FBE- Uçak ve Uzay Mühendisliği Lisansüstü Programı

Bu topluluk için Kalıcı Uri

http://hdl.handle.net/11527/169

Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı altında bir lisansüstü programı olup, yüksek lisans ve doktora düzeyinde eğitim vermektedir. Araştırma konuları: Teorik, hesaplamalı ve deneysel aerodinamik ve akışkanlar dinamiği, Teorik, hesaplamalı ve deneysel yapısal analiz ve tasarım, Hava araçlarının tasarımı, uçuş dinamiği ve performansı, Uzay aracı tasarımı, İnsansız hava taşıtları, Mekanik titreşimler ve yapısal dinamik, Termal sistemlerin tasarımı ve optimizasyonu vb.

Gözat

1 Kw Elektrotermal Argon Arkjet Motoru, Deneysel Amaçlı

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Onur, Ali Orçun ; Gülçat, Ülgen ; Uzay Bilimleri ve Teknolojisi ; Space Sciences and Technology

Bu çalışma, özellikle uzaya yönelik olarak geliştirilen ileri itki sistemlerinden elektrotermal arkjet motorunun labarotuvar modelinin oluşturulması amacı ile yapılmıştır. Daha sonra, bu labarotuvar modelinin bir deney seti olarak düzenlenmesi amaçlanmıştır. Bu deney seti, Ertürk TANRISEVER tarafından geliştirilen tıp cihazı model alınarak yapılmış olup, bu çalışma esnasında herhangi bir sayısal çözümleme yapılmamıştır. Elektrotermal arkjet motorunun en önemli özelliği, aynı görev için kullanılan kimyasal roketlere göre itki malzemesi tüketiminin oldukça düşük olmasıdır ve bu özellik sayesinde yörüngeye çıkartılması gereken yakıt miktarı azalacaktır. Oluşturulan deney seti güvenlik sebepleri ile itki malzemesi olarak argon gazı kullanmaktadır.
1980-1990 yılları arasında meydana gelen jet motorlu ticari uçak kazalarının analizi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 1991) Taner, Tunciz ; Yüksel, Ahmet Nuri ; 19424 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği

Bu çalışmanın konusu 1980 ve 1990 yılları arasında meydana gelen jet motorlu ticari uçak olay ve kazalarının analizidir. Çalışmanın amacı bu olay ve kazaların uçuş safhalarına göre ayrımını yapıp hangi nedenle meydana geldiklerini ortaya çıkarmış ve ilerde olabilecek olay ve kazaların ne tür tedbirlerle önlenebileceği hakkında bir sonuca varmaktır. Bu analiz yapılırken sivil havacılıkta, ticari anlamda büyük oranda kullanılan 22 adet uçak tipi ele alınmıştır. Uçuş, yerde, kalkış, tırmanma, düz uçuş, alçalma ve yakalama- iniş şeklinde altı safhaya ayrılmış, kaza nedenleri ise kokpit ekibi hatası, teknik arıza, yer koşulları, atmosfer koşulları, kontrolör hatası, araç-uçak çarpması, kuş çarpması ve diğer şeklinde sekiz maddede toplar arak olay ve kazaların uçuşun hangi safhasında, hangi nedenle meydana geldiği ve diğer bir takım bilgiler sonuç bölümünde grafiklerle gösterilmiştir.
500 Kw’lık Bir Rüzgar Türbini Ana Şaftının Tasarımı Ve Yorulma Analizleri

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 27.02.2014) Şahin, İbrahim Enes ; Mecitoğlu, Zahit ; 10027961 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering

Rüzgâr enerjisi son yıllarda önemini artıran ve son derece ilgi gören bir sektör olmuştur. Çeşitli rüzgar türbini tasarımları uygulamada bulunmaktadır. Temiz enerji elde etmek için günümüz mühendislik çalışmaları içinde yer almaktadır. Bu yüksek lisans tez çalışmasında, Türkiye’nin ilk yerli rüzgar türbini imalatı projesi olan Rüzgâr Enerjisi Santrali Teknolojilerinin Geliştirilmesi (MİLRES) projesi kapsamında 500 kW Rüzgar Türbinini ana şaftının ve bağlantısının tasarımı ve yapısal analizleri yapılmıştır. Rüzgarın kinetik enerjisi bir göbeğe bağlanmış palalardan oluşan rotor vasıtasıyla torka dönüştürülür. Tork, ana şaft üzerinden dişli kutusuna aktarılır. Bu çalışmada ana şaftın tasarımı, yapısal ve yorulma analizleri ile ana şaftın göbek ile olan bağlantı elemanları (cıvatalar) tasarımı ve yapısal analizleri yapılmıştır. Ana şaftın, hem hafif olması hem de göbekteki kontrol elemanlarına ait kabloların kolaylıkla geçişi için içi boş olarak tasarlanmıştır. Sistem, ana şaft üzerinde bir adet yatak ve dişli kutusunun iki noktadan bağlı olduğu mandagözü ile mesnetlenmiştir ve bu mesnetlenmeye göre sınır koşulları belirlenmiştir. Yatak seçimi yatağa gelen statik ve salınımlı kuvvet ve momentler göz önünde bulundurularak yapılmıştır. Bu momentler bir palanın belirlenen referans noktasında 300 lik farklar ile 00den 3600 ye kadar döndürülmesiyle incelenmiş ve nominal torkun üstüne eklenerek değerler bulunmuştur. Yatak bölgesindeki kademe, literatürdeki rüzgar türbinleri için özel olarak belirtilen özel bir tasarım göz önüne alınmıştır. Sisteme gelebilecek ters eksenel kuvvetlere karşı kademe olması için yatak bölgesinde burç ve yatak sonrasında ise sıkma bileziği ile önlem alınmıştır. Ana şaftının göbeğe bağlandığı flanşın çapı rüzgar türbini montajının yapılışı da dikkate alınarak belirlenmiştir. Ana şaftın boyutlandırılmasında yorulma kriterinin esas alınması gerekmektedir. Yorulma analizi için rotor ağırlığından kaynaklanan eğilme momenti, nominal tork, eksenel yük ile rotorun bir devri boyunca eğilme momentindeki ve torktaki değişimler hesaplanmıştır. Rüzgar kesmesi (wind shear), kulenin blokaj etkisi vb. etkilerle bir çevrim boyunca torktaki ve eğilme momentindeki değişimler literatürde bulunan ampirik formüller kullanılarak hesaplanmıştır. Ana şaftın kritik kesitlerindeki çap hesabı, ASME Eliptik yorulma kriteri kullanılarak sonsuz ömre göre yapılmıştır. Ana şaftın tasarımındaki kritik bölgeler şaftın yataklandığı bölge ve şaftın dişli kutusuna bağlandığı bölgedir. Ayrıca, kontrol amaçlı olarak Uluslararası Elektroteknik Komisyonu’nun (International Electrotechnical Commision) yayınlamış olduğu IEC 64100-1 standardında belirtilen yükleme şartları için ana şaftın statik analizleri ANSYS 14.5 sonlu elemanlar yazılımı kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Tasarımlar Catia V5 R19 programıyla yapılmıştır. Şaftın sonlu eleman modeli SOLID185 elemanlar kullanılarak oluşturulmuştur. Ayrıca, ana şaft - göbek bağlantı elemanlarının analizi de bu çalışma kapsamında yapılmıştır. Sayısal ve analitik yöntemler kullanılarak elde edilen deformasyon ve gerilme sonuçları karşılaştırılmış ve iyi bir uyum olduğu görülmüştür.
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.
A4 Uçağı İçin Geliştirilmiş Otopilot Tasarımı

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 12.10.2012) Karagöz, İbrahim Can ; Caferov, Elbrus ; 442995 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering

İnsansız savaş uçaklarının görev zorunlulukları ve ihtiyaçları nedeniyle hareket manevralarının planlanması ve otonomlaştırılması zorunlu bir hal almıştır. Bu amaçla, çalışmada insansız savaş uçaklarının hareket manevralarının aktüatör girişleri ile etkileşimi incelenmiş, hareket modlarının bu eyleyici girişleri ile kontrol edilebilmesi için PID, LQR, kök yerleştirme ve iç-dış çevrim kontrolcüleri tasarlanmış, uçuşta karşılaşılabilecek bozuntuların giderilmesine çalışılmış ve uçuşun otonomlaştırılması amaçlanmıştır. Bu amaçlara yönelik olarak, uçak doğrusal ve doğrusal olmayan hareket denklemleri geliştirilmiş, her iki tip hareket denklemi için eyleyicilerin uçak durum değişkenlerine etkisi gözlemlenmiştir. Bu gözlemlerden hareketle, öngörüldüğü gibi, doğrusal olmayan hareket denklemlerinden belirli varsayımlar ile türetilen doğrusal durum denklemlerinin belirli bir hataya sebebiyet verdiği belirlenmiş ve bu hata miktarı ortaya konulmuştur. Çalışmanın devamında, uzunlamasına ve yanlamasına hareket için LQR, PID ve iç-dış çevrim, durum geri besleme kontrolcüleri ile referans girişe karşılık gelen cevap gözlenmiş, karşılaştırılmış ve gerekli eyleyici girişleri, maksimum ve minimum limitleri göz önüne alınmış ve uçuş otonomlaştırılmıştır. Bu bölüme kadar uçuşun belirli bir kondisyonda gerçekleştirildiği varsayımı ile hareket edilmiştir. Gerçekleştirilen tasarımlar da nominal ölçütlerde düşünülmüştür. Ancak uçak kararlılık türevlerinin uçuş kondisyonuna bağlı olarak değiştiği bilinmektedir. Gerçekleştirilen simülasyonlarla da bu kararlılık türevlerinin uçağı kararsızlaştırabilecek etkilerde bulunabileceği gözlemlenmiştir. Buradan hareketle dayanıklı (robust) bir kontrolcü tasarımı gereksinimi saptanmıştır. Kayma kipli kontrolcü ve dayanıklı PID kontrolcü tasarımları gerçekleştirilmiştir. Bu tasarımların parametrik belirsizliklere ve bozuntulara rağmen kararlı davranış sergilediği görülmüştür.
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.
Aeroelastic analysis of variable-span morphing wing

(Institute of Science And Technology, 2020-05-15) Durmuş, Damla ; Kaya, Metin Orhan ; 511171107 ; Aerospace Engineering ; Uçak ve Uzay Mühendisliği

Aeroelasticity is the field of study that deals with the effects of interaction between aerodynamic, elastic and inertial forces on aircraft structures. Aeroelastic phenomenon may lead to some instability problems such as flutter, divergence and aileron reversal. Flutter is one of the most representative dynamic instability problems of aeroelasticity which may jeopardize the aircraft structure and cause catastrophic failure of an aircraft. The overall safety, flight performance and energy efficiency of an air vehicle are adversely affected by the occurrence of flutter instability condition. In recent years, there has been an increasing interest to the morphing wing technology due to its capability to perform multi-role missions. In this study, aeroelastic analysis of span morphing concept is analyzed in detail. The telescopic span morphing mechanism has ability to change wing span in order to achieve better aircraft performance, enlarge the flight envelope and accomplish multiple mission roles at different phases of flight. Moreover, asymmetrical wing span extension provides roll control as an alternative to aileron control surfaces. Aeroelastic behavior of span morphing wings are more crucial than conventional wings. Increasing wing span length may cause some dynamic instability problems. For this reason, the flutter characteristics of span morphing wings should be investigated with utmost attention. The motivation behind this study is that making contribution to this growing area by analyzing the flutter behavior of variable-span morphing wings. This study focuses on the dynamic behavior of variable-span morphing wing oscillating in pitch and plunge motions under subsonic flight conditions. Prior to determining the flutter characteristics of variable-span morphing wing, free vibration and flutter analyses of conventional wing are performed. The unswept cantilevered wing is modeled as an Euler-Bernoulli beam which is widely preferred to simplify the wing structural model. The aerodynamic loads acting on the wing are represented by Theodorsen's unsteady aerodynamic theory. The governing differential equation of motion that describes the behavior of the dynamics of the Euler-Bernoulli beam is derived through the Hamilton's principle. The differential transformation method (DTM) is implemented to the governing equations and boundary conditions to obtain the natural frequencies, flutter speed and flutter frequency values. The solution of the aeroelastic system is obtained by the classical frequency domain solution k-method. To validate the accuracy and reliability of the developed algorithm, Goland wing and a High-Altitude Long-Endurance (HALE) wing are chosen as validation studies. HALE aircraft is equipped with high aspect ratio which causes to more flexible wing, which is an undesirable situation. The wing flexibility leads to geometrical nonlinearities which cause the dynamic instability and decrease in the flutter speed. Therefore, numerous studies related to aeroelastic analysis of HALE wing exist in literature. The free vibration analyses for coupled bending-torsion motion of beam are conducted in both validation cases and compared with the exact values found in literature. In addition to natural frequencies of the Goland wing and HALE wing, the flutter boundaries of chosen wings are determined. The numerical results are obtained via a script written in MATHEMATICA tool and then compared with the exact solutions of the original Goland and HALE wings. The findings of the numerical analyses presented as quantitatively and qualitatively are in excellent agreement with the exact values found in literature. The flutter behavior of telescopic span morphing wing oscillating in pitch and plunge motion is investigated. The aircraft wing is modelled as three-stepped Euler-Bernoulli beam. Prior to analyzing the flutter characteristics of morphing wings, numerous validation cases are conducted to ensure that the stepped beam model works well. Goland and HALE wings are also used as the basis for this investigation. The chord lengths of each segment are assumed to be constant along the spanwise. The half span length of wing is the only parameter that changes. By analyzing three-stepped wing models, it is aimed to achieve the same natural frequency with the original Goland and HALE wings which consists of one-segment. After validating the obtained values from analysis of three-stepped beam model, the free vibration and flutter analysis of variable-span morphing wing at 50% span extension is investigated. Furthermore, the flutter speed and flutter frequency is also analyzed for different elongation ratios of wing. There is a significant difference in flutter speeds of fully retracted and fully extended wing configurations. It can be concluded that flutter speed and flutter frequency decreases dramatically as wing span extends. Another important finding is that the flutter speed reduction is relatively high at the initial stages of the wing span extension.
Aerospike nozzle design and analysis

(Institute of Science and Technology, 2020-07-21) Farrag, Sherif ; Edis, Fırat Oğuz ; 511171132 ; Aeronautical and Astronautical Engineering ; Uçak ve Uzay Mühendisliği

This research is done to design an aerospike nozzle contour with theory discussion and investigation. Contour is determined using a written Matlab code that gives maximum performance for given conditions. Excel is used to treat the contour points then 3D and 2D model suitable to be imported to Ansys is designed using Solidworks and imported to Ansys Fluent CFD for parameter calculations and analyzing. Truncated Nozzle is analyzed with different percentages, 40% truncation showed maximum performance. Base bleed is added and analyzed. A new conceptual design is first introduced and analyzed in this research "Hybrid Aerospike-Conical Nozzle". It is CFD analyzed and showed a dramatic increase of thrust of 4.6%. Secondary Jets for thrust vector control are added, analyzed and optimized at different positions (20% and 90% measured from the throat). 90% position showed the maximum performance since the amplification factor maximized.
Ağır Ticari Araçlarda Debriyaj Yokuş Kalkış Testinin Simülasyonu

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015-02-20) Erbaş, Cem ; Doğan, Vedat Ziya ; 10064476 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aerospace Engineering

Debriyaj, içten yanmalı motorlarda motor ile sanzıman arasında bulunan ve motordan sanzımana aktarılan tork miktarını düzenleyen bir aktarma organıdır. Gerektiğinde tork iletiminin kesilmesine yardımcı olmakta ve vites değistirilebilmesini sağlamaktadır. Kavrama devam ederken volan ile baskı komplesine bağlı baskı plakası arasındaki debriyaj balatası arasında sürtünme nedeniyle ısı enerjisi meydana gelir. Araç durgun halde hareketine basladığı sırada atalet maksimum olduğu için ilk kalkısta meydana gelen ısı en fazladır. Açığa çıkan ısı enerjisi debriyaj sistemi parçalarını ısıtır. Sürtünme esnasında iletilen ısı malzeme özelliklerine bağlı olarak parçalara belli oranlarda yayılmaktadır. Sıcaklık artısı, debriyajın sürtünen parçaları arasında, yani volan, debriyaj balatası ve baskı plakası arasında iletim yoluyla; çevredeki parçalara ise tasınım yoluyla iletilmektedir. Debriyajın düzgün çalısabilmesi için açığa çıkan ısıyı üzerinden atabilmesi ve soğuması gerekmektedir. Bu çalısmada sürücüye bağlı bir test olan debriyaj yokus kalkıs testi modellenmistir. Simülasyon, testin her asamasındaki ve sonundaki debriyaj muhafaza sıcaklıklarını araç testlerini yapmadan hesaplayabilmek için olusturulmustur. Bunun yanısıra simülasyon ile riskli görülen durumlar için önlem alınması, önemli araç parametrelerinin ve debriyaj sisteminin optimize edilmesi ve testin oldukça maliyetli ve zaman alıcı olmasından dolayı test boyunca yapılan masrafların önüne geçilmesi hedeflenmektedir. Bu testin simülasyonu simdiye kadar Ford Motor Company'de mevcut değildi. Simülasyon, sirket bünyesinde lisanslı olarak kullanılan GT-SUITE ticari yazılımıyla olusturulmustur. Aracın tamamı ve yol kosulları modellenmistir. Teste tabi tutulan araçlarda kullanılan kuru sürtünmeli tip debriyajın malzeme, ağırlık, yüzey alanı, atalet bilgileri kullanılmıs, bunlara ek olarak ağır ticari araçlara özgü bir termal kısmın korelasyonu geçmiste yapılmıs testlerle olusturulmustur. Bu araç modeli programdaki kontrol ünitesi ile birlikte birbirine bağlanmıstır. Simülasyonda sürücü test prosedürünü izlemektedir. Sürücü vitesi değistirmekte, gaz ve debriyaj pedallarına basmakta, aracı sürmekte ve 60 saniye bekletmektedir. Simülasyon sonucunda debriyaj muhafazası içerisindeki hava sıcaklıkları hesaplanmıstır ve sonuçlar üç farklı araçtan ölçülen sonuçlar ile karsılastırılmıstır.
Aircraft motion control : inverse simulation

(Institute of Science and Technology, 1995) Menevşe, Alpaslan ; Taşaltın, Ramazan ; 46602 ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Pilot eğitiminde önemli bir yer tutan savaş uçakları simülatörlerinin geliştirilmesi son yıllarda büyük önem kazanmıştır. Farklı senaryoların kolayca uygulanabilmesi, maliyet açısından gerçek uçuşlara kıyasla çok daha ucuz olması ve yeni programlama tekniklerinin uygulamaya konması bu önemi daha da arttırmıştır. Yapay zeka alanındaki gelişmeler neticesinde nümerik yöntemler ile akıllı sistemler bütünleştirilmiş ve hibrid (hybrid) sistemler elde edilmiştir. Bu tezde yapay bir pilotun yörüngeye karar verdikten sonra, belirlenen manevrayı nasıl yapabileceği, ters problem yöntemiyle incelenmiştir. Ters problemlerde kullanılan türev alm-a yöntemi ile integral yöntemi karşılaştırılmış avantaj ve dezavantajları belirtilmiştir. Bir pilotun almış olduğu eğitim neticesinde uçuş sırasında doğal olarak akıldan yapmış olduğu ters problem çözümünün anlaşılabilmesi öncelikle uçuş şartları, kararlılık, manevra tipleri gibi temel kavramları bilinmesini gerektirmektedir. Bu nedenle tezin başlangıç bölümünde bu tür temel kavramlara yer verilmiştir. Tez içerisinde incelenen yöntemler sayısal çözümler olup,.yapay zeka yöntemleri yada savaş senaryoları dahil edilmemiştir. Daha detaya inmeden önce bazı tanımların yapılmasında fayda vardır. Bir kütlenin durgun yada sabit lineer ve açısal momentlere sahip olması haline, o kütlenin denge hali (equilibrium) denir. Uçağın denge hali ikinci tip olan momentlerinin değişmemek kaydıyla hareket halinde bulunmasıdır. Aerodiamik kuvvetlerin bileşkelerinin uçağın ağırlığını dengeleme koşulu bulunduğundan, denge halinde herhangi bir dönme etkisi bulunmaz. Bir uçağın hızının farklılaşmasına ve/veya yönünün değişmesine engel olan karakteristiği o uçağın kararlılığını oluşturur. Uçak dinamiğinde iki tür kararsızlık mevcuttur. Bunlardan birincisi statik kararsızlık diğeri ise dinamik yani uçağın denge konumu etrafında salınması durumudur. Uçağın yörüngesini değiştirmek için uygulanan etkiye ise kontrol adı verilir. Bir sistemin kontrolünün iki tür fonksiyonu vardır. Birincisi uçağın denge durumunu sabitleştirmek yada değiştirmektir. Bir denge durumundan diğerine geçişteki dinamikler daha çok kararlılık araştırmalarının konusu olup burada incelenmeyecektir. Kontrolün ikinci fonksiyonu ise dengesizlik (unequilibrium) denilen ivmeli hareketler üretmek olıîp, uçak manevraları bu konuya girmektedir. Uçağın bir manevra halinden diğer bir manevra haline geçişi uçak kontrolünün ana araştırma viii konusu olmaktadır. Otomatik uçuş kontrol sistemleri bilgisayar yardımı ile sürekli düzeltmelerde bulunarak uçağın istenilen doğrultuda hareket etmesini sağlarlar. Her uçakta üç boyutlu mekanda gerekli hareketi sağlayacak çeşitli şekillerde kontrol yüzeyleri mevcuttur. Temel olarak üç tip olan bu yüzeyler kanatçık (aileron), irtifa dümeni (elevator), istikamet dümeni (rudder) olarak adlandırılırlar. Motorlarda üretilen itki gücü (thrust) ise dördüncü kontrol olarak düşünülür. Bununla birlikte savaş uçaklarında manevra kabiliyetini artırıcı ek unsurlarda bulunabilmektedir. Bunlar yatay ve dikey kanardlar, spoiler değişken kenarlı kanatlar ve son zamanlarda uygulamaya konulan motor sonrası kontrol yüzeyleridir. Bir kontrol yüzeyinin hareket ettirilmesi genellikle birden fazla eksene etki ederek istenilenden farklı hareketler doğurur. Birden fazla kontrol yüzeyinin kullanılması ile hareket değişkenleri arasında birliktelik (coupling) ve etkileşim (interaction) oluşturur. Bu fiziksel sınırlamalar özel teknikler kullanmadan otomatik uçuş kontrol sistemlerini analiz etmeyi imkansız kılar. Bu metodlardan biriside ters (geri) problem olup uçuş dinamik ve konrolünü anlamamızda bize yardımcı olur. TERS (INVERSE) PROBLEMLER Bir uçağın dinamik denklemleri iki tür değişkeni (giriş ve çıkış) ve bir grup sabiti birbirine bağlayan sistemlerdir. Genel (forward) problemler giriş ve sabitler bilindiğinde çıkışı hesaplamayı amaçlar. Ancak, bununla birlikte problemin iki farklı olasılığı daha mevcuttur. Bunlardan birisi çıkış ve sabitlerin bilinmesi ile girişin bulunması, diğeri ise giriş ve çıkışın bilinmesi ile sabitlerin bulunmasıdır. Bu iki türde ters (inverse) problemler dediğimiz alana girmekte olup her ikisininde uygulamada önemi vardır. Genel olarak bir sistem denklemi aşağıdaki şekilde verilir:- x0 = Gis)^ Bu üç fonksiyondan herhangi biri x) açılan temel alınarak ters problem yöntemi geliştirilir. Bir uçağın uçuş güzergahını belirlemek, uçağın zamana bağlı x(t), y(t), z(t) pozisyonlarını öngörmekle mümkündür. Bu değişiklikler verildiği IX taktirde zamana göre türevleri alınıp = VL cos6wco$ysw cos6wsin\j/w -sinOw denklem takımı çözülerek teğetsel hız VT(t) ve patika açılan \|/w(t), (pw(t) elde edilir.
Akişkan Yatakli Sistemde Bir Kanat Profili Üzerinde Sonlu Elemanlar Metodunu Kullanarak Navier-stokes Ve Difüzyon Denkleminin Çözümü

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 1996) Eraydın, A. Alev ; Kaykayoğlu, C. Ruhi ; 55929 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Günümüzde teknolojinin çok hızlı bir atılım yapmasıyla birlikte bilimsel çalışmalar çok farklı bir konuma gelmiştir. Artık sayfalarca tutan hesaplar, ince ayrıntılı, çok hassas ve pahalı düzenekler yerlerini bilgisayarlara ve bilgisayar programlarına bırakmıştır. Böylece amandan paradan ve insan gücünden kazanılmış, bunlar yeni araştırma konularına farklı alanlara yöneltilebilmiştir. Yaşanan baş döndürücü bir hızdır, özellikle gelişmiş ülkeler bu durumun başının çekmektedir. Bizim gibi gelişmekte olan ülkeler içinse bu gelişmiş ülkeleri yakalamak için son firsattır. Çünkü sorun artık nitelikli insan gücünü geliştirmeye ve onlara ihtiyaçları olan koşullan yaratmaya kalmıştır. Bu çerçevede kompleks bir yapıya sahip olan ve hala çözülememiş öğeleri içinde barındıran akışkanlar dinamiği önemli bir alandır. Tez oluşturulmaya karar verildiğinde, tüm bunlar düşünülerek daha sonradan geliştirilmek üzere bir ön çalışma yapılarak bilgisayarla akışkanlar dinamiği çözümleme yöntemlerine giriş yapılmıştır. Bunun için yöntem olarak sonlu elemanlar metodu kullanılmıştır. Sayısal çözümleme yöntemlerinin bilgisayarlarla yaygın olarak kullanılmaya başlanması matematik, fizik gibi temel bilim dallarının yeniden gündeme gelmesinin nedenlerinden biridir. Bugün uçak yapımında kullanılan teknoloji ve malzeme "ileri teknoloji ürünleri 'nin başında gelir. Tez, bir kaplama tekniğinin "karbür kaplama" kanat profiline uygulanabilirliğini araştırmaktadır. Bunun için akışkan yataklı bir sistem kullanılmıştır. Belli bir sıcaklık ve hızda içine metal karıştırılmış hava kanat profili üzerinde bir sınır tabaka meydana getirir. Amaç bu sınır tabakayı çözmektir. Bunun için Navier-Stokes ve difuzyon denklemleri kullanılmıştır. Elde edilen tabakanın zamana bağlı değişimi gösterilecektir. Yöntemin uygulanabilirliği ayrıca incelenmelidir.
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.
Akışkanlar Mekaniği Problemlerinin Sonlu Elemanlar Yöntemi İle İncelenmesi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, ) Güngör, Ayşe Gül ; Edis, F. Oğuz ; Uzay Mühendisliği ve Teknolojisi ; Space Sciences and Technology

Üç boyutlu viskoz akış problemlerinin modellenmesinde prizmatik elemanların kullanılmasi literatürde gelişmekte olan bir konudur. Bu çalışmada, sınır tabaka bölgesinin prizmatik elemanlar geri kalan çözüm bölgesinin tetrahedral elemanlar ile modellendigi, üç boyutlu sıkıştırılamaz, viskoz akış problemlerinin çözümünde kullanılacak bir sonlu elemanlar uyarlaması gerçekleştirilmiştir. Daimi olmayan akış problemlerini, birçok mühendislik problemleri ile çözme isteği geometrik olarak kompleks problemlere uygun algoritmalarin geliştirilemesine neden olmaktadir. Bu tip problemleri çözmek için kullanılan yöntemler dört ana başlık altında sınıflandırılabilir: Sonlu Farklar Yöntemi, Sonlu Hacimler Yöntemi, Sonlu Elemanlar Yöntemi ve Sınır Eleman Yöntemi. Bu calışmada bu tip problemleri çözmek için Sonlu Elemanlar yöntemi kullanılacaktır. Sonlu Elemanlar yöntemi akış alanının sonlu küçük elemanlar ile modellenmesi prensibine dayanır. Bu çalışmada sağlıklı bir insana ait üç boyutlu burun geometrisi olusturularak, burun içindeki akış Sonlu Elemanlar yöntemi ile incelenmiştir.
Alan Daraltma Yöntemi Ve Sonlu Elemanlar Yöntemi İle Uygulanmasi

(Fen Bilimleri Enstitüsü, 1996) Can, Kamertap ; Aslan, Rüstem ; 55523 ; Uçak ve Uzay Mühendisliği ; Aeronautics and Astronautics Engineering

Bu tezde, üç boyutlu, viskoz, zamana bağlı akış problemleri bir Parçalı Adım - Galerkin formülasyonuna dayalı sonlu eleman yöntemi kullanılarak Navier-Stokes denklemlerinin çözülmesi ile analiz edilmiştir. Son yıllarda hesaplama yöntemi ve bilgisayar donanımındaki gelişmeler, araştırmacıların ilgisinin bu yönde toplanmasını sağlamıştır. Karmaşık akım problemlerinin analizini ve sayısal çözümünü mümümkün kılan çeşitli güçlü metodlar bu sayede geliştirilmiştir. Özellikle akışkanlar mekaniği ile uğraşan birçok bilim adamı ve mühendis için daha iyi bir analizde daha fazla nokta kullanımı ihtiyacı her zaman büyük sorun olmuştur. Bu çalışmada bilgisayar bellek kapasitesinin sorun olduğu haller için kullanılmak üzere bir alan daraltma yöntemi sunulmuştur. Hesaplama zamanını azaltmak ve aym nokta sayısı ile daha dar bir bölgeyi daha detaylı analiz edebilmek için kullanılan alan daraltma yöntemi öncelikle küre etrafındaki akışa uygulanarak test edilmiş ve sonuçların verilen referans değerleri ile uyumlu olduğu görülmüştür. Son olarak yöntem, bir bina etrafındaki akış için uygulanmıştır.
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.

Gözat

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

Sayfa başına sonuç

Sıralama Seçenekleri