Turaç İnsansız Hava Aracının Aerodinamik Tasarım, Modelleme Ve Analizi

Abstract

İnsansız Hava Araçları’nın (İHA) son 40 yıldır askeri ve sivil amaçlı birçok görevde kullanımı hızlı bir şekilde artmaktadır. Bu hava araçlarının kullanımındaki hızlı artışın başlıca nedenleri arasında düşük işletme maliyetleri, müşteri taleplerine göre aracın modernizasyonunun gerçekleştirilmesi, herhangi bir kaza anında pilot kaybının olmaması gösterilmektedir. İHA’ları tilt rotor, konvansiyonel, helikopter, kuyruksuz vb. birçok konseptte tasarlanmakta ve imal edilmektedir. Çalışmanın konusu olan TURAÇ helikopter gibi dikine iniş-kalkış gerçekleştirebilen ve askıda kalabilen, konvensiyonel uçak gibi ileri uçuş yapabilen bir VTOL (Vertical Takeoff-Landing) İHA’dır. Hava aracının gövde bölümünde birbirine zıt yönde dönen iki pervane (eş-eksenli fan sistemi), ön bölümünde ise tilt eden iki pervane bulunmaktadır. Dikine iniş-kalış ve askı hareketi boyunca ön bölümdeki tilt pervanelerinin ekseni gövde eksenine dik doğrultuda konumlanmış şekilde çalışmaktadır. Bahsedilen rejimde ana taşıma kuvvetini sağlamak için eş-eksenli fan kapakları açık bir şekilde çalışmaktadır. Hava aracı ileri uçuş rejimine girdiğinde tilt rotorların eksen doğrultusu gövde ekseni ile aynı doğrultuda olup, gövde içerisindeki eş-eksenli fan durup kapakları kapanmaktadır. Çalışmada TURAÇ İHA’nın tasarımından detaylı olarak bahsedilip, yerli ve yabancı birçok İHA ile karılaştırılmaktadır. Ayrıca İHA’nın aerodinamik analizi Girdap Kafes Yöntemi-GKY (VLM-Vortex Lattice Method), Non-lineer Sayısal Taşıyıcı Çizgi Modeli (NLL-Non-linear Numeric Lifting Line) ve Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği-HAD Yöntemi (CFD-Computational Fluid Dynamics) kullanılarak gerçekleştirilmektedir. GKY ve NLL Yöntemleri ile aerodinamik analiz gerçekleştirilmeden önce hava aracının kanat, gövde, kuyruk gibi taşıyıcı yüzeylerini oluşturan parametreler üzerinde durulmuştur. Parametreler oluşturulurken hem geleneksel hava araçlarında bulunan sıradan parametreler hem de TURAÇ geometrisine uygun sıradışı parametreler tanımlanmıştır. vBasic dili kullanılarak geliştirilen programda, uçağın geometrisi belirlenen parametreler kullanılarak kullanıcı isteği doğrultusunda oluşturulmaktadır. Kullanıcı TURAÇ geometrisine benzer farklı kanat açıklığı ve veter uzunluğuna sahip hava araçlarının aerodinamik analizlerini gerçekleştirebilmektedir. Çalışmada kullanılan teorik-sayısal yöntemler gereği hava aracı kanat açıklığı ve gövde ekseni doğrultusunda panellere bölünmektedir. Geliştirilen programda panel sayısı kullanıcı isteğine göre belirlenmekte ve panel sayısının sonuçlara etkisi arzu edildiği taktirde gözlemlenebilmektedir. GKY’nde hava aracı açıklık ve veter doğrultusunda birçok panele ayrılabilirken, NLL Modeli’nde veter doğrultusunda tek sıra, açıklık doğrultusunda birçok panele ayrılmaktadır. Ayrıca NLL modelinde kanat ve gövde profillerinin aerodinamik karakteristiklerine gereksinim duyulduğundan TURAÇ’ın kanat ve gövde profilleri XFLR5 programı yardımıyla analiz edilmiştir. Analiz sonucunda kanat ve gövde profillerinin aerodinamik katsayıları belirlenmiştir. Çalışmada GKY ve NLL modeli gereği her panelin çeyrek veter noktasına atnalı girdapları, üç-çeyrek veter noktasına da kontrol noktaları yerleştirilmektedir. Atnalı girdabı kollarının doğrultusu taşıyıcı eleman boyunca yüzeyi takip ederken firar kenarından sonra serbest akım hızı doğrultusundadır. Sözkonusu yöntemleri viskoz etkileri içermediği için gerçek sonuçları yansıtmasa da hava aracının ön tasarım sürecinde oldukça yaygın olarak kullanılmaktadır. Bahsedilen yöntemlerde viskoz etkiler göz ardı edildiği için elde edilen aerodinamik katsayılar ileri uçuş hızından bağımsız sadece hücum açısına bağlıdır. Geliştirilen program sonucunda farklı hücum açılarında her taşıyıcı yüzeyin ve TURAÇ’ın taşıma (CL), indüklenmiş sürükleme (CDi) ve yunuslama momenti (CM) katsayıları elde edilmektedir. Ayrıca GKY ve NLL Yöntemleri’nin kullanıldığı programlar kamburluksuz ve kamburluklu düz bir kanat ve TURAÇ geometrisi için çalıştırılıp taşıma katsayısı sonuçları karşılaştırılmıştır. Çalışmada viskoz etkilerin göz önünde bulundurulduğu Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği-HAD (CFD-Computational Fluid Dynamics) Yöntemi kullanılarak aerodinamik analiz gerçekleştirilmiştir. Sözkonusu yöntemde çözüm süresi ve bilgisayar kapasitesi çok büyük önem arz ettiğinden TURAÇ’ın simetri özelliğinden yararlanılıp yarım TURAÇ’ın analizleri gerçekleştirilmiştir. Gövde ekseni simetri ekseni olarak kabul edilip yarım TURAÇ modellenmiştir. Modellemede yarım TURAÇ bir kontrol hacmi içerisine hava giriş yüzeyinin 3 uçak boyu arkasında, hava çıkış yüzeyinin 6 uçak boyu önünde konumlandırılmıştır. Bu sayede hava aracı arkasında oluşan girdapların görülmesi amaçlanmıştır. Yarım TURAÇ yüzeyi, kontrol hacmi ve yüzeyleri Gambit programı yardımyla elemanlara bölünmüştür. Bu bölümde akışın önemli olduğu ve çözümün daha iyi yapılmasının gerektiği bölümlerde eleman boyutları küçülürken daha toleranslı davranılabilen bölgelerde arttırılmıştır. Bir sonraki aşamada hava aracı yüzeyinde sınır tabaka elemanları oluşturulmuştur. Sınır tabaka elemanları oluşturulurken y+ değerinin 1 olmasına özen gösterilmiştir. Çeşitli denklemler kullanılarak sınır tabaka ilk eleman yüksekliği hesaplanmıştır. Bu aşama çözümün gerçeğe daha yakın elde edilmesine yardımcı olmaktadır. Sınır tabaka elemanları oluşturulduktan sonra kontrol hacmi elemanlara bölünmekte ve aerodinamik analiz için hazır hale getirilmektedir. Kontrol hacmi yüzey tanımlamaları gerçekleştirilmiş, problemin başlangıç ve sınır koşulları tanımlanmıştır. Hazırlanan model k-epsilon Realizable Enhanced Wall Treatment türbülans modeli kullanılarak Fluent programı yardımıyla analiz edilmektedir. Çalışmada yarım TURAÇ’ın 20 m/s ileri uçuş hızında 0°-15° arasındaki her hücum açısında analizi gerçekleştirilmiştir. Program sonucu olarak viskoz etkilerin dahil edildiği taşıma (CL), sürükleme (CD) ve yunuslama momenti (CM) katsayıları elde edilmiştir. Çalışmada çeşitli yöntemler kullanılarak elde edilen aerodinamik katsayılar karşılaştırılıp yorumlanmıştır. VLM ve NLL yöntemlerinde viskoz etkiler gözardı edildiği için HAD yöntemine oranla sonuçlar bir miktar gerçekten sapmaktadır. TURAÇ’ın geçiş rejimindeki matematiksel modeli oluşturulmuşturş. Bu modelde hava aracına askı durumundan ileri uçuş rejimine geçerken etki eden kuvvet ve moment değerleri hesaplanmaktadır. Belirli tilt, hücum ve elevatör açılarında hava aracının denge durumları belirlenip, geçiş rejimi için bir senaryo oluşturulmuştur.

Last 40 years, Unmanned Air Vehicles (UAV) are utilized for many civilian and military missions such as mining researches, monitoring traffic and wildlife. UAVs earn a huge importance all around the world because of low manufacturing and maintanence costs, modifying due to costumer desire, no pilot lost at the accident and easy transportation. Different types of UAVs exist such as conventional UAV, tilt-rotor UAV, helicopter, tilt-wing UAV and tailless UAV. The subject of the study is TURAC which has verticle takeoff-landing, hovering like helicopter and forward flight like an aircraft. TURAC is a VTOL (Vertical Takeoff-Landing) UAV because of the mentioned features. It consists of two rotors in front which are tilted from vertical takeoff-landing position to forward flight regime position and a coaxial main lift fan at back in the fuselage. The UAV has blended wing airframe with electrical propulsion system. The coaxial fan provides a high lift force during hovering and transition flight regime. Two rotors in front and the coaxial fan work during vertical takeoff-landing, hovering and transition flight regime. The coaxial fan door which is designed because of aerodynamic efficent also opens during these flight regimes. During transition flight, two rotors in front are tilted from hover position to forward flight regime and main lifting fan closes. In hover position, the axis of the tilt-rotor is perpendicular to fuselage axis. In forward flight, the coaxial fan stops and its door is closed. In forward flight regime, the axis of the tilt-rotor is parallel to the fuselage axis. The thrust distribution of the UAV is 15% for each tilt-rotor and 70% for coaxial main lift fan. UAV does not require a runway because of vertical takeoff-landing ability. Moreover, electrical propulsion system provides silence and efficent flight. To mention the geometry detailly, rudders are positioned at winglets to enhance aerodynamic efficency and structural weight. Main lift fan doors are designed and manufactured to reduce drag force. Tricycle retractable landing gear provides maximum ground control and also reduces drag. Power and control systems are redundant for safety flight. Lithium polymer rechargeable battaries provide long endurance. In VTOL mode, TURAC spends 10 minutes for VTOL, 7.5 minutes for climb, 60 minutes for cruise flight and 7.5 minutes for descent, so totally it spends 85 minutes. On the other hand in CTOL mode, it spends 7.5 minutes for climb, 180 minutes for cruise flight and 7.5 minutes for descent, so totally it is 195 minutes. As it can be seen from flight time, vertical takeoff-landing requires too much power, so it reduces endurance dramatically from 195 minutes (CTOL) to 85 minutes (VTOL). Additionally, the mission profile of TURAC is 1000 m for mission altitude and 4500 m for maximum altitude. Cruise speed is calculated as 25 m/s and endurance speed is 20 m/s. The aerodynamic analysis have been done with respect to endurance speed as 20 m/s. TURAC has 8 kg payload weight for different mission profiles. It also has attachable wings which give a chance to fly with different wing span due to mission requirements and easy transportation. Elevators are placed at trailing edge of the fuselage, ailerons are postioned at the regular wing position. So TURAC is tailless, however control surfaces of tail is positioned at the fuselage and winglets. First technical specification that I want to mention is Maximum Take-Off Weight (MTOW) which is 47 kg. Empty weight is calculated as 39 kg. The length of TURAC is 1.8 m and its wing span is 4.2 m. Because of blended wing concept, the fuselage of it is similar with wing. It provides extra lift force during flight, this returns us as a longer flight time and higher payload. The sweep angle of wing is set 20°. The chord length of it is 0.595 m. The airfoil profile is selected as NACA 54115 for fuselage, NACA 34112 for wing and NACA 04012 for winglet. In this study, the aerodynamic analysis of TURAC in forward flight regime is occurred by using Vortex Lattice Method (VLM), Non-linear Numeric Lifting Line (NLL) and Computational Fluid Dynamics (CFD). The computer program is developed in vBasic language for the aerodynamic analysis of VLM and NLL methods. Before aerodynamic analysis, the parametrization of TURAC geometry is applied. The parameters of fuselage, wing and winglets are defined to create geometry at the developed computer program. Some parameters are classical aircraft parameters such as chord, span, sweep angle and some of them are created due to TURAC geometry. At the parametrization study, the length of TURAC is divided into three parts which are front, middle and back parts. The length of the fuselage’s middle part equals the chord of the wing. The parameters of TURAC’s fuselage are span, sweep and dihedral angle and the length of the front, middle and back parts. The span, root and tip chord, sweep and dihedral angles are defined as parameter at the wing. In the study, winglet is divided into two parts which are Winglet 1 and Winglet 2. The parameters of the both parts are the same as the parameters of wing. The airfoil profile of each component can be selected, camber affects the results dramatically. The advantage of developed program is giving a chance of analyzing different dimension of TURAC. So the effects of span, sweep and dihedral angle and airfoil profile on the results can be observed in the short time period. At the VLM and NLL methods, the analyzed geometry should be divided into panels. In the developed program, the geometry of TURAC is divided into panels in the direction of span and fuselage axis due to user’s desire. At the developed program, the number of panel in the direction of fuselage axis is symbolized by NI and the number of panel in span direction is symbolized by NJ. The panel number for each component is inserted separately. The effect of number of panels can also be observed in short time. In these methods steady incompressible potential flow is assumed, so the aerodynamic analysis is independent from flow velocity. The parameter of freestream flow is angle of attack in the analysis. Moreover, another parameter in the developed computer program is NW which is number of lifting surface. In TURAC geometry, the lifting surfaces are fuselage, wing, winglet 1 and winglet 2, so the NW is four and constant. According to VLM and NLL methods, horseshoe vortex is placed quad-chord of each panel, moreover control points are placed three quad-chord of each panel. Horseshoe vortex follows the lifting surface until the trailing edge and then its direction is the same direction of freestream flow. In the method the surface boundary condition is no velocity perpendicular to lifting surface. The horseshoe vortex on any panel produces induced velocity at the control point of any panel. The matrix is created including whole panels’ horseshoe vortex which is also calculated. Moreover, lift (CL), induced drag (CDi) and pitching moment (CM) coefficents are calculated for each lifting surface and whole UAV. In the NLL method, the geometry of TURAC is divided into several panels in span direction and single panel in chord direction. Additional, the aerodynamic characteristics of airfoil profile is needed to define lift coefficent at the efficent angle of attack. So, the values of horseshoe vortex is calculated iteratively. At the TURAC geometry, fuselage airfoil profile is NACA 54115 and wing airfoil profile is NACA 34112. The two dimensional aerodynamic analysis of the mentioned profiles are applied at XFLR5 commercial computer program. The points data of the airfoils are provided and inserted into the program, then aerodynamic analysis is applied to the airfoil. Lift and drag coefficents (CL, CD) of the airfoil profiles due to angle of attack are calculated. According to XFLR5 results, NACA 54115 stalls at 17° angle of attack and NACA 34112 profile stalls at 14° angle of attack. The results are inserted into the NLL analysis to calculate the values of horseshoe vortex. Solving method of NLL is similar with VLM. The advantages of theorical-numeric methods, NLL and VLM are reaching results in short time, efficent in preliminary design, not needing high technical features computers. The disadvantages of these method is so the results are a little bit different from real results. In the study, the developed programs calculated lift coefficents for flat wing which has TURAC span with cambered and without chambered. The results are close to each other, moreover mostly the results of VLM is higher than NLL method. Additionally, both programs are calculated for TURAC without cambered and the results are very close to each other. Another applied aerodynamic analysis on TURAC is CFD method. CFD method is utilized in wide range of engineering areas to solve different fluid mechanic problems. The method includes four steps; modelling, meshing, creating boundary layer and analyzing. Modelling of TURAC geometry is the first step of the aerodynamic analysis of CFD method. The UAV geometry is symmetric with respect to fuselage axis. So the half TURAC is used in the analysis to decrease the number of cells and solving time. Moreover, control volume whose dimensions are 9500x18000x5400 is created. Half TURAC is placed three fuselage length behind from inlet and six fuselage length front from outlet. The reason of being close to inlet is to observe detailly vortex behind and around the UAV. Symmetry surface of half TURAC is leaned on one of the surface of the control volume. After creating control volume and model, cells on UAV surface and control volume are created by using Gambit which is a commercial computer program. In the analysis, flow around leading and trailing edge of the fuselage and wing, transition area between wing and winglet and winglet tip should be observed detailly. So dimensions of cells at mentioned areas are smaller from other cells on the surface. After creating cells on TURAC’s surface, boundary layer cells created with respect to some parameters. First height of boundary layer is vital for CFD analysis. It depends on freestream velocity and the value of y+ which is an important parameter for the quality of CFD analysis. The value of y+ changes due to viscous, transition and turbulent region, moreover in this study, the value of y+ is taken as 1. According to different equations, the first height of boundary layer is calculated as 1.93x10-5 with respect to 20 m/s freestream velocity. On the UAV, 15 layers are created by using “Last Ratio” method. After that, cells are created into the control volume where cells are closer to half UAV is smaller. The surface of control volume and half TURAC is defined to before beginning analyze set-up. At the control volume, the inlet is selected as velocity inlet, so the value and the direction of freestream velocity is inserted. The outlet is defined as pressure outlet. Surface where half TURAC is leaned on is set as symmetry, so the results will be for whole UAV. The rest of control volume surfaces and half TURAC’s surface are defined as wall. Initial and boundary conditions are inserted into the model. The freestream velocity is defined 20 m/s which is also cruise velocity of UAV and hydraulic diameter is set 6.886 m, Reynolds number is calculated 1.48x106 and the turbulence intensity is %2.709. At the analysis, k-epsilon Realizable Enhanced Wall Treatment turbulence model and Green-Gauss Node Based is selected. The analysis have been done between 0°-15° angle of attack at each angle. At the results, lift (CL), drag (CD) and pitching moment (CM) coefficents are calculated for whole TURAC. The advantage of CFD method is providing results very close to real ones. The disadvantages of it is needing high technical capacity computer and its memory and long solving time. At the study aerodynamic coefficents of UAV due to different methods are compared to each other and commented. In the study, mathematical modelling of TURAC for transition regime is developed. The mathematical model equations are based on Newton’s Second Law. During transtion regime total forces and moments are calculated from hovering to forward flight regime in the equlibrium condition. At defined tilt and elevator angle and angle of attcak, the scenario is developed due to mathematical modelling equations. During scenario force in z direction and pitching moment equal zero and force in x direction is different from zero which accelerates TURAC in forward flight. In the scenario, TURAC in hovering starts to accelerates at 70° tilt angle and -1° angle of attack with 329.6 N until 20 m/s forward flight velocity. At first step, coaxial main lifting fan produces 329.6 N thust and decreases until zero at 20 m/s forward flight velocity. Then tilt angle sets 0° which is forward flight regime position and forward flight velocity is 22 m/s with around 2.5° angle of attack. At the last step of scenario TURAC arrives forward flight rejime concept with 24 m/s forward flight velocity, 2° angle of attack, 0° tilt angle, closed coaxial main lifting fan, 19.6 N thrust force for each tilt engine and zero total forces and moments. Moreoever elevator angle (δ_e) is 10° at 20 m/s, -3° at 22 m/s and -2.28° at 24 m/s. In the scenario, transition have been done step by step with defined parameters due to mathematical model.