıştır. Aerodinamik matrisler ile yapısal matrislerin birleştirilmesi sonucunda aeroelastik denklem sistemlerine ulaşılmıştır. Denklem sistemlerinin çözümünde Runge Kutta yönteminden yararlanılmıştır ve hem askıda kalma hem de ileri uçuş durumları göz önünde bulundurulmuştur. Yapılan çözümler sonucunda askıda kalma durumunda yapının kendi kendini sönümlediği ve bu nedenle flap mekanizmasının, askıda kalma durumunda titreşim sönümleme amacıyla kullanılmasının anlamsız olacağı görülmüştür. Ancak, ileri uçuş koşulları altında zamana bağlı ek terimlerin varlığı sebebiyle yapının kendi kendini sönümlemesi engellendiğinden firar kenarı flabı hareket ettirildiğinde helikopter pal ucu titreşiminin azaldığı gözlenmiştir. Daha önce yapısal kısımda piezoelektrik eyleyici ile flap mekanizması arasında yer alan bağlantı kolunun boyutlandırılmasında göz önünde bulundurulan flap açısının pal titreşiminin azaltılmasında yeterli olduğu, aeroelastik hesaplamalarda görülmüştür. İlerleme oranı, rotor diski hücum açısı, flap sapma açısı ve piezoelektrik eyleyiciye uygulanan voltaj gibi parametrelerin helikopter pal titreşimine nasıl etki ettiği incelenmiştir. Sonuçta, bu tezin asıl amacı olan pal titreşiminin firar kenarı flabı ile azaltılması konusunda başarılı olunmuştur ve bu konuda çok sayıda yapısal, aerodinamik ve aeroelastik bilgisayar kodu yazılmıştır.
Akıllı Durum İzleme Stratejilerini Kullanarak Uçak Motor Bakım Etkinliği Ve Güvenilirliğinin İyileştirirlmesi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009-08-07) Demirci, Şeref ; Hacıyev, Cingiz ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Minimum bakım maliyeti ile uçakların kullanılabilirliğini artırmak için, Motor durumunu izleme (MDİ) çok rağbet görür hale gelmiştir. Bu çalışma, uçak bakım etkinliği ve güvenilirliğini artırmak için, arızaların olmadan önce saptanmasına imkan sağlayacak, uçuş sırasında MDİ için bir metod geliştirmeyi amaçlamaktadır. Yaklaşan motor arızaları, yakıt akışı (FF), egzoz gaz sıcaklığı (EGT), motor fan devri (N1), motor kompressör devri (N2) vs. parametrelerinin değişmesine sebep olduğundan, motor kötüleşmeleri veya bozulmaları, bunların izlenmesi ile tespit edilebilir. Bu çalışmada, motor durumunu uçuşta izlemek için, bulanık mantık ve sinir ağları kullanılarak, hava yolları tarafından yapılan mevcut manüel MDİ’nin otomasyonu geliştirilmiştir. Daha sonra, MDİ otomasyonu için, çok kullanışlı bir metod olan bulanık mantık seçilmiştir. Farklı motor arızaları için, Türk Hava Yolları’ndaki gerçek veriler ve uzman bilgilerine dayanarak bulanık mantık kural tabanı oluşturulmuştur. MDİ’nin tüm çevrimi MATLAB’teki bulanık mantık modülü ve Visual Basic’te yazılan bir program kullanılarak otomatikleştirilmiştir. Sonuçta, bu metod Türk Hava Yollarındaki motorların izlenmesi için çalıştırılmıştır. Sonuçlar, bu metodun, MDİ’nin kolaylaştırılması ve ekstra adam-saat, insan hatası ve mühendislik uzmanlığı gerekliliği gibi dezavantajları minimuma indirmek için, hava yolları tarafından kullanılabileceği göstermiştir. Bu metot, uçak motorları dışında, uçaklardaki yardımcı güç üniteleri, yapısal elemanlar vb. komponetlere uygulanabilir. Her motor tipi farklı karakterlere sahip olabileceği için, farklı motor tiplerinde bu metot kullanırken kural tabanının revize edilmesi gerekir.
An ale approach for the numerical simulation of insect flight

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014-03-27) Süsler, Belkıs Erzincanlı ; Şahin, Mehmet ; 1003070 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering

Bu çalışmada öncelikle büyük ölçekli (large-scale) hareketli yüzey problemlerinin tamamen birleşmiş (fully coupled) formda çözülmesi için kenar merkezli yapısal olmayan sonlu hacimler yöntemine dayalı Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) yöntemi geliştirilmiştir. Kenar merkezli sonlu hacim metoduna dayanan bu sayısal yöntemde hız vektör bileşenleri her bir elemanın yüzeylerinin orta noktasında tanımlanırken, basınç değerleri her bir elemanın merkezinde tanımlanmaktadır. Basınç ve hız değerlerinin mevcut şekilde düzenlenmesi kararlı bir sayısal şemaya yol açar ve böylece basınç noktalarının birbirleriyle etkileşmesi (pressure coupling) için ayrıca doğal olmayan bir değişikliğe ihtiyaç kalmaz. Süreklilik denklemi her bir eleman içerisinde tam olarak sağlanmakta ve bu süreklilik denklemlerinin toplamı hesaplama bölgesinin sınırlarında tanımlanan küresel süreklilik denklemini vermektedir. Geometrik korunum kanununun (GCL) ayrık biçimde (discrete formda) sağlanması için özel bir özen gösterilmiştir. Ağ deformasyonu her bir zaman adımında direkt olmayan radyal bazlı fonksiyon interpolasyonun çözülmesi ile elde edilmiş ve bu tekrar ağ oluşumunu gerektirmediğinden sayısal yöntemin performansını artırmıştır. Küçük zaman adımlı zamana bağlı akışların çözümü için projeksiyon metodunda olduğu gibi oluşan cebirsel denklemler üç ayrı matrise ayrıklaştırılmış ve bu matrislerin tersi önkoşullandırıcı olarak kullanılmıştır. Burada oluşan ayrık ölçekli Laplacian operatörünün tersi yerine iki adım HYPRE BoomerAMG önkoşullandırıcısı kullanılmıştır. Paralel önkoşullandırılmış iteratif yöntemlerin verimini artırmak için PETSc ve HYPRE kütüphanelerinden yararlanılmıştır. Hareketli ağlar üzerinde şu testler yapılmıştır: Azalan Taylor-Green Girdap akışı, kanal içindeki salınım hareketi yapan silindir etrafındaki akış, yere paralel salınım hareketi yapan küp içerisindeki küre etrafındaki akış.
Alüminyum Levhaların Yüksek Hızlı Çarpma Yükleri Altındaki Davranışları

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Özşahin, Evren ; Tolun, Süleyman ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Bu çalışmada; alüminyum levhaların yüzeye dik gelen yüksek hızlı çarpma dayanımlarına, mermi hızı, levha kalınlığı gibi girdilerle birlikte, çeşitli performans artırıcı yöntemlerin (yüzey kaplama, destek katmanı eklenmesi) etkileri deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Levhaların balistik dayanımlarına kaplama uygulamalarının etkilerinin belirlenmesi amacıyla atışlar hem kaplamasız, hem de farklı kaplama çeşitleri kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Kaplamanın uygulandığı levhaların çarpma dayanımlarında belirgin artışlar gözlenmiştir. Destek katmanı eklenmiş levhalarla gerçekleştirilen atışların sonucunda, kaplama uygulanmış levhalara yakın balistik dayanım belirlenmiştir. 7075 alaşımı levhalar, polietilen destek katmanlı olarak üç farklı tasarım koşulunda test edilmişlerdir. Alüminyum-polietilen katman sıralaması ile yapılan atışlarda, mermi polietilen levha tarafından tutulmuştur. Modelleme için MSC PATRAN ve çözüm için MSC DYTRAN ticari sonlu elemanlar yazılımları kullanılarak sayısal çözümler gerçekleştirilmiştir. 6.35 mm kalınlığındaki AA 2024 T351 levhalara yapılan çeşitli hızlarda atışlar üzerine kurulan modelde, levhada oluşan çökme ve şişme değerleri açısından deneysel sonuçlara yakın ve uyumlu sonuçlar elde edilmiştir.
An investigation of flow around two bluff bodies in tandem and staggered arrangements by the discrete vortex method and experiment

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 1995) Keser, Hacı İbrahim ; Ünal, Mehmet Fevzi ; 46511 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Küt bir cisimden, örneğin dairesel bir silindirden ayrılarak, sonuçta vorteks oluşumuna yol açan akımın anlaşılması, akışın uyardığı titreşimler, ısı geçişi ve karışım işlemleri, gürültü oluşumu gibi konulan da kapsayan geniş bir uygulama alanında önemli olmaktadır. Küt cisme yakın bir diğer cisim bulunması halinde, akış daha da karmaşık bir hal almakta, ve örneğin, helikopter ve türbomakina pallcri, ısı değiştirici tüp demetleri, açık deniz platformları, yüksek binalar, baca grupları arasındaki akış gibi farklı mühendislik uygulamalarını ilgilendirmektedir (Rockwell ve Naudaschcr, 1979; Rockwell, 1983). Bütün bu uygulamalarda ortak yan, küt bir cisimden oluşan vorteks izinin aşağı akımda yer alan diğer bir cisimle etkileşime girmesidir. Uniform bir akış alanına yerleştirilen birden fazla küt cismin, vorteks-oluşum ve dolayısıyla aerodinamik karakteristikleri tek bir cisim halindekinden önemli ölçüde farklıdır. Bu karakteristiklerin, cisimlerin birbirlerine göre konumuna bağlı olarak değişimi konusundaki halihazırdaki bilgi deneysel çalışmalar yoluyla sağlanmıştır ve burada ele alınanın aksine tamamiyle etkileşim halindeki dairesel silindirler haline yöneliktir. Zdravkovich (1977 ve 1987), eşit çaplı dairesel silindirlerin, ardarda (tandem), yan-yan (silindirlerden birinin diğerinin tam üstüne yerleştirilmesi hali, side-by-side) ve çapraz (staggered) olarak yerleştirilmesi halinde, önemli deneysel bulguları özetlemiştir. Ancak, farklı yarıçaplara sahip silindirler arasındaki akış konusunda nispeten az sayıda çalışma bulunmaktadır. Igarashi (1982), uniform bir akış alanı içine ardarda yerleştirilen ve farklı yarıçaptaki (D2/Dı=0.68 ; D2 akımüstü, Dx ise akımaaltı silindirinin çapıdır) silindirler için, silindir merkezleri arasındaki mesafeye bağlı olarak akım türlerini tanımlamıştır. Aradaki mesafe küçük olduğunda akımüstündeki silindirden ayrılan sınır tabakalar, ancak akımalatındaki silindirin ardında vorteks oluşumuna yol açabilmektedir. Mesafe arttıkça akımüstü silindirden ayrılan sınır tabakalar akımalatı silindirin yüzeyi üzerine yapışmakta ve bu yapışma, akimaltı silindirden vorteks oluşumuyla senkron bir şekilde olmaktadır. Daha da uzun mesafelerde, vorteks oluşumu silindirler arasında yer alabilmekte yani kritik bir mesafenin aşılması sonucu, vorteks oluşumu, akımalatı silindirin ardından önündeki bölgeye sıçramaktadır. Bu akış şekillerine, eşit çaplı XVIII silindirler halinde de rastlanmaktadır (Igarashi, 1981 ve 1984). Fakat, özetlenen akış halleri sadece silindirler arası mesafeye değil Reynolds sayısına da bağlı olmaktadır, örneğin, eşit çaplı silindirler halinde kritik mesafe ve akış karakteristiklerinde (örneğin vorteks oluşum frekansında) kritik mesafeyi geçerken yaşanan değişiklikler daha büyük olmaktadır (Igarashi, 1982). Mühendislik uygulamalarında daha çok karşılaşılmasına rağmen, farklı çaplardaki silindirler haline benzer olarak, çapraz diziliş hali de ardarda ve yan-yana dizilişlere göre az sayıda çalışmaya konu olmuştur. Eşit çaplı silindirlerin çapraz dizilişi halinde ölçülen ortalama basic dağılımları ve sürükleme ve taşıma kuvvetleri (Zdravkovich, 1977) akımalatı silindirin, geniş bir bölge içinde, akımüstü silindirin iz bölgesine doğru bir taşıma kuvvetine maruz kaldığını göstermektedir. Silindirler arası düşey mesafenin yeteri kadar büyük olması halinde, akımaltı silindire, ihmal edilebilir bir taşıma kuvveti etkimekte, sürükleme kuvveti de tek silindir halindekine yakın olmaktadır. Price (1976), silindirler arası mesafenin yeteri kadar küçük olması halinde, akımaltı silindire etki eden negatif -yani, akış soldan sağa iken, akımalatı silindirin, akımüstü silindirin kuzey doğusuna doğru yerleştirilmesi halinde aşağıya doğru- taşıma kuvvetine sebep olarak, akımaltı silindirin, akım üstü silindirin iz akışını aşağıya doğru saptırması olduğunu ileri sürmüştür. Bu durumda, akımalatı silindir, akımüstü silindire göre büyük olduğu oranda ona ait iz akışını saptırabilccck ve o oranda da yüksek bir negatif taşıma kuvvetine maruz kalacaktır. Nitekim, çaplar oranına bağlı olarak akımaltı silindire etki eden taşıma kuvveti farklılık göstermektedir (Bokaian ve Geola, 1984 ve 1985; Ko ve Wong, 1992). Diğer taraftan, akımaltı silindirin, akımüstü silindirin izi içinde olmaması halinde maruz kaldığı negatif taşıma kuvveti için farklı bir hipotez bulunmaktadır (Mair ve Maull, 1971): Buna göre, silindirler arasındaki debi, her iki silindirin iz akışı tarafından artırılmakta ve bu da akımaltı silindire etki eden kuvvetin negatif olmasını sağlamaktadır. Silindirler arası çapraz mesafenin çok küçük olması halinde ise, iki silindir arasındaki akım çizgilerinin sıklaşması- kuvvetli aralık akışı- nedeniyle, akımaltı silindire nispeten daha büyük bir negatif kuvvet etkimektedir (Zdravkovich, 1977). Taşıma ve sürükleme kuvvetlerine ek olarak, silindirler arasındaki çapraz mesafe değiştikçe, silindirlerden oluşan vortekslerin frekansında da farklılıklar gözlenmektedir. Küçük çaplı bir silindirin büyük çaplı olanın ardına çapraz olarak yerleştirilmesi halinde, belirli bir çap oranında, akımaltı silindirden oluşan vortcklcrin frekansı, akımüstü silindire ait vorteks oluşum frekansının iki katına kilitlenmektedir (Sayers ve Saban, 1994). Benzer bir etki, eşit çaplı silindirler halinde de gözlenmektedir (Baxandalc ve ark., 1985). İz akışları etkileşim halinde olan iki cisim problemiyle ilgili olarak yapılan az sayıdaki sayısal çalışmada, bu çalışmada da kullanılan ayrık vorteks yöntemi esas alınmıştır. Ancak, yan-yana durumdaki, eş çaplı iki dairesel silindir arasındaki akışın düşük Reynolds sayısında, sonlu elemanlar ve sonlu farklar yöntemlerinin birlikte kullanılarak incelendiği istasnaİ iki çalışma da bulunmaktadır (Chang ve Song, 1990; Tezduyar ve ark., 1990). İnvisid veya viskoz, ayrık vorteks yönteminin esas alındığı çalışmalarda, neredeyse tamamen, iz akışlarının cisim yüzeyleriyle doğrudan etkileşimde bulunmadığı yan-yana yerleşim incelenmiştir xix (Stansby, 1981; Kamemoto ve ark., 1984, Park ve Higuchi, 1989). Ardarda yerleşim için, Stansby ve arkadaşları (1987) kritik üstü Reynolds sayılarındaki akışı, çevri difüzyonu için tesadüfî-yürümeleri (Random walk) kullanarak hesaplamış ve deneysel olarak belirlenen basınç dağılımlarına uyum sağlayamamıştır. Yan-yana ve ardarda diziliş halindeki eş çaplı dairesel silindirler için yapılan bu çalışma, yine aynı yöntemle, bu kez düşük bir Reynolds sayısı için tekrarlanmış ve ardarda diziliş halindeki silindirler arası mesafeye bağlı olarak vorteks oluşum frekansı ve sürükleme katsayısı gibi integral büyüklüklerin değişiminde bazı deneysel çalışmalarla uyum sağlanmıştır, ancak basınç dağılımlarına biç değinilmemiştir (Slaouti ve Stansby, 1992). Ünal ve Keser (1992) ve Keser ve Ünal (1993a ve 1993b), bu tez metary elinin bir kısmına esas sağlayan viskoz olmayan yöntemle, ardarda dizilişlerdeki levha ve silindir halinde, deneysel olarak belirledikleri basınç dağılımlarına, kritik üstü mesafelerde iyi bir uyum sağlamışlardır. Buradaki çalışma deneysel ve sayısal yönlere sahiptir. Çalışmada, küt sonlu bir levha ve onun iz akışı içine, ardarda ve çapraz olarak yerleştirilen dairesel bir silindir etrafındaki akış ve bu akışa karşılık gelen ortalama basınç dağılımları ayrıntılı olarak incelenmiştir. Deneyler, İTÜ Uçak Mühendisliği laboratuanndaki 50cmx50cm deney odası kesitli açık-devre bir rüzgâr tünelinde yapılmıştır. Küt olan firar kenarına yakın bir bölgede, levha yüzeyinde ve levha ardındaki dairesel silindir yüzeyi üzerindeki ortalama basınç dağılımları, levha ve silindir arasındaki yatay ve düşey uzaklıkların fonksiyonu olarak belirlenmiştir. Levha ve silindir merkez hatlarının çakışması hali ardarda dizilimi oluşturmaktadır. Bu duruma ek olarak göz önüne alınan, merkez hatları arasındaki üç farklı düşey uzaklık ise çapraz yerleşimi meydana getirmektedir. E, merkez hatları arasındaki düşey uzaklık, H da levha firar kenarı kalınlığı olmak üzere, ardarda dizilime karşı gelen E/H=0 a ek olarak göz önüne alınan boyutsuz düşey mesafeler 0.25, 0.5 ve 1 dir. Bu dört farklı E/H oranında, ortalama basınç dağılımları, L, levha ve silindir arasındaki yatay mesafe olmak üzere, sekiz farklı L/H oram için ölçülmüştür. Deneyler, ardarda diziliş için, levha boyuna bağlı Reynolds sayısının üç farklı değerinde yapılmıştır. Çapraz diziliş için ölçümler sadece bir Reynolds sayısında gerçekleştirilmiştir, ölçülen basınç dağılımlarına karşı gelen akış yapılarının belirlenmesi için, dumanla görüntülemeye başvurulduysa da, dumanın hızla süpürülmesi sonucu net görüntüler elde edilememiştir. Çalışmanın ikinci bölümünü oluşturan, viskoz olmayan ayrık vorteks yöntemi ile simülasyon, varlığını, 5-|=^+(tf.V)Q=-?-V*CD (D D T dT Re şeklinde ifade edilen çevri taşınım denklemine ve akış alanınındaki çevrinin çok sayıda noktasal vorteksle ifade edilebileceği fikrine borçludur. Denklem, serbest XX akım hızı (ü0) ve levha firar kenarı kalınlığının yansı esas alınarak boyutsuzlaşünlmıştır. Re, akımüstünde yer alan levhanın firar kenarı kalınlığına bağlı Reynolds sayısıdır. İki boyutlu akış için skaler bir büyüklük olan çevri, denklemin sol tarafı uyarınca taşınıma ve sol tarafı uyarınca da difüzyona maruz kalmaktadır. Buradaki çalışmada, çevri taşınım denklemi, aslen Chorin (1973) tarafından önerildiği gibi, ^+(^-v)ö=0 (2) ar ve er Re şeklinde parçalara ayrılarak, her hesaplama zaman aralığı içinde ardışık olarak çözülmektedir. Çalışmada kullanılan ilk sayısal yöntem olan, viskoz olmayan ayrık vorteks yönteminde, anlık çevri dağılımları, (2) nolu denklem uyarınca, ayrılmalı akımı temsil etmek üzere her hesaplama anında, levha ve silindirden akış alanı içine bırakılan noktasal vortekslerin zaman içinde izlenmesiyle belirlenmektedir. Dolayısıyla Lagrange'sal olan bu yöntemin avantajı, Euler yönteminden farklı olarak, bir hesaplama anından diğerine geçmek için, sadece ayrık vorteks konumlanndaki hızların hesaplanmasını gerektirmesidir. Vorteks konumlanndaki hızlar, Biot-Savart indüksiyon yasası ile bulunmaktadır. Özetle, ayrık vorteksler, birbirlerinin karşılıklı indükleme alanı içinde bir hesaplama anından diğerine hareket etmektedir. Viskoz olmayan sayısal çalışmada, akımüstü levhası, küt firar kenarlı, yarı-sonsuz bir levha şeklinde temsil edilmiş ve yüzeydeki sıfır normal hız şartı imaj yöntemi ile sağlanmıştır. Diğer taraftan, vorteks tekillikleri yöntemi ile temsil edilen, akım altındaki silindir için sınır şartı, yüzey tekillikleri şiddet dağılımının, her hesaplama adımında bu şartı sağlayacak şekilde seçilmesi yoluyla gerçekleştirilmiştir. Hesaplar, yarı-sonsuz levhanın Schwartz-Christoffel dönüşümü ile elde edilen yarı-sonsuz düzlemde gerçekleştirilmiştir. Yöntem, imaj ve vorteks tekillikleri yöntemlerinin birlikte kullanılması nedeniyle orijinallik arz etmektedir. Çalışmada kullanılan ikinci sayısal yaklaşım olan viskoz ayrık vorteks yönteminde ise, (2) nolu denkleme ek olarak (3) nolu denklem de çözülmektedir. Levha ve silindir yüzeyi üzerinde, yüzeyde sıfır hız şartını sağlayacak şekilde üretilen çevri, (3) nolu denklem uyarınca akım alanı içine dahil olmaktadır. Bu denklemin çözümü, literatürde, tesadüfi-yürüme (Random-Walk) adıyla anılan (Chorin, 1973), yaklaşımla gerçekleştirilmiştir. Bu yönteme göre, ayrık vortekslerin XXI x ve y ortogonal koordinatlarına, taşınım nedeniyle uğradıkları yerdeğiştirmelere ek olarak, her hesaplama anında sıfır ortalama ve, a=V4öJ/ Re W standart sapmalı, iki bağımsız tesadüfi yürüme verilmesi, zaman ortalaması olarak difüzyon işlemini simüle etmektedir. Ancak, simülasyonun başarılı olması için, çevri alanının, Reynolds sayısına oranla çok sayıda ayrık vorteksle temsili gerekmektedir. Çok sayıda vorteksin beraberinde getirdiği bir problem, viskoz olmayan yöntemde kullanılan Biot-Savart yöntemini pratik olmaktan çıkarmasıdır. Dolayısıyla, hızlar alanının bulunmasında, Euler yaklaşımı kullanılmış ve akışın kinematiğine hükmeden denklem olarak, çevri için Poisson denklemi, ax2 ay2 her adım için çözülmüştür. Bu denklem, çözüm ağı noktalarında, bilinen a değerleri için, bunlara karşı gelen y/ akım fonksiyonu değerlerini vermektedir. Ağ noktalarındaki co değerleri, ağ içindeki noktasal vortekslere ait sirkülasyonlarının komşu ağ noktalatma lineer interpolasyonu ile belirlenmiştir. Sonuçta bulunan y/ değerleri yardımıyla ağ noktalarındaki hızlar belirlenmiş ve ağ noktalarındaki hızların lineer interpolasyonu aracılığıyla da ayrık vorteks konumlanndaki hızlar belirlenmiştir. Ayrık vorteksler yeni zaman adımındaki konumlarına bu hızlar uyarınca ilerletilmiştir. özetle, hesaplama ağı sadece, ayrık vorteks konumlanndaki hızların belirlenmesinde kullanılmakta, vortesklerin ilerletilmesi ise Lagrange'sal bir yaklaşım içermektedir ve dolayısıyla, kullanılan viskoz yöntem, hem Lagrange ve hem de Euler yaklaşımlarını içinde barındıran melez (hybrid) bir yöntemdir. Viskoz yöntemdeki hesaplama ağı dikdörtgenseldir. Bu cisim geometrisine bağlı olmayan dikdörtgensel hesaplama ağı ve onun içinde yer alan levha ve silindirin, viskoz olmayan yöntemdeki vorteks tekillikleri yöntemine benzer olarak, vorteks panelleri yöntemiyle temsili, çalışmanın bu kısmında geliştirilen bilgisayar programının keyfi geometriye sahip ikiden fazla cisim için de geçerli olmasına olanak sağlamıştır. Sınırlan, cisimler etrafındaki akışın varlığından etkilenmeyecek kadar uzakta bulunan geniş bir dikdörtgensel hesaplama ağı içinde üç dİkdörgensel ağ daha bulunmaktadır. Levha ve silindirin etrafındaki en sık aralıklı ağ, cisim yüzeylerinden çevri üretimi ve sınır tabaka oluşumunu yeterince hassas hesaplayabilmek içindir. Üçüncü ağ ise her iki cismi birden içine alan ve 1 ve 2. ye göre daha az sıklıktadır ve cisimler arası akışın uygun olarak belirlenmesinde gerekli olmaktadır. En dıştaki, en geniş aralıklı ağ ise büyük vortex kümelerinin taşınımı için kullanılmaktadır. Her hesaplama adımı başında, bir öncekinden farklılaşan çevri dağılımına uygun olarak, sınır şartını sağlamak üzere cisim yüzeylerinde üretilerek tesadüfi-yürüme ile akış alanı içine sokulan ayrık vorteksler XXII için, en dıştaki ağdan başlayarak Poisson denklemi her akım ağı için çözülmektedir. Çözümde, dışdaki akım ağı, bir içerdeki akım ağı için gerekli sınır şartlarını sağlamaktadır. Levha ve silindir etrafındaki basınç dağılımları, cisim yüzeyleri üzerindeki ardışık noktalar arasındaki sirkülasyon debisinden yararlanarak, APj-pTjAT (6) ifadesi ile hesaplanmaktadır. Bu basınç dağılımlarının integrasyonu da taşıma ve sürükleme kuvvet katsayılarının zaman içindeki değişiminin hesabına imkan sağlamaktadır. Literatürdeki deneysel çalışmaların ortak bir yönü, yüksek Reynolds sayılarında ve sadece dairesel silindirler için gerçekleştirilmiş olmalarıdır. Bu çalışmada, özgün olarak, akımüstü cismi olarak gözönüne alınan uzun levha, dairesel silindirin aksine, ayrılma noktalan civarında, firar kenarı kalınlığına oranla geniş bir sınır tabakaya yol açmaktadır. Ayrıca, levha kalınlığı ve dairesel silindirin çapı, çalışmaların genelinde gözönüne alınanın aksine eşit değildir. Vorteks-yüzey etkileşimi için en kritik olan, levha ve silindirin ardarda ve çapraz dizilişler için, ortalama basınç dağılımlarının, cisimler arası mesafeye bağlı olarak değişimini deneysel olarak belirlendiği bu çalışmada, silindirler etrafındaki akışa göre önemli farklılıklar görülmektedir. Daha önce, ardarda dizilişte farklı çaplardaki silindirler için, kritik aralıktaki akış sıçramasından önce gözlenen senkronize vorteks oluşumu burada ele alınan levha-silindir halinde tamamen ortadan kalkmaktadır. Ardarda diziliş halinde bulunan kritik aralık, çapraz diziliş halinde de, ortalama basic dağılımlarının, ön ve arkasında gruplaştıgı bir sınırı çizmektedir. Levha firar kenarındaki basınç dağılımları da kritik aralıktan önce ve sonra önemli farklılıklar göstermektedir. Sayısal olarak, henüz açıklığa kavuşmamış bir nokta, tek cisim problemi için başarılı sonuçlar veren ayrık vorteks yönteminin, vorteks-yüzey etkileşiminin önemli olduğu, ardarda ve çapraz dizilişler için ne derece sağlıklı sonuçlar vereceğidir. Yukarıda da belirtildiği gibi çoğu uygulama, bir cisimden ayrılan vortekslerin diğer cismin yüzeyi ile doğrudan etkileşmediği yan-yana diziliş için yapılmıştır. Ayrıca, çapraz diziliş hiç ele alınmamıştır. Ardarda dizilişler için ise, dikkat, sadece, integral bir büyüklük olan sürükleme kuvvetine verilmiştir. Halbuki, varsa eksikliklerinin giderilerek yöntemin geliştirilmesi, dikkatin özellikle, eksikliklere işaret edecek yerel büyüklüklere verilmesiyle mümkün olacağı düşünülmektedir. Buradaki çalışmada, ilgi, öncelikle, ancak vorteks-yüzey etkileşiminin ve dolayısıyla yüzey civarındaki çevri gradyenlerinin doğru olarak temsil edilmesi halinde uygun olarak hesaplanabilecek basınç dağılımlarına verilmektedir. XXIII Sayısal çalışmanın ilk kısmında kullanılan, ayrık vorteks yaklaşımı invisid esaslıdır. Ancak, bununla birlikte, aşağı akım cismi olan silindirin temsilinde kullanılan vorteks tekillikleri yöntemi, imaj yönteminin kullanıldığı ve tek cisim için geçerli olan birçok invisid çalışmanın aksine, vorteks-yüzey etkileşimine cevap verecek şekilde çevri oluşumuna izin vermektedir. Ele alınan fiziksel problemin yanısıra, cisimlerin temsilinde ilk kez birlikte kullanılan vorteks tekillikleri ve imaj vortex yöntemleri ile hesaplama yöntemi de özgünlük içermektedir. Geliştirilen bilgisayar programı ile, silindir etrafındaki ortalama basınç dağılımlarının yanısıra akış alanı içindeki ortalama hız profilleri ve yakın-iz çalkantı büyüklüklerinin cisimler arası mesafeye bağlı olarak değişimi hesaplanmaktadır. Ortalama basınç dağılımları deneysel çalışmada elde edilenlerle kıyaslandığında, kritik mesafeden büyük mesafeler için, ardarda dizilişte iyi bir uyum elde edilmektedir. Çapraz dizilişde ise cisimler arasındaki düşey mesafe arttıkça daha iyi bir uyum sağlanmaktadır. Ancak, deneysel çalışmada elde edilen, vorteks oluşumunun akımaltı silindirinin arkasından önüne geçtiği kritik mesafe bu yöntemle bulunamamaktadır. Bu, akımüstü cisminden ayrılan sınır tabakaların kalınlığının etkileşimde ne denli önemli olduğunu ortaya koymaktadır. İnvisid çalışmada, ayrık vortekslerin çapı kadar, yani levha kalınlığının %3'ü kadar kalınlığa sahip olan sınır tabakalar, kısa bir vorteks oluşum uzaklığı vermektedir. Bu da, levha ve silindir arasındaki mesafenin çok küçük değerleri için bile silindir önünde vorteks oluşumuna yol açmaktadır. Akış yapısındaki bu uyumsuzluk, haliyle ilgili basmç dağılımlarında da uyumsuzluğa neden olmaktadır. Ancak, zaten deneysel çalışmada da silindirin önünde vortekslerin oluştuğu, kritik uzaklıktan büyük uzaklıklarda hesaplanan basmç dağılımları ardarda diziliş için deneysel sonuçlarla uyum içinde bulunmaktadır. Sayısal çalışmanın ikinci kısmında, fiziksel durumdaki, levha kalınlığına oranı büyük olan sınır tabakaların temsiline imkan sağlamak ve dolayısıyla, invisid yöntemde, küçük aralıklar için karşılaşılan uyumsuzluğu gidermek amacıyla viskoz difüzyon da modellenmiştir. Bu iyileştirme ile, deneysel çalışmada, akış sıçramasına karşı gelen kritik aralık doğru olarak simüle edilmiş ve küçük aralıklar için, basmç dağılımlarında iyi bir uyum elde edilmiştir. Yukarı akımdaki levhadan kopan vortekslerin, silindirle doğrudan etkileşime girdiği yüzey parçasında hesaplanan ve deneysel olarak bulunan ortalama basınç dağılımları arasında farklılıklar bulunmaktadır. Laminer, iki-boyutlu hesaplama yönteminin yolaçtığı, fazlasıyla şiddetli vorteksler, akımaltı silindirin, en büyük düşey mesafe hali haricinde, levha iz alanı içinde kalmasına yol açmaktadır. Ancak, silindirin, ön ve arka durma noktalan civarındaki basıçlann daha doğru hesaplanması, deneysel olarak belirlenen sürükleme kuvveti değişimine daha iyi bir uyum sağlanmasına yol açmaktadır.
Anlık Basınç Yükü Etkisi Altındaki Katmanlı Kompozit Bir Plağın Lineer Olmayan Dinamik Davranışı

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Kazancı, Zafer ; Mecitoğlu, Zahit ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Bu araştırma anlık basınç yükü etkisi altındaki katmanlı kompozit bir plağın yapısal sönüm etkilerini içeren lineer olmayan dinamik denklemlerinin türetilmesini ve çözümünü içerir. Hareketin dinamik denklemleri virtüel iş ilkesi kullanılarak elde edilmiştir. Geometrik nonlineerlik etkileri ince plaklar için von Kármán büyük yer değiştirmeler teorisi kullanılarak hesaba katılmıştır. Yer uzayı için yaklaşık bir çözüm kabul edilmiştir. Zaman uzayında lineer olmayan diferansiyel denklemleri elde etmek için Galerkin yöntemi kullanılmıştır. Lineer olmayan bu diferansiyel denklemler yapısal sönüm etkilerini içermektedir. Bağlı ve lineer olmayan diferansiyel denklemlerin çözümü için sonlu farklar yöntemi uygulanmıştır. Teorik analiz sonuçları deneysel sonuçlar ile karşılaştırılmıştır. Frekans ve genliğin pik değeri için iyi bir uyum görülmüştür. Farklı sınır şartları altında plağın yüzey alanı sabit kalacak şekilde açıklık oranları değiştirilerek parametrik bir çalışma yapılmıştır. Farklı malzemeler için elyaf oryantasyonunun etkileri araştırılmıştır. Farklı sönüm oranları için sönüm etkilerinin hesaba katıldığı analiz çalışmaları yapılarak sayısal ve deneysel sonuçlar karşılaştırılmıştır. Plağın uzun zaman cevabının sönümlü ve sönümsüz halde boyutsuz olarak karşılaştırılması yapılmıştır. Farklı sınır şartları altında plakların zaman içinde birim uzama değişimleri seçilen belirli noktalarda karşılaştırılmıştır.
Anlık Basınç Yükü Etkisindeki Katmanlı Kompozit Bir Plağın Titreşimlerinin Aktif Kontrolü

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Uyanık, Haydar ; Mecitoğlu, Zahit ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Bu çalışmada, bir kenarından ankastre olarak mesnetlenmiş konsol bir plağın üzerine etkiyen anlık basınç yükü nedeniyle oluşan titreşimleri, plak üzerine yapıştırılmış piezoelektirk uyarıcılar kullanılarak sönümlenmiştir. Plağın sonlu eleman modelinin oluşturulması için piezoelektrik etkilerin eklendiği semiloof kabuk sonlu eleman modeli kullanılmıştır. Sonlu eleman modelinin serbestlik derecesini indirgemek için mod toplama yöntemi uygulanmıştır. Plak Ansys yazılımı ile de modellenerek statik ve dinamik analizlerin sonuçları karşılaştırmış ve sonuçların uyumu gösterilmiştir. Anlık basınç yükü modeli için zamana bağlı olarak üstel bir biçimde azalan Friedlander fonksiyonu kullanılmış ve bu fonksiyondaki parametreler için deneysel çalışmalardan elde edilen değerlerden yararlanılmıştır. İndirgenmiş sonlu eleman modelinden durum denklemleri elde edilmiş ve gözleyicili bir kontrol sistemi ile oluşan yapısal titreşimler başarılı bir şekilde kontrol edilerek bastırılmıştır.
Askı Ve İleri Uçuş Şartlarındaki Helikopter Rotor-gövde Akış Etkileşiminin Had Analizi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016-11-17) Açıkgöz, Mustafa Berkay ; Aslan, A. Rüstem ; 10121115 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Askı ve ileri uçuş durumunda zorlu rotor-gövde akış etkileşim problemini incelemek için zamana bağlı sıkıştırılabilir akış analizleri gerçekleştirilmiştir. Sistemi oluşturan herbir bileşenin akış yapısı üzerindeki etkilerini irdelemek için izole gövde ve izole rotor konfigürasyonları ele alınmıştır. Daha sonra, bileşenlerin birbirlerine olan etkilerini incelemek amacıyla sistemin tamamı analize tabi tutulmuştur. İzole gövde analizleri RANS tabanlı daimi hesaplamalara dayanmaktadır. Rotor palalarını içeren durumlar için ise URANS çözümleri gerçekleştirilmiştir. Akışın türbülanslı doğasını modellemek için daha güvenilir sonuç ürettiği analizler ile tespit edilmiş olan Realizable k-ε türbülans modeli kullanılmıştır. Zamana bağlı rotor analizleri üç farklı ilerleme oranı için gerçekleştirilmiştir. Hava yükleri nedeniyle palada gözlemlenen dinamik hareketler azimut açısı ile periyodik bir şekilde değişim gösterirken, aynı zamanda ilerleme oranına bağlı olarak da değişim göstermektedir. Palanın tanımlı hareketleri, mevcut kod yetenekleri ile temsil edilememektedir. Fakat, bu dinamik hareketler ticari HAD yazılımı içerisine kullanıcı tarafından yazılan bir kod vasıtasıyla simülasyon modeline dahil edilebilmektedir. Bilhassa ileri uçuş şartlarında daha belirgin olan çırpma ve yunuslama hareketlerini modellemek için birinci mertebe Fourier serilerinden yararlanılarak bir UDF kodu yazılmıştır. Hesaplama hacmi düzensiz yapıda olup karma elemanlardan oluşmaktadır. Dinamik çözüm ağı yaklaşımlarında sıklıkla görülen problemler çözüm ağı deformasyonu ve çözüm ağı oluşturma yöntemlerinin kullanıldığı dinamik ağlar ile aşılmıştır. Mevcut sayısal çalışmanın doğruluğu deneyler ve diğer sayısal çalışmaların sonuçları ile karşılaştırılarak ortaya konmuştur. Benzer başarılı sonuçlar, daha az sayıda çözüm ağı kullanılarak elde edilmiştir. Bu nedenle, mevcut yöntem hesaplama süresinde azalma sağlamakta ve makul hesaplama kaynağı kullanımını mümkün kılmaktadır.
Autofly-aıd: Havada Çarpışmadan Kaçınma İçin Esnek Ve Uyarlamalı 4 Boyutlu Dinamik Rota Yönetimi İle Uçuş Karar Destek Sistemi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015-06-19) Koyuncu, Emre ; İnalhan, Gökhan ; 10077037 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aircraft Engineering

AUTOFLY-Aid olarak adlandırılan bu tez çalışması, dinamik 4-Boyutlu rota yönetimi ile çarpışmadan kaçınma ve verimli uçuş rotaları planlamaya yarayan yeni nesil uçuş karar destek algoritma ve cihazlarının geliştirilmesi ve kavramsal tasarımının gerçekleştirilmesini amaçlamıştır. Geliştirilen karar destek sistemleri halihazırda var olan kokpit içi çarpışmadan kaçınma sistemlerinin (bknz. TCAS) eksikliklerini gidermeyi vizyonlamanın ötesinde, uçuşta veri değişimi, sanal gerçeklik tabanlı karar destek, hızla değişen durumlar için otonom uçuş kontrolü sağlama gibi fonksiyonlara olanak sağlayan ek kavramsal aviyonikler ve prosedürler geliştirilmesi de amaçlanmıştır. AUTOFLY-Aid’in ana konseptleri; a) SESAR ve NextGen modernizasyonlarının 2020+ vizyonları ve ötesindeki havasahasının kokpit içerisinden algısının matematiksel olarak modellenmesi, b) anlık ve orta-mesafede kompozit bir hava sahasında hızla değişen durumlara karşı alternatifleriyle beraber uçulabilir rotalar ve manevralar üreten 4-boyutlu rota planlama algoritmalarının geliştirilmesi, c) değişen durumlarda pilota görsel anlama ve durumsal farkındalık kazandıracak sanal gerçeklik karar destek sistemleri, otonom uçuş kontrolü sağlama ve bunun gibi yenilikçi prosedürler içeren bu uçuş otomasyonu sistemlerinin Boeing 737-800 Uçuş Simülatörü içerisine entegrasyonu ve testlerinin yapılmasıdır. Tamamen merkezi olarak taktiksel seviyede uçuşa müdahale modelinden, daha etkin stratejik seviyede planlama yapma ve daha fazla otomasyon destekli ve daha aktif arayüzler içeren merkezcil olmaktan uzak taktik operasyonlar hem SESAR hem de NextGen gelecek paradigma değişimlerinde ana mesele olarak durmaktadır. Bu yeni nesil Hava Trafik Yönetimi (ATM) konseptleri “en iyi karar noktası”, “en iyi karar zamanı” ve “en iyi karar vericiyi” değerlendirilmesiyle insanın ATM sistemi içerisindeki rolünü ciddi şekilde değiştirecektir. Bu amaçlar doğrultusunda, AUTOFLY-Aid yerdeki hava trafik kontrolörünün bir takım iş yükü ve sorumluluklarını etkin bir şekilde kokpit içerisine taşımayı amaçlamıştır. Geliştirilmiş olan otomasyon sistemi sürekli olarak dinamik çevresel ve operasyonel değişkenleri izleyerek ya da yer sistemlerinden veri linkleri aracılığıyla toplayarak uçuş güvenliğini ve verimliliğini gözlemler ve dinamik uçuş rotası planlaması yapar. Bu sistem gerekli otomasyon seviyesini gerekli aksiyon sürelerini değerlendirerek “en iyi karar vericiyi”, “nerede insan iyi, nerede makina iyi” sorgusu yaparak belirler. Orta seviye güvenlik modunda, pilot görsel karar destek sistemlerini kullanarak (örneğin sanal tünel içerisinde uçuş) en üst seviye durumsal farkındalık ile güvenli ve verimli uçuşunu gerçekleştirebilmektedir. Bu görsel karar destek sunumları kokpitin kendi duyargaları ve yer-hava arası veri paylaşımları ile edindiği bilgilerin bileşkesinden elde edilmektedir. Eğer gerekli reaksiyon süresi izin verir ise, pilot bu göstergeler üzerinden alternatif rota planları üretebilir, sonuçları değerlendirebilir, tekrar planlama talep edebilir. Anlık bir tehdit algısı oluştuğunda (anlık reaksiyon gerekli olduğu ya da geç kalınan reaksiyon tespiti olduğunda) otomasyon sistemi potansiyel kritik problemi (havada çarpışma, yere çarpma vb.) çözmek amacıyla uçuş kontrolünü ele geçirebilmektedir. Bu hibrid yaklaşım gerekli aksiyon zamanları değerlendirmesi yaparak bu şekilde bir otonomi seviyesi geçişlerini kontrol edebilmektedir.
Bir benzinli motorun türbülanslı akış alanlarının incelenmesi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 1997) Erdil, Ahmet ; Borat, Oğuz ; 66390 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Günümüzde, enerji kaynaklarının yoğun bir şekilde kullanımı sonucu, hava kirliliği ortaya çıkmakta, bu da kaynakların verimli bir şekilde kullanılmasını gerekli kılmaktadır. Bu enerjinin büyük kısmı içten yanmalı motorlarda, mekanik güç üretmek için kullanılmaktadır. İçten yanmalı motorlar, başta karayolu taşıtlarında ve zirai araçlarda olmak üzere, deniz ile hava araçlarının birçoğunda, ayrıca enerji üretiminde yaygın olarak kullanılmaktadır. Bu kadar yaygın kullanım ise, motorların, hava kirliliği ve yakıt sarfiyatı açısından, araştırma ve geliştirmesini gerekli kılmaktadır. İçten yanmalı motorların hava kirliliğine olumsuz etkisi nedeniyle, emisyon değerlerini daha iyi hale getirmek için yoğun çalışmalar yapılmaktadır. Emisyon değerlerinin düzeltilmesi ise, yanma veriminin artırılmasına bağlı kalmaktadır. Yanma odası içindeki türbülanslı hız alanlarının yanmaya doğrudan etkisi olmaktadır. Türbülanslı hız alanlarının benzin ve dizel motorlarındaki görevi ilk olarak karışımın hazırlanması ve ikinci olarak ise büyük ve küçük ölçekli karışım içindeki yanmayı kontrol etmek olmaktadır. Türbülanslı akışlarda, transfer ve karışım miktarları, moleküler difüzyonla meydana gelen miktardan birkaç kat daha fazladır. Türbülans sonucu meydana gelen difüzyon, momentum, ısı ve kütle transferi miktarlarını artırmaya neden olmaktadır. Bu çalışmada, daha önce boru içinde daimi olmayan akışlara başarılı olarak uygulanan Türbülans Filtresi, benzinli motorun yanma odası içindeki hız alanlarına değişik emme sübapı, sıkıştırma oranı ve devir sayılarında uygulanmıştır. Türbülans Filtresi, yeni geliştirilen ve içten yanmalı motor yanma odası içi hız alanlarına ilk olarak uygulananan bir filtredir. Türbülans Filtresi, perdeli sübap için, toplam hız verilerinden organize ve türbülans bileşenlerini başarılı olarak ayrıklaştırmaktadır. Kullanılan diğer yöntem ise, alışılmış Faz Ortalama yöntemidir. Bu yöntem de, tüm motor konfıgürasyonlarında toplam hız verilerine uygulanmış ve Türbülans Filtresinin bulduğu sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Başka bir yöntem ise, Lumley tarafından önerilen ve akışkanlar mekaniğinde yaygın olarak kullanılan POD yöntemidir. Bu yöntemin bulduğu en çok enerjik mod organize hız olmakta, diğer ortogonal ayrıklaştırılmış edilerin toplamı da türbülans bileşeninin tahmini olarak alınmaktadır. Toplam hız verilerinin ortogonal yapılarını incelememizi sağlayan eigen vektörleri POD yöntemi ile bulunmuş ve ilk on modda incelenmiştir. Türbülans filtresi ve POD metodu, içten yanmalı motor yanma odası içi hız alanlarına ilk olarak bu çalışmada uygulanmıştır. Ayrıca, içten yanmalı motorun yanma odası içinde değişik motor konfıgürasyonlarında ölçülen hızlar, birinci derece otoregresiv modeli kullanılarak modellenmiştir.
Büyük ölçekli havayolu ekip eşleme problemlerinin çözümü için bir kolon Türetme stratejisi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2017-02-15) Zeren, Bahadır ; Özkol, İbrahim ; 10139779 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Bir ekip eşlemesi (crew pairing); aynı ikamet merkezinde (domicile) başlayan ve biten, birbirini takip eden uçuşların oluşturduğu dizidir. Ekip eşleme planlaması ise havayolu ekip planlama sürecinin en önemli maliyet belirleyici aşamasıdır. Dolayısıyla ekip eşleme optimizasyonu, operasyonel ekip maliyetlerini minimize eden ve ekiplerin verimli kullanımını maksimize eden oldukça önemli bir süreçtir. Ekip eşlemesi üretimi sürecinde gözönünde bulundurulması ve uyulması gereken, resmi yönetmelikler veya şirket prosedürleri kaynaklı birçok kısıtlama ve kural bulunmaktadır. Optimizasyonun temel amacı, bu kural ve kısıtlamaları gözönünde bulundurarak, havayolu tarifesinde bulunan tüm uçuşları kapsayan düşük maliyetli ve sivil havacılık kurallarına uygun ekip eşleme kümeleri üretmektir. Bu araştırma ve geliştirme çalışmasında, ekip eşleme optimizasyonu ile ilgili var olan çalışmalar incelenmiş ve öncelikle ekip eşleme problemini çözmek üzere bir genetik algoritma yaklaşımı geliştirilmiştir. Genetik algoritmalar, yöneylem alanındaki bir çok farklı optimizasyon probleminin çözümünde kullanılan güçlü bir metasezgisel (metaheuristics) tekniktir. Çalışmanın bu aşamasında, genetik algoritmanın performansını arttırmak üzere yeni operatörler/sezgisel metodlar geliştirilmiş ve küçük ve orta ölçekli filolar için başarılı sonuçlar elde edilmiştir. Fakat büyük ölçekli filolar için, geliştirilen genetik algoritmanın paralelleştirilmiş versiyonu bile matematiksel yöntemlerin ürettiği sonuçlara tercih edilebilir kalitede çözüm üretememiştir. Elde edilen bu bulguları takiben, çalışma, özellikle dinamik kolon türetme teknikleri (dynamic column generation) kullanan matematiksel yaklaşımların üzerinde yoğunlaştırılmıştır. Ve bu bağlamda bilimsel literatüre katkı niteliğinde olan; yeni bir kolon türetme stratejisi, bir ücretlendirme ağı (pricing network) tasarımı ve ekip eşlemesi eliminasyonu için kullanılan bir sezgiseli (heuristics) geliştirilmiştir. Önerilen stratejide, ana problem küme-kapsama (set-covering) problemi, ücretlendirme alt problemi (pricing sub problem) ise en kısa yol (shortest-path) problemi olarak modellenmiş; sezgisel ve kesin (exact) algoritmaların birarada kullanımı ile görev-uçuş yatı bağlantısı çizgesi (duty-flight overnight connection graph) üzerinde verimli bir şekilde çözülmüştür. Önerilen strateji, Türk Hava Yolları’ndan elde edilen gerçek dünya verileri ile test edilmiş ve bu çalışmada sunulan test sonuçlarından da anlaşılacağı üzere Türk Hava Yolları’nda hali hazırda kullanılan sistem ile karşılaştırıldığında yüksek kalitede ve son derece rekabetçi çözümler üretebilme yeteneğine sahip oluduğu görülmüştür. Aynı zamanda önerilen çözüm yaklaşımının, amaç fonksiyonundaki (objective/fitness function) ceza katsayılarına olan hassasiyeti, daha az pas (deadhead) uçuş üretmesi, daha hafif donanımlar ve tek kanallı (single-threaded) bir yazılım ile neredeyse aynı sürelerde sonuç üretebilme gibi avantajları olduğu da görülmektedir.
Çok Katmanlı Yüzeylere Sahip Kalınlıkça Sivrilen Sandviç Plakların Anlık Basınç Yüklemesi Altındaki Lineer Olmayan Dinamik Davranışı

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016-01-13) Süsler, Sedat ; Türkmen, Halit Süleyman ; 10098192 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Sandviç yapılar, katmanlı iki ince yüzey arasına hafif ve daha kalın bir çekirdek malzemenin tutturulmasıyla üretilen bir kompozit malzeme türüdür. Çekirdek malzemenin dayanımı yüzeylerin malzeme özelliğine göre çok daha düşüktür. Oluşturulan yeni malzeme türü çok sağlam ve eğilmeye karşı çok dirençli olur. Sandviç yapılar, havacılık-uzay, savunma ve denizcilik endüstrisinde çok geniş bir uygulama alanına sahiptir. Tasarım süreci, geometrik gereklilikler ve ağırlığın optimize edilmesi gibi nedenlerle sandviç veya katmanlı kompozit komponentlerin bazı durumlarda değişken kalınlığa, bazen de sabit kalınlığa sahip olması gerekebilir. Değişen kalınlık etkisinin lineer olarak sivrilme şeklinde verilmesi yaygın bir uygulama olarak komponentler için yeterli olabilir. Daha dayanıklı sandviç yapılar tasarlamanın kritik noktalarından biri, bu yapılar çeşitli tipteki anlık dinamik yüklemelere maruzken verdikleri dinamik cevapları doğru tahmin etmektir. Patlama ile oluşan anlık basınca sahip hava yükleri, süpersonik ve hipersonik uçuşlarda gerçekleşen türbülans, sonik patlama ve şok dalgaları nedeniyle oluşur. Hava-uzay yapıları, şok dalgaları yaratan sonik patlama hadisesine uçakların, uzaya çıkan araçların, roketlerin ve füzelerin atmosferde uçuş sırasında ses hızına ulaşıp geçmesi neticesinde maruz kalır. Bununla birlikte, bir infilak neticesinde açığa çıkan ani enerji yayılımı patlamaya neden olur. Bomba gibi kimyasal patlayıcılar, nükleer kaza ve bombalar, yakıt patlamaları gibi etkiler, anlık basınç ile oluşan ve aşırı basınca neden olan patlamalara örnektir. Bu çalışmada, zamana bağlı basınç darbesi yüklerine maruz, kalınlığı değişen kompozit sandviç plakların lineer olmayan dinamik davranışı analitik ve deneysel model ile sonlu elemanlar metodu kullanılarak incelenmiştir. Kalınlığı değişen plak, kalınlıkça lineer olarak sivrilmiş şekilde tanımlanmış ve bu plak tasarımı, basıncın dinamik etkisi olarak patlama ile oluşan anlık basınç yüklemesine maruz bırakılmıştır. Sivrilen sandviç plak, bal peteği yapısına sahip çekirdeğe ve katmanlı kompozit sandviç yüzeylere sahiptir. Çalışmanın ilk kısmında, kalınlıkça sivrilmenin bal peteği yapısı ve katmanlı hibrid kompozit yüzeylerin ikisinde de birlikte olduğu dört kenarı da basit mesnetli bir sandviç plak tasarımına ait sonuçlar elde edilmiştir. İkinci kısımda, deneysel çalışmalar ile elde edilen sonuçları da kapsayacak şekilde, kalınlıkça sivrilmenin sadece bal peteği yapısında olduğu ve sabit kalınlığa sahip katmanlı kompozit yüzeyler içeren dört kenarı da ankastre olan imal edilmiş bir sandviç plağa ait sonuçlar karşılaştırılmıştır. Üretilen sandviç plak için kalınlıkça sivrilmenin bal peteği yapısı yanında, sanki katmanlı kompozit yüzeylerde de olduğu kabulü yapılarak, bu tip bütünüyle sivrilen sandviç plaklar için de ankastre sınır koşulları için sonuçlar elde edilmiştir. Kullanılan teorik yöntem, büyük yer değiştirme etkilerini hesaba katacak şekilde geometrik açıdan lineer olmama etkilerini, düzlem içi katılık ve ataletleri ile kayma deformasyonu içeren bir sandviç plak teorisine dayanır. Geometrik olarak lineer olmama etkileri, plaklar için kullanılan von Kármán büyük yer değiştirme teorisi kullanılarak yönteme dahil edilmiştir. Literatürde bulunan, bir katmanlı yüzeylere sahip sabit kalınlıkta bir sandviç plağa uygulanabilen sandviç plak teorisi geliştirilerek kalınlıkça sivrilen ve çok katmanlı yüzeylere sahip sandviç plakların analizinde kullanılabilecek bir teori haline getirilmiştir. Plak için gerekli hareket denklemleri virtüel iş prensibi kullanılarak türetilmiştir. Uzay bölgesi için yaklaşık çözüm fonksiyonları kabul edilmiş ve hareket denklemleri içine eklenmiştir. Bunun için yaklaşık çözüm tekniği olan Galerkin metodu kullanılmıştır. Daha sonra, zaman bölgesinde lineer olmayan diferansiyel denklemleri elde edilmiştir. Lineer olmayan bağlaşık denklem sisteminin çözümü için sonlu farklar yöntemine başvurulmuştur. Bu işlemler sonunda hareket denklemleri, lineer denklem sistemlerinin çözümü için kullanılan yöntemlerden biri olan LU ayrıştırma ile kolaylıkla çözülebilen lineer bir forma dönüştürülmüş olur. Daha sonra plak üzerinde belirlenmiş noktalardaki yer değiştirme-zaman ve birim uzama-zaman grafikleri basit mesnetli ve ankastre sınır koşulları için elde edilmiştir. Elde edilen bu sonuçlar, sonlu elemanlar yöntemini kullanan ticari bir program olan ANSYS ile ve deneysel yöntemle elde edilen sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Basit mesnetli sınır koşullarına sahip sivrilen plağın dinamik davranışına, farklı sivrilme açılarının ve katman diziliminde fiber yönelim açılarının etkisi de ayrıca araştırılmıştır. Sonlu elemanlar çözümü için dört kenarı basit mesnetli ve ankastre olarak ayrı ayrı tanımlı iki sivrilen plak, 28x28 sekiz düğüm noktalı katmanlı kabuk elemanlara bölünmüştür. Shell281 olarak tanımlanan bu eleman, geometrik yönden lineer olmama kapasitesine sahiptir ve her düğüm noktasında altı serbestlik derecesi mevcuttur. Üç serbestlik derecesi yer değiştirme, üç serbestlik derecesi de dönme için kullanılır. Shell 281 kabuk elemanları, genel anlamda sadece düzlemsel elemanlar olarak tanımlanmaz, aynı zamanda bu elemanlar uzaysal olarak üç boyutlu elemanlardır. Kabuk sonlu elemanlar, eğilmeyle sonuçlanmış bir yüklemeye maruz ince ve kalın kabuk ile plak yapıların sonlu elemanlar modellenmesinde yaygın olarak kullanılırlar. Bu çalışmada, plak sonlu elemanlar modellenmesinde kullanılan 784 eleman sayısı tatmin edici bir miktardır ve ağ oluşturma için yapılan hassasiyet analizi sonucunda elde edilmiştir. Sandviç yapının her bir yüzeyinin katmanları ve çekirdek yapı, ayrı ayrı birer tabaka olarak tanımlanmış ve birbirine mükemmel şekilde yapıştırılmış olarak kabul edilmiştir. Sonlu elemanlar analizi sadece, tamamı sivrilen sandviç plak olarak tanımlanan, çekirdeğin ve sandviç yüzeylerin kalınlıklarının birlikte lineer değiştiği basit mesnetli ve ankastre plaklar için yapılmıştır. Bunun nedeni, kabuk elemanlarla yapılan sonlu elemanlar modellemesinde programın, tanımlanmış ve daha sonra plağa atanmış sivrilme fonksiyonunu, tüm katmanlar için aynı anda sadece tek bir fonksiyon şeklinde tanımlayabilme imkanı vermesidir. Deneysel çalışmaların içeriği, kalınlıkça sivrilen bir sandviç plak üretimini, üretilen sandviç plağın bileşenlerinin malzeme özelliklerinin belirlenmesini ve nihayetinde anlık basınç oluşturabilen iki aşamalı bir patlama testi ortamının yaratılmasını kapsar. Katmanlı karbon-epoksi sandviç yüzeylerin malzeme özelliklerinin belirlenmesi için kuponlar üzerinde yoğunluk, çekme ve kayma testleri yapılmıştır. Çekirdek kısmın malzeme özelliklerinin bir kısmı literatürden alınarak, diğer kısmı da çeşitli hesaplamalar yapılarak elde edilmiştir. Patlama testinin birinci aşamasında, gerçek sivrilen sandviç plak yerine pleksiglas bir model plak patlama sonucu oluşan anlık basınca maruz bırakılarak, sandviç plak ile aynı yüzeysel boyutlara sahip bir alandaki basınç dağılımı belirlenen noktalarda basınç sensörleri ile yapılan ölçümler sonucu elde edilir. Basınç ölçümleri bittikten sonra model plak sökülür ve üzerinde çeşitli noktalara birim uzama ölçer ve ivme ölçer yapıştırılmış üretilen sandviç plak sisteme monte edilir ve patlama testleri birçok kez tekrarlanarak gerçekleştirilir. Basınç, birim uzama ve ivme verileri, veri toplama cihazları yardımıyla bilgisayar hafızasına kaydedilir. Elde edilen ivme dataları, deneysel olarak elde edilmiş yer değiştirme-zaman grafiklerine dönüştürülür. Bu çalışmada kullanılan iki aşamalı deneysel modelin, benzer deney metotlarına göre deney zamanını ve maliyetini azaltıcı etkisi olabilir. Öncelikle, plak ile membran arasındaki uzaklık, membran sayısına bağlı olan patlama basıncı ve plak boyutları değişmiyorsa, model plak ile basınç ölçümü yapmak yeterlidir. İkinci aşama patlama testi, sadece birim uzama ve ivme ölçümü özelinde, farklı katman dizilimlerine, fiber açılarına yada değişik malzeme özelliklerine sahip birçok kompozit plağa hızlıca seri bir şekilde yapılabilir. Kullanılan basınç sensörleri, delik açma yoluyla montajlanan, maliyeti düşük ve patlama etkisi ile zarar görmesi çok düşük ihtimal olan sensörlerdendir. Bu çalışmada kullanılan, patlama etkisi yaratmak için yüksek basınç bölgesi oluşturan poliyester film membranlar, kullanımı çok pratik, test için hazırlama evresi çok kısa ve çok ucuz olduklarından, deney yöntemine kattıkları süre ve maliyet avantajı yadsınamaz bir gerçektir. Sadece basit mesnetli sivrilen sandviç plak için teorik ve sonlu elemanlar yöntemi sonuçları arasında değil, ayrıca ankastre sivrilen sandviç plak için deneysel, teorik ve sonlu elemanlar yöntemi sonuçları arasında da iyi bir uyum olduğu gözlenmiştir. Kullanılan kapalı çözüm yöntemi, ANSYS çözüm süresi ile karşılaştırıldığında, çok daha az çözüm zamanı harcamıştır. Ayrıca, sadece çekirdek katmanının sivrildiği kalınlıkça sivrilen plak tipi, teorik yöntem ile çözülebilirken, ANSYS kabuk elemanlarla sonlu elemanlar modellenmesi dahi yapılamamaktadır. Bu tip plağın üç boyutlu model üzerinden sonlu elemanlarla modellenmesi, sadece çözüm zamanını çok daha arttırmakla kalmaz, aynı zamanda modelleme süresini de birkaç kat arttırır. Problemin deneysel çalışmalarıysa, uzun zaman gerektiren zahmetli bir işlem gibi gözükse de, teorik ve sonlu elemanlar yöntemlerinin doğrulanması adına fazlasıyla gerekli görülmüştür. Bununla birlikte, teorik sonuçlar ilk aşamada testle doğrulandıktan sonra, arzu edilen diğer plaklar üzerinde hızlıca çözümler elde edilebilir. Çünkü, teorik kapalı çözüm, bir plağın tasarım parametrelerinin hızlıca değiştirilebileceği şekilde nümerik parametrik bir FORTRAN bilgisayar programı şeklinde kodlanmıştır. Kullanılan teorik yönteme dayalı program, bu çalışmanın başlangıcı sayılabilecek geçmiş kalınlıkça sivrilen katmanlı kompozit plak çalışmalarını da dahil ederek, kalınlıkça lineer sivrilen sandviç ve katmanlı kompozit plakların ön tasarım evresinde kullanılabilir. Yöntemin, çok katmanlı kompozit yüzeylere sahip kalınlıkça sivrilen sandviç plakların lineer olmayan dinamik davranışının tahmin edilmesindeki kabiliyeti yüksektir. Bu çalışmada, kalınlık değişimi koordinat ekseninin lineer bir fonksiyonu olarak tanımlansa da, kalınlık değişimi farklılaştırılarak ikinci yada üçüncü dereceden fonksiyonlar olarak da tanımlanabilirdi. Oluşturulan parametrik programa bu fonksiyonların da dahil edilmesi kalınlığı değişen kompozit plakların hızlı ön tasarım seçeneklerini genişletecektir. Deneysel olarak elde edilen basınç dağılımı sonuçlarını da hesaba katarak, patlama sonucu sivrilen plak üzerinde basıncın üniform dağılım gösterdiği kabul edilmiştir. Kalınlıkça sivrilen sandviç plaklar, üniform olmayan basınç dağılımı etkisi altında daha fonksiyonel olabilir. Plağın daha kalın bölümünün daha yüksek basınç değerlerine maruz kalırken, daha ince bölümünün daha düşük basınç değerlerine maruz kaldığı bir basınç dağılımının etkisi altındaki bir plak davranışı incelenebilir.
Deformation behavior of thin walled structures filled with auxetic and non-auxetic core materials

(Lisansüstü Bilimleri Enstitüsü, 2021) Usta, Fatih ; Türkmen, Halit Süleyman ; Scarpa, Fabrizio ; 670691 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği

Air vehicles can be exposed to structural damages and disable integrity due to static and dynamic loads. Windshields of an airplane, i.e., fuselage or wing surfaces, can have a risk of these loads, and therefore, they should withstand these external loads. The skin shape of the air vehicle components, e.g., fuselage/wing/empennage of airplane and blade/canopy of the helicopter, can be considered as the combination of curved or flat panels. Likewise, thin-walled tubular structures, which can be utilized as the forms of landing gears or frames of aircraft, can possess curved or flat surfaces depending on cross-section types. This thesis proposes to increase the indentation and impact resistance of the air vehicles under low and high-velocity impact loading. The structural durability of the aircraft components under compressive loading has a key role in the protection of structural integrity during accidents. We mainly focus on enhancing mechanical performances of integrated structures, e.g., sandwich panels and thin-walled tubes with auxetic (i.e., negative Poisson's ratio) and non-auxetic core. In particular, we focus on the effects of curvature by examining flat, single, and doubly curved sandwich panels and then curved thin-walled tubes throughout the thesis studies. The results are compared in terms of compressive modulus, strength, and energy absorption metrics. In the first part of this thesis, we develop novel auxetic open cell assemblies to provide high-performance core structures for integrated stuctures. We describe the behavior of a novel class of hierarchical slotted and asymmetrical edge cellular shapes honeycombs with auxetic and non-auxetic configurations subjected to edgewise compression. Hierarchical (slotted) and non-hierarchical specimens, including hexagonal, traditional re-entrant, and asymmetric re-entrant, are produced by the Fused Deposition Modeling (FDM) method, which is the most common method for additive manufacturing. The specimens are 3D printed by using Raise3D N1 3D machine and Polylactic acid (PLA) plastic filament, and then they are tested under edgewise compression along the in-plane directions. The number of cells is determined as 5x4, and dimensions of 122x105x10 mm3 are kept constant for each design. A rigid mass is crushed through the top edge surface at an axial quasi-static speed of 3 mm/min by using an Instron Roell Amsler test machine. An Imetrum Video GaugeTM system is also used to capture the images of the test samples during crushing and to determine the Poisson's ratio of the samples. The material properties of the PLA plastics are determined via tensile tests following the ASTM D638-14 test standard. FE analyses have been performed using the LS-DYNA code to benchmark force-displacement curves with the experimental results. The numerical models are validated by comparing the load-displacement responses with the experimental results for each sample. Linear elastic properties, crashworthiness, and energy absorption capability of the novel honeycomb structures are evaluated from the experimental and numerical standpoint. Specific metrics like normalized compressive modulus, compressive strength, and specific energy absorption (SEA) are evaluated. The Poisson's ratio of the hierarchical honeycomb configurations is compared to the bulk ones. In this section, we also introduce a novel type of composite open cells honeycombs with the PLA plastic reinforcements, hydrogel, and polyurethane foam over a hierarchical cellular platform. The first class is represented by a hybrid architecture combining a hierarchical honeycomb with polyurethane foam filler, while the second is a multiphase structure produced by injecting a sodium alginate hydrogel into the hierarchical voids of the honeycomb metamaterial. The hydrogel formulation consists of sodium alginate (alginate) and a non-ionic surfactant, Pluronic F127. Gel-containing PLA structures are immersed in a 100mM CaCl2 bath prepared by dissolving calcium chloride powder in deionized water. The resulting gel structure is injected into the voids of PLA structures by using syringes. Semi-reticulated polyurethane rigid (PUR) foam blocks (density 69 kg m-3) are processed by using a CNC machine in accordance with the dimensions of gaps in the architectural structures. Then twelve different auxetic and non-auxetic metamaterial architectures are subjected to edgewise compression loading at the same test speed. A parametric numerical analysis is also performed using validated FE models to identify the best metamaterial architecture configurations. Second, we conduct the studies on flat, single, and doubly composite sandwich panels under low and high-velocity impact loading. Sandwich panels are composed of two thin stiff and strong face sheets and a thick lightweight core. The geometrical configuration has a key role to be able to absorb more energy and have more impact resistance. The interface angle, stacking sequence, ply orientation, ply thickness, and material type are the important parameters for manufacturing composite sandwich panels. Here we mainly focus on the effects of different types of auxetic and non-auxetic core structures and curvature of composite panels. In addition, the effects of thickness and stacking sequence of the composite panels are examined, and then an optimization study of the impact behavior of curved plates is performed by using multi-objective optimization techniques. Impact resistance of composite sandwich panels with different types of auxetic (re-entrant, double arrowhead, and hexachiral) and non-auxetic core structures are investigated by using Instron 9340 drop test machine. In the experimental studies, sandwich panels are manufactured with the constituents of UD carbon fiber reinforced epoxy resin (CFRP) composite face sheets and PUR foam core and 3D printed PLA plastic cellular core. Composite face sheets consisting of three plies with the [0/45/90] stacking sequence are manufactured with wet/hand lay-up method. A Heatcon vacuum press test machine is used to cure the epoxy resin and ensure a uniform flatness on both sides of the face sheets. The material properties of the constituents have been determined via tensile and compression tests in accordance with the relevant ASTM test standards. The cellular core topologies are fixed to have the same dimension of wall thickness and number of cells (39x4 except hexachiral topology). A rigid striker with a hemispherical head tip is dropped on the specimens with a speed of 2.6 m/s. A set of numerical analyses with different impact energies are performed using validated FE models to identify the best core design. Then, we indicate how an open cellular core topologies (re-entrant lattice) and a PUR lightweight foam core structures affect the high-velocity impact behavior of the doubly curved CFRP sandwich panels. Composite face sheets are manufactured with the dimensions of 250-mm radius, 30-mm core thickness, and 1.05-mm face sheet thickness by using a doubly curved mould made of aluminum alloy. High-velocity impact tests are carried out by using an air gas gun test machine capable of maximum 40-bar compressed air. Frames and fasteners of the gas gun are renewed considering the connection surface of the specimens. Frames are designed and produced with the same radius of curvature of the sandwich panel. In the experimental studies, a 10-mm diameter spherical steel projectile is launched to the centre of the specimens with a speed of 100 m/s. The FE models are developed by using the LS-DYNA software to simulate the high-velocity impact behavior of the specimens. The strain values measured by using strain gauges are recorded via a data acquisition system. The penetration depth of the projectile is measured by using a digital caliper. Moreover, the effects of curvature on the impact behavior of composite panels are examined by using numerical methods. The doubly curved surfaces are investigated and classified according to the Gaussian curvature coefficient. The impacted surface is extracted from the surfaces of torus, ellipsoids, spheres, and cylinders. We evaluate twelve different doubly and one single curved panels impacted by a spherical projectile at a velocity of 100 m/s. The results are firstly discussed by considering the effects of the curvature on the backplane displacement and the energy absorption of the panels. In addition to these, a multi-optimization study based on the Genetic algorithm and Response Surface method is carried out in order to determine the optimum designs of curved plates under high-velocity impact loading. Third, we conduct the studies on crash tubes subjected to axially quasi-static compression and low-velocity impact loading. Crash tubes are important safety components used as thin-walled structures owing to their lightweight. Here we investigate the effects of filler types, curvature, tube numbers, cross-section, and imperfection on the single and multi-tube systems' crashworthiness performance. Re-entrant and hexagonal configurations are chosen as unit cell shapes of the filler. The numerical studies are conducted using LS-DYNA software. Material properties of tubes made of aluminum alloy and auxetic lattices utilizing Acrylonitrile butadiene styrene (ABS) plus and PLA plastics are determined by using tensile tests according to ASTM E8/E8M and ASTM D638-14 test standards. The effects of imperfection on the tube and using auxetic filler on the crushing behavior of circular crash tubes are examined by using numerical methods. FE analyses are performed at 5 m/s impact velocity. Two different trigger shapes are suggested and compared to each other and discussed the advantages and disadvantages over non-triggered tubes. In order to indicate the effects of auxeticity, circular crash tubes with and without re-entrant lattices are examined under dynamic loads by using experimental and numerical techniques. The tubes in the specified length are cut from the extruded cylindrical aluminum profiles. Then, each specimen is placed in the special grooves on the aluminum plate and bonded using adhesive. Impact tests are conducted by using the Instron Dynatup 8150 test machine. As a special case of integrated thin walled structures, nested tubes are also examined in this section. The effects of using hexagonal honeycomb filler, increasing the numbers of tubes, and changing the lengths of the tubes on the nested tube structures are examined both experimentally and numerically. In the experimental study, a mass is dropped at 2.75 m/s impact velocity onto the multi-tubular crash tubes by a drop test machine. The results of single, double, triple, quadruple, and quintuple tubular structures with and without the honeycomb filler are compared in terms of collapse mechanism and common crashworthiness indicators. Furthermore, the effects of taper angle, imperfection, and cross-section types on the impact behavior of nested tubes are investigated numerically. Lastly, we present a crashworthiness optimization of nested and concentric circular tubes under impact loading which is performed by coupling FE model, Response Surface models, and Genetic algorithm. Length and thickness of three concentric tubes, as well as the radius of one tube, are adopted as design variables, which are effective parameters on crashworthiness and energy absorption. To reduce the computational cost of the optimization procedure, simple and computationally cheap Response Surface models are created to replace FE analyses in further calculations. The Non-dominated Sorting Genetic Algorithm –II (NSGAII) is applied to obtain the Pareto optimal solutions.
Değişen Hücre Yönlü, Kapalı Formülasyonlu Yöntem

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Çete, Ali Ruhşen ; Yükselen, Adil ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Bu çalışmada, “Değişen Ardışık Hücre Yönlü Kapalı Formülasyon – DAHYKF Yöntemi” isimli yeni bir sayısal yöntem geliştirilmiştir. Bu yöntemde “Değişen Yönlü Kapalı Formülasyon – DYKF (Alternating Direction Implicit - ADI) yöntemindeki değişen yönler kavramınından ilham alınmıştır. Fakat yeni yöntemde “değişen yönler” DYKF’de olduğu gibi eğrisel koordinatlar değil “Ardışık Hücre Yönleri”dir. Ardışık Hücre Yönleri dörtgen elemanların karşılıklı kenarlarını takip ederek oluşan yönlerdir. Çalışmada DAHYKF yönteminin olası çeşitlemelerinden, hücre merkezli Sonlu Hacim ayrıklaştırmalı olanı tercih edilmiştir. DAHYKF yöntemi ile daire, basmak ve simetrik Joukowsky profili etrafında sıkıştırılama potansiyel akım için bulunan çözümler analitik sonuçlarla, klasik DYKF yöntemi sonuçlarıyla ve Runge-Kutta zaman integrasyonu kullanan bir Sonlu Hacimler yöntemi sonuçlarıyla karşılaştırılmıştır. Sonuçlar yöntemin yapısal ve yapısal olmayan çözüm ağlarında aynı yüksek performansı gösterdiği ve bunun yanında kullanımının kolay olduğunu ortaya koymaktadır.
Digital-twin flight modelling through machine learning for trajectory error estimation and recovery

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2021) Uzun, Mevlüt ; İnalhan, Gökhan ; Demirezen, Mustafa Umut ; 670702 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

High fidelity aircraft performance models are essential for the precise estimations of 4D trajectories and fuel consumption. A correct fuel flow model is critical for flight planning purposes, especially in calculating the fuel load required for a trip. Airlines use manufacturers' performance models to calculate fuel consumption for flight planning rather this be at the integrated operations center or at the cockpit level. As such, within the scope of Air Traffic Management (ATM), for problems such as trajectory planning/estimation for separation assurance and capacity and demand balancing, performance models such as the Base of Aircraft Data (BADA) by Eurocontrol are utilized. These baseline models are structured around polynomial approximations of Original Equipment Manufacturer (OEM) performance tables within generic aircraft models. However, flight data strongly suggest that the aircraft tend to deviate from these baseline models as they age and as, are exposed to maintenance, and are operated in diverse regions. Current ground-based flight planning systems utilize aircraft type-specific performance tables to determine fuel flows for given flight conditions and parameters such as altitude, mass, and speed. A performance factor corrects these tables as the aircraft ages. Despite this update, planned fuel consumption may indeed not overlap with the actual one. In addition to the aircraft performance model, wind uncertainty affects fuel consumption by its impact on ground speed. Because ground speed changes trip time, it determines how much fuel is to be consumed for a travel distance. This thesis focuses on the flight planning at the ground level and propose a data-driven machine learning approach to develop a data-driven aircraft digital-twin model using the most fundamental and airborne recorded flight trajectory and flight parameters data set. In particular, this thesis considers on two distinct problems: uncertainties in aircraft performance models and uncertainties in the wind. In this sense, this thesis proposes methodologies to improve baseline models for fuel flow, and wind estimations via operational data. In particular, this study has investigated introducing neural network architectures to estimate tail-number specific updates to the aircraft baseline fuel flow model through deep learning for climb, cruise, and descent phases of flight. For training our neural network models, this study has utilized a QAR data set from 30 different tail-numbers with more than 2 million flight segments in total from a fleet of a wide-body aircraft operated by a major European flag carrier airline. The proposed architecture is designed to retain the compatibility to the flight planning applications by using the same features that the baseline aircraft models do for computing flight trajectory and the fuel flow. Throughout an extensive feature engineering, the thesis reveals the parameters with a significant impact on fuel flow. The analysis shows that the discrepancy between the modeled and the actual fuel flows stems from a) parametric biases in fuel flows and b) operational variations in the actual implementation of the flight modes. As such, the estimation errors in throttle and the corresponding thrust and excess thrust levels, play a key role in error dynamics. This fact is utilized to further refine the neural network architecture into a novel cascaded structure, which embeds estimation of critic engine related parameters that are not available within baseline models for flight planning. Furthermore, the study has implemented a physics-guided deep neural network framework to improve data-driven models' consistency in flight regimes that are not covered by data. In particular, we guide the neural network with the equations that represent fuel flow dynamics. In addition to the empirical error, we embed this physical knowledge as several extra loss terms. In wind uncertainty part, historical Global Forecast System (GFS) predictions are utilized as baseline estimations. Wind measurements in QAR footprints are considered as ground-truth. State-of-the-art deep learning algorithms are deployed to map baseline estimations for fuel flow and wind to their ground truths. A comparison of the models with real flight data shows that precise estimation of fuel flow with mean absolute errors lower than %0.7 can be achieved at all the flight modes. We further tested these models on different tail numbered aircraft to show the generalization capability of the algorithm. Results on the wind side also show that we can achieve a considerable reduction in wind uncertainty both from a mean error and variance sense. Finally, our fuel flow models are compared with the Airline ground-based planning fuel flow models on the actual flight plans generated by the ground-based system. Total trip fuel comparisons show discrepancies up to %3.5 total fuel loading weight, which will result in potential fuel savings by decreasing the fuel load during take-off for flights with unnecessary excess fuel load. An example of a specific tail-number suggests that for typical operation of 200 long-haul flights per day, yearly savings on the order of 17 million USD can be achieved at current jet fuel prices. This "tail-number specific" performance modeling approach is projected to open considerable frontiers, including further reduction of fuel load safety margins and in-flight update of performance models through machine learning methods.
Dikdörtgen kesitli çift jetler üzerine deneysel bir çalışma

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Erdem, Duygu ; Atlı, Veysel ; Uçak Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Bu çalışmada, aynı düzlem üzerindeki iki dikdörtgen yarıktan birbirine paralel olarak çıkan iki jetin birbirleri ile etkileşimleri deneysel olarak incelenmiştir. Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi Trisonik Araştırma Merkezindeki üflemeli rüzgar tünelinde gerçekleştirilmiştir. Farklı çift jet konfigürasyonları için akım alanı sıcak-tel anemometresi kullanılarak taranmış ve akım görüntüleme metodlarıyla görüntülenmiştir. Çift jet akımının karışma ve yayılma karakteristiklerinin iyileştirilmesi için iki jet çıkış kesidi arasına silindirik bir yapı yerleştirilmiş ve bu yapının akım yapısına, jetlerin yapışma ve birleşme uzaklıklarına etkisi incelenmiştir. Söz konusu akım önüne, çeşitli akım altı pozisyonlara, yerleştirilen düzlem levha aracılığı ile yüzeye çarpma halinde yüzey üzerinde oluşan basınç alanı ve akım yapısı incelenmiştir.
Dikey İniş Kalkış Yapabilen Sabit Kanatlı İnsansız Hava Aracı Tasarım, Üretimi Ve Uçuş Testleri

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015-10-23) Özdemir, Uğur ; İnalhan, Gökhan ; 10087884 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aircraft Engineering

Son 40 yıldır yüksek kapasiteli insansız hava araçları, günümüzde daha çok askeri alanda takip, gözetleme, aktif silahlı angajman veya en basit manada veri toplama amacıyla kullanılmaktadır. İnsanlı sistemlere göre düşük üretim ve işletme maliyeti, müşteri ihtiyaçlarına göre uçağın düzenlenebilme esnekliği, zor görevlerde pilotu kaybet riskinin olmaması ticari anlamda da insansız hava araçlarını talep doğurmakla beraber halen insanlı uçuş hava sahasına entegrasyonu, güvenilirliği ve uçuş güvenliği anlamında açık noktalar vardır. Sivil amaçlı insansız hava araçları toplam araç pazarının \%3’ünü oluşturmasına rağmen, önümüzdeki 5 yıl içinde bunun \%10 seviyesine geleceği tahmin edilmektedir. İHA sistemleri üzerlerine takılan faydalı yükler (kamera, hiperspektral görüntüleyici, hava ölçüm sensörleri ve bunun gibi cihazlar) ile beraber tarım/orman/deniz kirliliği/atık takip ve izleme, afet durumlarında takip ve izleme, tapu ve kadastro amaçlı haritalama, yaban hayatı ve ekolojik izleme, yerbilim ve maden çalışmaları, trafik İzleme gibi birçok sivil uygulamada gün geçtikçe daha fazla yer bulmakta, ve daha önce insanlı hava araçları kullanımının riskli ve maliyetli olduğu birçok sivil uygulamada, minimal risk faktörü ve maliyet ile hava aracının getirdiği avantajları sunabilmektedir. Askeri amaçlı tasarlanan ve üretilen insansız hava araçlarının maliyetlerinin yüksekliği göz alındığında, sivil kullanım marketi kendi tip uygulamalarına yönelik, daha düşük maliyetli ve özgün ürünleri istemektedir. Özellikle yukarıda not edilen uygulamaların çoğu limitli kalkış iniş pisti barındıran, mobil uygulamalara yönelik, operasyon bölgesi içinde hızlı hareket edebilen ama gereken durumlarda havada askıda kalarak kısa da olsa durağan ölçüm ve takip yapabilecek bir araç gerektirmektedir. Aynı zamanda böyle bir sistemin bir çok farklı sivil uygulama için uygulanabilirliği/çevrilebilirliği manasında maliyet etkin bir çözüm olması gerekmektedir. Bu da uygulama konseptine bağlı olarak faydalı yük sistemlerinin rahat bir şekilde takılıp çıkartılabildiği ve operasyon ayağının (düz uçuş ve havada askıda kalma sürelerinin) uygulamaya özel programlanabildiği bir hava aracı anlamına gelmektedir. Bu tez kapsamında yukarıda belirtilen hususlar göz önünde tutularak, doğada dikey olarak uçuşlar yapan TURAÇ kuşundan esinlenerek TURAÇ DİKY İHA sistemi adını verdiğimiz insansız hava aracının tasarım, üretim ve uçuş testleri Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığı Sanayi Tezleri (San-Tez) programı desteğiyle ele alınmıştır. Önerilen İHA sisteminde, gövdede koaksiyel ana taşıyıcı ve önde tilt edebilen 2 rotor bulunmaktadır. Bu konfigurasyon yapısıyla helikopter gibi dikey iniş kalkış yapabilme, havada askıda kalma görevlerini yerine getirebildiği gibi aynı zamanda sabit-kanatlı bir İHA sisteminin yüksek ileri hız kapasitesine sahiptir. Tak-çıkart kanat yapısının sunduğu farklı büyüklüklerdeki kanatlar ile kullanılabilme özelliği sayesinde farklı uçuş görevleri tek bir gövde ile yerine getirilebilmektedir. Tak-çıkart özelliği aynı zamanda hava aracına kolay paketlenebilme ve taşınabilme özelliğini kazandırmaktadır. Uçan kanat konfigurasyonu ile aerodinamik verimlilik ve faydalı yük için daha fazla hacim sağlanmıştır. Tez kapsamında, TURAÇ DİKY İHA'nin tasarım süreci, yapısal ve aerodimik analizleri içeren sistem mühendisliği, itki sistemlerinin geliştirilmesi ve test edilmesi, simulasyon ve kontrol algoritmalarının geliştirilmesi, uçuş kontrol sistemi, uçuş yönetim bilgisayarı, faydalı yük sistemleri yazılım ve donanım geliştirmeleri,ucuz maliyetli bir hızlı prototiplendirme yöntemi, ve uçuş testleri konuları ele alınmıştır. Tasarım çalışmalarında tekrarlamalı bir yöntem takip edilmiştir. Analiz ve test sonuçlarına göre tasarım iyileştirmeleri yapılmıştır. Detay parçaların tasarımı ve analizi gerçekleştirilirken tüm sistemin verimliği göz önünde bulundurularak yapısal ve aerodinamiksel analizler gerçekleştirilmiştir. TURAÇ DİKY İHA'nın özgün itki konfigurasyonu sayesinde hem enerji en etkin bir şekilde kullanılmış hem de üçlü rotor sisteminde bir dengeleme problemi yaşanmamıştır. Geliştirilen ve üretilen itki-test düzeneğiyle motor-pervane-ESC kombinasyonlarının testleri ve simulasyonları gerçekleştirilmiştir. TURAÇ DİKY İHA'nın doğrusal ve doğrusal olmayan dinamik modellleri, hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) ve girdap kafes yöntemi (GKY) kullanılarak elde edilen aerodinamik katsayılar ile oluşturulmuştur. TURAÇ DİKY İHA'nın havada askıda kalma uçuşundan ileri uçuşa geçiş (ve tersi) senaryoları oluşturulup analiz edilmiştir. Bu senaryolar doğrultusunda uçuş kontrol sistemleri geliştirilmiştir ve havada askıda durumundan ileri uçuşa geçiş (ve tersi) için uçuş simulasyonları başarıyla gerçekleştirilmiştir. Havada askıda kalma uçuşu, havada askıda kalma durumundan ileri uçuşa geçişi otonom olarak sağlayacak kontrol sistem tasarımları ve bunların gömülü yazılımları geliştirilmiştir. Aviyonik sistemler yazılım ve donanım seviyesinde geliştirilmiştir. Geliştirilen yer istasyonu sistemi görev planlama modülü, canlı kontrol modülü, telemetri veri alma ve kaydetme modülü, yeniden oynatma modülü bulundurmaktadır. Yer istasyonuna gerçek zamanlı olarak video görüntüsü aktarılabilmektedir. Multispektral kamera görüntülerinin analizi gerçekleştirilmiştir. Ucuz maliyetli ve hızlı bir prototipleme yöntemi geliştirilmiştir. Bu yöntem kullanılarak üretilen farklı TURAÇ İHA versiyonları uçuş testlerinde kullanılmıştır. Her bir versiyonun uçuş performansı tekrarlamalı tasarım sürecinin bir girdisi olmuş ve bir sonraki versiyonu belirlemiştir. Trikopter modundaki kanatsız TURAÇ DİKY İHA ile otonom iniş kalkış, rota takibi gibi otonom uçuşlar yapılırkan, 1/2 ve 1/3-ölçekli TURAÇ DİKY İHA'lar ile ileri uçuş, hava askıda kalma uçuşu, havada askı durumundan ileri uçuşa geçiş testleri manuel ve otonom olarak başarı ile gerçekleştirilmiştir.

Gözat

Başlık ile FBE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı - Doktora'a göz atma

Sayfa başına sonuç

Sıralama Seçenekleri