Search

Formulation of the problem. The Civil Aviation of Ukraine plays a significant role in the Ukrainian society and in the international arena. It performs multifaceted functions - passenger and cargo transportation, conducting aviation works in agrarian and forestry farms, providing medical aid, performing search and rescue operations, fire fighting, construction works, cultural and sporting events, scientific research, etc. Currently, an objective study of the aviation industry is relevant, especially since there are some problems that create a negative impression of Ukrainian aviation and the perception of its decline in modern conditions. Goal. To analyze the activity of civil aviation of Ukraine from the beginning of the 21st century to the present and, using the problem-chronological method, to comprehensively investigate the processes of transformation in the aviation industry by its main functional directions and to identify their characteristic features, focusing on the integration of Ukrainian aviation into the European and world aviation space, air traffic trends, innovations in the development of airports and airlines, problems of aircraft construction of different types of aircraft and unmanned aerial vehicles, training aircraft specialists in modern conditions. Results: The new 21st century was also a new stage in the development of civil aviation in Ukraine, which, thanks to the transformations, was characterized by a positive dynamics of its growth. Basically there was a consistent process of integration of domestic aviation into international aviation organizations, the standards and recommended practices of ICAO were being more actively implemented, and air transportation was growing. Innovations in aviation and industrial infrastructure were applied, attention was focused on the problems of aviation safety and flight safety, scientific and technical developments; measures were taken to solve global problems, such as improving the level of environmental friendliness of aviation transport, the quality of training of aviation specialists and the like. However, the strong potential in all areas of the aviation industry is not suffiently used for a variety of external and internal reasons, and solving existing problems will contribute to the sustainable development of both the aviation industry, the economy of Ukraine and international cooperation.

Aircraft Engineering is offered as a minor module at the University of Twente. It consists of 3 courses and a project in which students make a conceptual design of an aircraft. Every year around 100 students of 12 different bachelor programmes participate. This means that prior knowledge of students differs and working in interdisciplinary teams is a new challenge. To overcome the differences in prior knowledge the project groups are composed with a maximum variety of students from different bachelor programmes. This way, students can help each other to master the knowledge gaps. A series of three workshops on interdisciplinary teamwork was developed for this minor module. Results of these workshops are encouraging. The collaboration within the groups is good. In several groups the students helped each other with mastering the theory. Also students showed more concern for each other’s knowledge development. The group reflection reports that were part of the final project report showed that students did appreciate the interdisciplinary teamwork. Students indicated gaining insight in interdisciplinary teamwork as well in their individual strengths and weaknesses.

Aircraft Engineering is offered as a minor module at the University of Twente. It consists of 3 courses and a project in which students make a conceptual design of an aircraft. Every year around 100 students of 12 different bachelor programmes participate. This means that prior knowledge of students differs and working in interdisciplinary teams is a new challenge. To overcome the differences in prior knowledge the project groups are composed with a maximum variety of students from different bachelor programmes. This way, students can help each other to master the knowledge gaps. A series of three workshops on interdisciplinary teamwork was developed for this minor module. Results of these workshops are encouraging. The collaboration within the groups is good. In several groups the students helped each other with mastering the theory. Also students showed more concern for each other’s knowledge development. The group reflection reports that were part of the final project report showed that students did appreciate the interdisciplinary teamwork. Students indicated gaining insight in interdisciplinary teamwork as well in their individual strengths and weaknesses.

Rüzgar türbini, jet motorları, hava taşıtları gibi geniş kullanım alanlarına sahip olan kanatlarının geliştirilmesi, kullanıldığı yerlerdeki verimliliğin arttırılması açısından önemlidir. Kanat verimliliğini arttırmaya yönelik yapılan çalışmalardan birisi kanat üstü akış araştırmalarıdır. Kanat üstü akış, özellikle kanadın farklı hız ve hücum açılarında kaldırma ve direnç karakteristiğinin belirlenmesi açısından önemlidir. Literatürde kanat üstü akışı kontrol edebilmek için yapılan çalışmalar aktif ve pasif kontrol yöntemleri olarak ikiye ayrılmıştır. Aktif akış kontrol yöntemleri akışı kontrol edebilmek için bir mekanizmanın kullanıldığı, pasif akış kontrol yöntemleri de akışın yüzey geometrisini kullanılarak uygulanan kontrol yöntemleridir.Bu çalışmada, pasif akış kontrol yöntemi kullanılarak 165 mm kiriş uzunluğuna sahip üç farklı kanat profilinde 2 boyutta deneysel ve nümerik akış analizi yapılmıştır. Kullanılan kanatlardan ilki standart NACA 0018 kanat profilidir. İkinci tip kanat, üst yüzeyine boşluk açılmış NACA 0018 profiline sahip kanattır. Son kanat profili ise kiriş hizasından firar kenarının %66'sı kesilmiş NACA 0018 kanat profilidir. Deneysel çalışmalarda analizi yapılan kanat profilleri alüminyumdan imal edilmiş olup, lazer ışığında parlamayı engellemek amacıyla mat siyah renkte boyanmıştır. Deneyler, kapalı çevrim çalışan açık su kanalında PIV(Parçacık Görüntülü Hız Ölçümü) yöntemi kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Deney sonucunda Re=20.000'de yüksek ve düşük hücum açılarında akış alanının zaman ortalamalı hız vektörleri, akım çizgileri ve girdap eş eğrileri elde edilmiştir. Nümerik analizler ise literatürde sık kullanılan HAD(Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) programlarından biri olan ANSYS Fluent 14.5 kullanılarak yapılmıştır. Tüm kanat profilleri Re=20.000 ve Re=100.000 sayılarında ve α=0o, 1o, 2o, 3o, 4o, 5o, 6o, 7o, 8o, 9o, 10o, 11o, 12o, 13o, 14o, 15o hücum açılarında analiz edilmiştir. Türbülans modeli olarak Standart k-ω modeli tercih edilmiştir. Analizler sonucunda kanat profillerine ait akım çizgileri ve basınç konturları aynı Re sayısı ve farklı hücum açılarında ve aynı hücum açıları ve farklı Re sayılarında görsel olarak karşılaştırılmıştır. Ayrıca kanat profillerinin kendi aralarında ve farklı profiller arasındaki kaldırma katsayısı C_L, direnç katsayısı C_D, ve kaldırma katsayısının direnç katsayısına oranı C_L/C_D grafikleri ve sayısal ifadeleri de literatüre sunulmuştur. Improvement of airfoils widely used in such as wind turbine, jet engine, air vehicle etc. is important in terms of increasing of efficient in the place of use. Investigations of flow on airfoil are one of the researches aimed for increasing of airfoil efficiency. Flow on airfoil is important for the determination of drag and lift characteristic particularly in angle of attack and different speeds. In the literature, researches about controls of flow on airfoil are divided into two category as active and pasive flow control methods. While a mechanism is used in active flow control to control the flow, passive flow control is applied by using of the own geometry of the airfoil. In this study, three different type of airfoil having 165 mm cord length have been investigated in 2D both numerically and experimentally by using passive flow control method. First type of the airfoil is standard NACA 0018. The second one is NACA 0018 with cavity on upper surface. The last one is NACA 0018 removed %66 trailing edge to leading edge on upper surface. The airfoils utilized in the experimental researches have been manufactured from aluminium and painted matt black in order to avoid laser luminescence. The experiments were made in open water canal working close cycle by using of PIV(Particle Image Velocimetry) method. As result, vorticity contour, time oriented speed vectors and streamline images in Re=20.000 and low and high angle of attacks have been obtained from the experiments. Numerical analyzes were made by using of ANSYS Fluent 14.5 which is one of frequently used CFD(Computational Fluid Dynamic) softwares in the literature. All type of airfoils have been analiyzed at α=0o, 1o, 2o, 3o, 4o, 5o, 6o, 7o, 8o, 9o, 10o, 11o, 12o, 13o, 14o, 15o angle of attack and Re=20.000 ve Re=100.000. As turbulence model, Standart k-ω turbulence model was preffered. As result, Streamline and pressure contour imagines have been visually compared at some Re number and different angle of attack and at different Re number and sama angle of attack. Besides lift coefficient C_L, drag coefficient C_D and lift & drag coefficient ratio C_L/C_D graphics between the each other and the different airfoils are presented to the literature. 149

Bu tez çalışmasında; dik kalkış-iniş yapabilen, devamında uçak gibi uçabilen, mekanik-elektrik motorlu ultralight hibrit uçak kavramsal tasarımı sunulmuştur. Şehirlerin ve şehirler arası mesafelerin aşırı büyümesi ve bunun bir sonucu olarak trafik yoğunluğunun ve problemlerinin artması gibi faktörlerden dolayı ulaşımda yeni çözümlere ihtiyaç duyulmaktadır. Teknolojinin gelişmesi, petrolün sınırlı ve sonlu bir kaynak olması ve çevre kirliliğinin artması gibi nedenlerin de teşvik edici olmasıyla yakın gelecekte bireysel hava ulaşımının büyük önem kazanacağı söylenebilir. Günümüzde bireysel hava araçları konusunda çeşitli çalışmalar mevcuttur.Uçak-otomobil dönüşümü yapabilen veya büyük drone benzeri tamamen elektrikli araçlar gibi %100 elektrikli hava araçları tasarımları iyi bir çözüm olacaktır, ancak bataryaların ağırlığı, fiyatları ve uzun şarj süreleri önemli dezavantajlardır. Bu nedenle hibrit uçak tasarımı, batarya problemleri aşılıncaya kadar en iyi çözüm olarak görünmektedir. Hibrit uçak tasarımı; elektrik motorlarının bütün avantajlarını barındırırken bir yandan da uzun şarj süreleri ve kısıtlı menzil gibi dezavantajları da mekanik motor ile aşmaktadır.Tez çalışmasında sunulan ultralight hibrit uçak kavramsal tasarımı; bir adet benzinli içten yanmalı motora ve buna ilave olarak ön ve arkada birer adet fırçasız doğru akım motoruna, lityum iyon batarya ve karbon fiber gövdeye sahiptir. Bu motorlara bağlı pervaneler ile kalkışını ve uçuşunu gerçekleştirmektedir. Dik kalkış yaptıktan sonra sabit kanatları ile uçak şeklinde uçarak yüksek hız, daha düşük yakıt tüketimi, yüksek manevra kabiliyeti gibi avantajlar sağlamaktadır. Gelecekte ulaşım, bu tür bireysel hava araçları ile yeniden şekillenecektir. Bireysel hava araçlarının farklı yönlere giden çok katlı ve neredeyse sınırsız sayıda şeridi olan otoyollar gibi önemli bir ulaşım imkânı sunacağı düşünülmektedir.Anahtar Kelimeler: Hibrit uçak, bireysel uçak tasarımı. In this thesis; the conceptual design of ultralight hybrid aircraft with mechanical&electric motor, capable of steep take-off and flight, is presented.There is a need for new solutions in transportation due to factors such as the excessive growth of cities and inter-city distances and consequently increasing traffic density and problems. With the development of technology, the fact that oil is a limited and finite resource and environmental pollution increases, it can be said that individual air transportation will gain great importance in the near future.Today, there are various studies on individual aircraft. Like fully electric vehicles capable of aircraft-to-car conversion or large drone-like vehicles 100% electric aircraft designs would be a good solution, but the weight, prices and long charging times of the batteries are major disadvantages. Therefore, the hybrid aircraft design seems to be the best solution until battery problems are overcome. Hybrid aircraft design; while it has all the advantages of electric motors, it overcomes the disadvantages such as long charging times and limited range with the mechanical motor.The conceptual design of ultralight hybrid aircraft presented in the thesis has a gasoline internal combustion engine, plus a brushless direct current motor at the front and rear, a lithium ion battery and a carbon fiber body. It performs its take-off and flight with propellers connected to these engines. It provides advantages such as high speed, lower fuel consumption, high maneuverability by flying in airplane with fixed wings after taking off. In the future, transport will be reshaped by such individual aircraft. It is thought that individual aircrafts will provide important transportation opportunities such asmulti-storeyed motorways with almost unlimited number of lanes.Keywords: Hybrid aircraft, individual aircraft design. 96

Plastik matrisli kompozit malzemeler balistik uygulamalarında hafiflik performans oranı sebebi ile en çok kullanılmakta olan malzemelerdir. Pek çok çeşit plastik matris vardır. Örnek olarak; Epoksi, polyester, vinlyester bunların en çok kullanılanlarıdır. Her matris malzemesinin kendine has özellikleri vardır. Epoksi malzemesi daha mukavemetli olmasına rağmen emdirilmesi zordur. Polyester malzemesi ise tam tersi özellikte davranış göstermektedir. Kompozit malzemlerde iyi yada kötü bir özellik yoktur. Optimizasyon ve mühendislik çalışması vardır. Biz hangi özellikleri istiyorsak ona göre bir seçim yapmamız gerekmektedir, Matris malzemesini seçerken kullanılacak alan, üretim prosesi istenecek kuvvet değerleri baz alınmalıdır. Biz savunma sanayi ürünü olması, zırh uygulamasında kullanılması ve takviyre malzemesini aramid olmasından ötürü, matris malzemesi olarak epoksi seçilmiştir. takviye malzemesinde ise; polimer matrisli kompozit malzemelerde genel olarak 3 temel takviye elemanı kullanılmaktadır. Bunlar; karbon, cam elyaf ve aramid takviye elemanı olarak sıralarsak; bu elemanlar ayrıca kırpıklı, sürekli ve kumaş olmak üzerede belli sınıflara ayrılmaktadır. Her takviye elemanınn kendine has özellikleri vardır. Karbon fiber çok dayanıklı mazleme diye düşünülürken aramid saçaklı yapısı sebebi ile enerji absorbe özelliği daha yüksektir. Bu sebep ile takviye elemanı olarakta aramid seçilerek kompozit malzeme balistik sürece uygun hale getirilmiştir. Çalışma uygun malzemelerin seçimi ve dizilimi ile ilgili optimizasyon çalışması üzerinde durmaktadır. Farklı katlarda plakalar oluşturulup 5 ve 10 metrelik mesafelerde atış yapılmış yapılan atış sonrası geçirgenlik durumu incelenmiştir. İncelemelerde dikkate alınan değerler tabakalı yapıların kurşun geçirgenliğe etkisi ve kumaş örgü tipi etkisi gözlemlenmiştir. Yapılan tesler ve incelemeler göstermiştir ki katman sayısı arrtıkça kurşun geçirgenliği artmış. Geçirgenlik başarılı sonuçlar verirken ağırlık konususunda negatif sonuç vermiştir. Bu yüzden seçim konusunda birinci kriter geçirkenliği sağlayan minimmum değerdeki tabakalı yapı seçilmelidir. Bizim testlerimize göre bu yapı 20 katmalı kompozit yapısıdır. Bunun haricinde fiberlerin örgü yapısıda incelenmiş olup çapraz örgü ve kare örgü özelliklerinin kurşun geçirgenliğine herhangi bir etkisi olmadığı gözlemlenmiştir. Son deneme ise özel bir fiber yapısı ve örgü tipi ile deneme yapılmıştır. Bu yapı katman sayısını 10 kat daha arttırmamıza rağmen ağırlık olarak 20 kat ile aynı değeri vermiştir. All living things need to protect themselves against attacks from outside world instinctively. And likewise, throughout history human beings not only have taken precautions against environmental factors but also against attacks from enemies. These precautions include precautions against leather, metal and metal derivatives, ditches, city walls and castles. And today, the combination of light fabrics having high resistance and elasticity with polymers forms the basis for ballistic panel and armour production. Investments in the area of ballistics, particularly military investments, as well as academic and military studies, indicate the significance of the issue. This study examines the characteristics of the composites used in ballistic panel and personal protective armour production; the combinations of the protectors made of composite materials and the ballistic tests applied to these protectors. This study which is a collection of the existing studies by examining them will provide literature support for studies on ballistic.The French word is balistique, is a science that examines the way a bullet reaches the target from a gun (barrel), changes its movement depending on the variables in the shooting environment, absorbs the energy after it hits the target, and deforms / deforms the behavior.The science of ballistics is divided into three groups: internal ballistics, external ballistics and terminal ballistics. In the inner and outer ballistics, the barrel and air movements of the projectile, and in terminal ballistics, the projectile that hits the target and the deformations occurring in the target are examined.After all these definitions, armor (protective) design, characteristics and investigation of deformation areas is the subject of terminal ballistics.Polymer materials have shown significant improvements in the last 25-30 years and have become the materials used in our daily life and in almost every branch of the industry. Polymers are different from steel and other conventional materials due to their structure and their advantages are being expanded by using their advantages.The main objectives of polymer and polymer composites are to produce at least as robust as steel, as light as possible, resistant to high usage temperatures and economical materials. Today, the automotive sector has undoubtedly the largest share in the use of advanced engineering materials. While the use of various plastic materials in cars is around 10%, plastic composites are unbeatable in some special applications such as buffers.According to the properties expressed in terms of daily life such as strength, flexibility, lightness, resistance to environmental conditions (humidity, solar rays, etc.), impact resistance, hardness, thermal expansion coefficients, fatigue, cracking and fracture, tensile, bending strength and similar values are sought.It is extremely rare to find all the desired properties in a single metal, ceramic or polymer material.Matrix based on composite materials are used in ballistic applications due to their lightness performance ratio. There are many kinds of plastic matrices. For example; Epoxy, polyester, vinlyester are the most commonly used. Each matrix material has its own characteristics. Although the epoxy material is more durable, it is difficult to impregnate. Polyester material has the opposite behavior. Composite materials have no good or bad properties. There is optimization and engineering work. We need to make a selection according to which properties we want, the material to be used in the selection of the matrix material, the production process should be based on the force values to be requested. We have chosen epoxy as matrix material because it is a product of defense industry, it is used in armor application and it is aramid reinforcement material. In the reinforcing material as polymer matrix composite materials, There are 3 basic reinforcing elements. These; carbon, glass fiber and aramid reinforcing elements; these elements are further cropped, continuous and to be classified into certain classes. Each reinforcing element has its own characteristics. While carbon fiber is thought to be very durable material, its energy absorbing feature is higher due to its aramid fringed structure. For this reason, by choosing aramid as the reinforcing element, the composite material was made suitable for the ballistic process. When we examine the production technique, different techniques are used from the production of reinforced plastic composite. The geometrical shape (simple or complex shape), size, resin type and properties of the part to be molded, reinforcing shape (continuous or discontinuous filament, knitting, fabric, felt, etc.), the expected properties of the material are the main factors affecting the process selection. In the production methods using thermoset resin, the curing of the resin at low or high temperatures, fast or slow curing, and the reinforcing form used are separate criteria for process selection.The impregnation step can be summarized as wetting the fibers with the resin. This creates bonds between the fibers and the resin. In many processes, impregnation is the first step for composite production. Fiber - matrix bond is one of the main factors that affect the mechanical properties of the composite material. For this reason, care must be taken to ensure that the fibers are completely wetted with resin during the impregnation process. It should be ensured that there are no defects such as air gap and moisture that will disrupt the fiber - matrix bond. The deposit is considered as the second step. In this step, the desired thickness is obtained by combining the layers one after the other until reaching the required number of layers for the design. The reinforcing process is performed to remove excess air or air voids between the layers during the depositing process from the system. By this process, defects that will occur between the layers of the laminate structure are eliminated. Solidification is the final step in composite production. The solid resin is solidified to give the composite structure a solid shape. During the solidification, the resin forms a solid phase by forming chemical bonds within itself. This process is called curing. In general, processes such as pressure, vacuum or temperature can be applied during this process.In this study plastic based on composite materials are used in ballistic applications due to their lightness/performance ratio. Composite material was made suitable for ballistic process by selecting aramid as reinforcing material, epoxy as matrix material. The study focuses on the optimization of the selection and arrangement of suitable materials. Plates were formed on different stacking and then shoting at 5 and 10 meters distances were examined. Tests and investigations have shown that lead permeability increased as the number of layers increased. Permeability yielded successful results and negative results in weight. Therefore, the first criterion for selection should be the layered structure of minimmum value which provides the permeability. According to our tests, this structure is a 20-layer composite structure. In addition, the weave structure of the fibers was also examined and it was observed that the cross-woven and square-woven properties had no effect on lead permeability. The last experiment was made with a special fiber structure and knitting type. Although this structure increased the number of layers by 10 times, it gave the same value as 20 times by weight. 65

Havacılık ve taşıma endüstrisinde kriyojenik uygulamalarda metal malzemelerin kullanımı ön plana çıkmaktadır. Ancak, yapının ağırlığının azaltılması için metal malzemelerin polimer esaslı kompozitlerle değişimi giderek artmaktadır. Kriyojenik sıcaklıklara maruz kalmak; ki bu sıcaklıklar sıvı doğal gaz (LNG) için 77 K,sıvılaştırılmış hidrojen (LH2) için 20 K ve sıvılaştırılmış oksijen (LOX) için 2 K dir; malzemelerin fiziksel özelliklerinde değişikliğe yol açar. Bu sebepten dolayı, son derece düşük bu sıcaklıklara maruz kalan malzemelerin termal stabilitelerini korumaları gerekmektedir. Havacılık ve uzay şirketleri tarafından yayımlanan raporlarda belirtildiği üzere termoset reçineler kriyojenik sıcaklıklara maruz kaldıklarında son derece gevrek davranış göstermeye başlarlar ve bu da çatlak oluşumunu ve ilerlemesini tetikleyerek malzenin hasara uğramasına sebep olur. Termoset polimerlerin çapraz bağlı yapısından kaynaklı bu olumsuz etkinin engellenmesi için kimyasal direnci ve termal stabilitesi yüksek, yüksek darbe dayanımlı, kolay üretilebilen ve geri dönüştürülebilen termoplastik polimerlerin kullanılması alternatif bir çözüm yolu olarak öne çıkmaktadır. Termoplastik polimerler arasında ise ultra yüksek molekül ağırlıklı polietilen (UHMWPE) filmin sahip olduğu yüksek çekme dayanımı, düşük yoğunluk, düşük sıcaklıklarda dayanımını koruması bu çalışmada kullanılmasının başlıca nedenleri arasındadır. Yapılan çalışmalarda ise UHMWPE'nin kriyojenik sıcaklıklarda termoset polimerlerin aksine dayanımında artış olduğu ve sünek yapılarını koruyabildikleri gözlemlenmiştir. Ancak, çekme dayanımının aksine katmanlar arası kesme mukavemetinin son derece düşük olduğu da ispatlanmıştır. Kompozit malzemeleri iyileştirme yöntemleri reçine iyileştirmesi ve ara yüzey iyileştirmesi olarak iki ana başlık altında özetlenebilir. Matris dayanımını arttırmayönteminde katkı malzemesinin homojen şekilde dağıtılamaması malzemenin özelliklerini olumsuz yönde etkiler. Ara yüzey iyileştirmesinde ise nanomalzeme kullanmak kütle artışı olmadan güçlendirme sağlamak için çok sık tercih edilen yöntemlerdendir. KNT'ler altıgen şeklinde bağlanmış karbon atomlarının tek bir grafen tabakası meydana getirdikten sonra silindirik şekil almalarıyla oluşur ve yaygın olarak kullanılırlar. Sahip oldukları yüksek açıklık oranı, kiraliteleri ve duvar sayıları KNT'lerin üstün mekanik, elektriksel ve ısıl özellikler kazanmalarını ve birçok uygulamada kullanılmalarını sağlar. Ara yüzey iyileştirmesi için kullanılmalarında farklı yöntemler izlenebilir bunların başlıcaları ise fiber üzerinde büyütmek ve kağıt formunda üretip polimer katmanları arasına yerleştirmektir. Fiber üzerinde KNT büyütmek ekipman ve prosedür açısından maliyeti yüksek bir yöntem olduğu için, bu çalışmada kağıt formundaki KNT ara yüzeylerinden yararlanılmıştır. Kâğıt formundaki KNT'ler literatürde 'buckypaper'(BP) olarak adlandırılmaktadırlar ve sahip oldukları yüksek mukavemet, düşük ağırlık özellikleri ve nispeten kolay üretim yöntemleriyle hızlı endüstriyel uygulamalar için son derece uygundurlar. Arayüzey iyileştirme yöntemleriyle kompozitte çatlak oluşumu geciktirilir, çatlak ilerlemesi ve tabaka ayrılması engellenir nihai olarak da yapının ömrü uzatılır. Tezin deneysel kısmında ilk olarak KNT ara yüzeylerinin üretimleri detaylı şekilde açıklanmıştır. Ara yüzey olarak kullanılacak olan KNT BP çok duvarlı KNT'lerin sesüstü dalga üreten sonikatör kullanarak etanolde dağıtılmasıyla ve sonrasında vakum filtrasyon sistemi yardımı ile filter kağıdı üzerinde biriktirilerek BP formu alması sağlanmıştır. Sonrasında elde edilen KNT BP'ları filter kağıdından ayrıştırılıp, fırında kurutularak etanolün uçurulması sağlanmıştır. Böylece sadece KNT içeren kağıt formunda bir ara yüzey elde edilmiştir. Kullanılan ara yüzeyin kalınlık değişiminin, kompozitin ara yüzey kesme dayanımı üzerindeki etkisi farklı ağırlık yüzdelerinde KNT kullanılarak farklı kalınlıklara sahip BP'lar üretilerek incelenmesi amaçlanmıştır. Bu ağırlık yüzdeleri ise 0.05, 0.065, 0.13 ve 0.2'dir. Aynı zamanda, KNT BP'a alternatif olarak ikinci bir tip KNT ara yüzeyi eriyik karıştırma yöntemiyle üretilmiştir. Endüstriyel uygulamalar için hızlı bir üretim yolu olan bu yöntem ile KNT'lerin homojen dağıtımı daha kolay ve etkili bir şekilde gerçekleştirilmektedir. Bu yöntemin çalışmaya dahil edilmesiyle birlikte kimyasal işlemler gerektiren BP üretimiyle kıyaslanması hedeflenmiştir. KNT film ara yüzeyi, yüksek yoğunluklu polietilenin (HDPE), çift vidalı ekstrüderde eritilip KNT ile karıştırılmasıyla ve elde edilen KNT/HDPE taneciklerinin sıcak preste basılarak incefilm formu alması sağlanarak üretilmiştir. Tezin ikinci bölümünün ise KNT ara yüzeyi entegre edilmiş kompozitlerin üretimi açıklanmıştır. Bu kapsamda, oluşan KNT BP ve KNT/HDPE filmleri, UHMWPE filmlerinin orta katmanına yerleştirilmiş olup, UHMWPE filmi üreticisi tarafından belirlenen sıcaklık ve basınç altında basılmıştır. Mekanik test için standarda uygun boyutlardaki kompozitler su jeti kullanılarak kesilmiştir. KNT ara yüzeylerine ve kompozitlere uygulanan ısıl ve morfolojik karakterizasyonlar ile gerçekleştirilen mekanik testler detaylı şekildedeğerlendirilmişlerdir. Kompozitlerin ara yüzey kesme dayanım ölçümü ASTM 2344D testine göre oda sıcaklığı ve kriyojenik sıcaklıkta ki bu sıcaklık LH2 sıcaklığıdır (77 K) gerçekleştirilmiştir. UHMWPE kompozitin ara yüzey kesme dayanımı oda sıcaklığında, , % 0.05 KNT ağırlık yüzdesindeki BP kullanılarak %9.5, % 0.065 KNT ağırlık yüzdesindeki BP ile % 6.4 ve KNT/HDPE film kullanılarak % 13 arttırılmıştır. Kriyojenik ortamda ise bu dayanım KNT/HDPE film entegrasyonu ile % 3.2 arttırılmıştır. Kriyojenik sıcaklıklara maruz kalmanın, KNT/HDPE filmi kristal yapısı üzerindeki etkisi ve KNT BP'ların polimer ile emdirilme kalitesi taramalı elektron kalorimetresi(DSC) ve termogravimetrik analiz (TGA) ile araştırılmıştır. Bu analizler sonucu malzemelerin kristal yapısı ile mekanik dayanımı arasında ilişki kurulmuştur. Elde edilen sonuçlara göre polimer yapıya KNT eklemenin, çekirdeklenme alanları oluşturarak polimerin kristalinitede artışı sağladığı sonucuna varılmıştır. Bununlabirlikte, kriyojenik sıcaklıklara maruz kalmanın kristalinite oranında azalmaya sebep olduğu anlaşılmıştır. Kriyojenik şartlarda gerçekleştirilen testlerde gözlemlenen ara yüzey dayanımının iyileştirilmesindeki azalışın sebebi de krtistalinitenin azalmasıyla bağdaştırılmıştır. Morfolojik analiz çalışmalarında ise taramalı elektron mikroskobu (SEM) ve ışık mikroskobuyla BP'ların ıslaklığı ve UHMWPE film ile yapışma kalitesi kontrol edilmiştir. Böylece, en etkin yapışmanın KNT/HDPE film arayüzeyi kullanılarak elde edildiği saptanmıştır ve bu sonuçlar da yüksek mekanik dayanım sonuçlarıyla desteklenmiştir. Brunauer, Emmett ve Teller (BET) analizi ile ise BP yüzey alanı hesaplanmış olup, yapı içerisindeki gözenek oranı araştırılmıştır. BET analizinden elde edilen veriler ile TGA hesaplamaları doğrulanmış ve desteklenmiştir. Metal alloys have dominated materials specifically in aerospace and transportation industry for cryogenic applications; however, the growing demand on weight reduction impels researchers to progressively replace metallic materials with polymer matrix composites (PMCs). Exposing to cryogenic temperatures such as 77 K for liquefied natural gas (LNG), 20 K for liquid hydrogen (LH2), and 2 K for liquid oxygen (LOX), causes a change in materials physical properties; therefore, selection criteria to operate in these temperatures are highly demanding to achieve thermal stability. According to reported studies, thermoset polymers become brittle when experiencedsuch low temperatures, which trigger the formation of cracks and delamination, thereby causes catastrophic failures of structure. To preclude such a brittle behavior of thermosets, thermoplastics are promising materials within their exceptional chemical resistance, ease of manufacture, thermal stability and recyclability as anenvironmentally friendly alternative material to nonrecyclable thermosets. The utilization of ultra-high molecular weight polyethylene (UHMWPE) owing to exceptional properties as high tensile strength, low density, protecting its strength even at low temperatures and high chemical resistivity has been studied in the thesis. On the contrary to other materials, UHMWPE films tend to protect the load carrying capability and become stronger at very low temperatures than room temperature as desired for cryogenic applications. Despite the excellent mechanical performance of UHMWPE films under tensile loading, low shear strength and modulus between UHMWPE plies have been reported. Reinforcing strategies including matrix toughening and interface toughening are mostly preferred to enhance interlaminar properties of laminated composites. The main drawback of matrix toughening is limited dispersion of reinforcing fillers into the matrix. Among the interface toughening strategies, the most common route is integrating nanomaterials to the structure without causing any weight penalty with efficient dispersion and distribution. Carbon nanotubes (CNTs) in a cylindrical form consisting of hexagonal lattice structure of carbons are widely used as reinforcing fillers. The intrinsic properties of CNTs resulting from high aspect ratio, chirality, and wall number are the predominant reasons of integrating CNTs to enhance performance of thermoplastics for wide range applications. For interface toughening, CNTs can be implemented through different methods such as directly growth of CNTs on fiber surface and interleaving paper-formed CNTs into the composite interface. Growth of CNTs on substrate requires expensive equipment and relatively long production time. Hence, herein, interface toughening by interleaving paperformed CNTs buckypapers (CNT BPs) has been studied, and will be named as CNT BP. The main motivation is to benefit from outstanding properties of CNTs such high strength-to-weight ratio, lightweight, foldability and being fabricated by relatively easier manufacturing process which is crucial to implement for industrial applications. The CNT interleaving technique also promotes increased life-time of composite by delaying formation and propagation of cracks and hindering delamination. In the experimental part, first, fabrication of CNT BPs as interleaves is described in detail. The first interlayer which is CNT BP is fabricated by dispersing multi-walled CNTs in ethanol then filtered under vacuum. The effect of CNT interface thickness on the mechanical properties of composite, particularly interlaminar shear strength (ILSS) is investigated. The variation on the CNT layer thickness is obtained by fabricating CNT BPs in different weight percentages which are 0.05, 0.065, 0.13 and 0.2. As an alternative to CNT BPs, the second type of CNT interlayer is fabricated by melt mixing method to achieve homogenously dispersed CNTs within the polymer. High density polyethylene (HDPE) granules are mixed with CNTs through twinscrew extruder at elevated temperature, then CNT/HDPE granules are heated and pressed to form thin film CNT/HDPE core layer. In the second chapter, the CNT core layer reinforced UHMWPE laminated composite fabrication details are described. CNT BP and CNT/HDPE films are placed at the mid-plane of UHMWPE films and composites are manufactured by hot press. Laminated composites are cut by water jet in certain dimensions as specified in the related mechanical test standard. Thermal and morphological characterizations of CNT core layers and composites, also mechanical tests of composites are assessed. Mechanical tests are performed according to ASTM 2344D standard to measure the interlaminar shear strength (ILSS) of composites at room and cryogenic environment which is LN2 temperature (77 K). Thermal characterizations of CNT films are performed by thermogravimetric analysis (TGA) and differential scanning calorimetry (DSC) to correlate relationship between mechanical performance of composites and the change in crystalline structure after exposed to cryogenic temperature and to evaluate impregnation quality of CNT BPs. The morphologic analyses which are scanning electron microscopy (SEM), optical microscopy and Brunauer, Emmett and Teller (BET) surface analysis reveal the impregnation qualities of CNT BPs. Specific surface area and porosity are calculated from BET results and the results are evaluated in conjunction with TGA results. The ILSS of UHMWPE composite is enhanced by the insertion of 0.05 wt% CNT BP by 9.5%, 0.065 wt% CNT BP by 6.4%, and melt mixed CNT/HDPE film by 13% at room temperature. At cryogenic temperature, ILSS is increased by 3.2% after CNT/HDPE film interleaving. 103

Türbomakina performansını etkileyen önemli etkenlerden birisi kanatçık etrafındaki ikincil akışlardır. Bu akışlar 3 boyutlu ve karmaşık bir halde kanatçık boyunca oluşmaktadır. Türbomakinalarda genellikle döner parçalarda kanat ucu boşluğu bulunmaktadır ve bu kanat ucu boşluğu, sıcaklıktan dolayı genleşme durumunda sabit rotor gövdesinde hasar oluşmasını engellemektedir. Kanat ucu boşluğu mekanik hasarları engellemesi açısından olumlu bir yapı iken, sızıntı vortekslerine sebep olması bakımından da aerodinamik performans düşüşüne sebep olmaktadır. Kanat ucu boşluğundaki bu sızıntı akışı, emme ve basma kenarları arasındaki basınç farkından dolayı meydana gelmektedir ve kanatçığın emme kenarında ani genişleme ile beraber pasaj akımına karışmaktadır. Sızıntı akışları kanat ucunda hareket ederken ani daralmadan dolayı sızıntı kabarcığı oluşumuna sebebiyet verirler ve bu sızıntı kabarcığının boyutu, kanat kalınlığına bağlı olarak değişmektedir. Literatürde sızıntı akışının performansa etkilerini azaltacak pasif kontrol yöntemleri bulunmaktadır. Özellikle oluk yöntemi ve oluk içerisine hava enjeksiyonu kompresör kademesi için denenmiş olup perdövites marjında (stall margin) iyileştirme sağlamıştır. Eksenel türbinler için oluk yapısı daha önce lineer kaskat için çalışılmış olup, stator ve rotor kademesini aynı anda içeren türbin tam kademesi için çalışılmamıştır. Tez kapsamında da parametrik oluk yapısı tam türbin kademesi için incelenmiş olup, toplam kayıpları azaltması öngörülen parametrik oluk yapısı belirlenmiştir.Araştırılacak olan oluk yapıları Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yardımıyla sayısal olarak incelenmiş; sıkıştırılamaz, daimi ve zamandan bağımsız RANS denklemleri HAD analizlerinde çözülmüştür. Kullanılan türbülans modeli daha önce bir çok defa türbomakina uygulamaları için doğruluğu kanıtlanmış SST k-ω türbülans modeli olup karmaşık üç boyutlu akış yapılarını çözmede başarılı bir modeldir.Geometrik katı modelde kanat ucu boşluğu ortalama olarak t/h= 0.8% oranına sahip olup, kanat ucu boşluğunun yüksekliği kord boyunca sabit değildir. Bu sebepten dolayı 7 farklı noktadan ölçüm alınarak ortalama kanat ucu yüksekliği 2.43 mm olarak belirlenmiştir. Bu kadar dar bir alandaki akış yapısının iyi anlaşılması için sık ve kaliteli bir çözüm ağı üretilmiş olup gerçek deney düzeneği AFTRT ile sonuçlar karşılaştırılarak çözüm ağından bağımsızlık çalışması yapılmıştır. Üç farklı çözüm ağı sırasıyla 4 milyon, 5.5 milyon ve 7 milyon eleman içermekte olup, orta sıklıktaki 5.5 milyon eleman içeren çözüm ağı sayısal çalışma için uygun bulunmuştur. Daha sonraki aşamalarda, olukların da geometriye eklenmesi ile beraber çözüm ağındaki eleman sayısı yaklaşık olarak 7.2 milyona çıkmaktadır. Rotor ve stator kanatçıklarının orta düzlemleri için basınç katsayısı doğrulaması yapıldıktan sonra oluk 3 farklı tipte (dikdörtgensel, ıraksak, yakınsak) ve 2 farklı yükseklikteki (g/τ=0.5 ve g/τ=1.0) oluk yapıları incelenmiştir. Sonuçlar incelendiğinde g/τ=0.5 yüksekliğindeki ıraksak ve yakınsak oluklarla aerodinamik performansta sırasıyla 1.91% ve 0.34% oranında iyileşme sağlanırken; özellikle oluk yüksekliği arttıkça türbin performansında düşüş gözlemlenmiştir. Yapılan incelemelerde oluğun performansa etkisinin, oluk içerisindeki akış yapısına direkt olarak bağlı olduğu belirlenmiştir. Özellikle dikdörtgensel oluklarda ve g/τ =1.0 yüksekliğine sahip oluklarda, oluk içerisinde hareket eden akış dönel hale gelmektedir. Bu tipteki akış emme kenarından ani genişleme ile pasaj akımına karışırken pasaj akımına yaptığı blokaj etkisi ile beraber emme kenarında toplam basınç katsayısında ve hız alanında düzensizliğe neden olmaktadır. Bu düzensizlik, sızıntı vorteksi ve pasaj vorteksinin karışım mekaniğini etkileyerek sızıntı vorteksinin çekirdeğini büyütmektedir. Aynı şekilde, g/τ=0.5 yükseklikteki oluklarda ise sızıntı vorteksi ile pasaj vorteksi veter hatta boyunca daha geç ayrılarak çekirdeğin büyümesine engel olmakta ve aerodinamik performansı arttırmaktadır.Ek olarak, farklı oluk tipleri için incelenen Q kriterinde vorteks alanları karşılaştırmalı olarak incelenmiştir. Farklı oluk tiplerine göre değişen vorteks yapılarının alanları incelendiğinde, kayıpların az olduğu ıraksak g/τ=0.5 oluk tipinde vorteks alanında 1.152% küçülme meydana gelirken; dikdörtgensel g/τ=1.0 oluk yapısının vorteks alanında 1.95%'lik bir büyümeye olmaktadır.Literatürde bir diğer kontrol yöntemi olan hava enjeksiyonlu oluk modeli türbin için de tez kapsamında sayısal olarak incelenmiştir. Daha önce sadece kompresör kademesi için denenen hava enjeksiyonu yöntemi g/τ=1.0 yüksekliğe sahip toplam 5 oluk genişliğindeki yapı için araştırılmıştır. Hava enjesiyonunun debisi, türbin ana hava girişi debisinin 1%'i kadar olup toplam performansa etkisi karşılaştırmalı olarak verilmiştir. Hava enjeksiyonunun, rotor kademesinde kanat ucu boşluğundaki akışı yönlendirmesinin yetersiz kaldığı ve 12% oranında ciddi bir performans düşüşüne yol açarak vorteks çekirdeğini büyüttüğü tespit edilmiştir.Pasaj vorteksi ve sızıntı vorteksi ters yönlerde dönerek oluşmaktadır, bundan dolayı sızıntı vorteks çekirdeğinin küçültülmesi ve zayıflatılması, pasaj vorteksini radyal yönde yukarı kaydırarak ana vorteks çekirdeğinin daraltılmasını sağlamaktadır.Literatürde türbin kademesi için gövdede pasif kontrol teknikleri ile ilgili olarak eksiklikler bulunmaktadır. Tez kapsamında rotor kademesindeki pasif kontrol tekniklerinin aerodinamik performans üzerindeki etkisi irdelenmiştir. In the scope of the thesis, the aerodynamic performance of axial gas turbine was investigated. One of the most important factors affecting turbomachinery performance is the secondary flows around the blade. These streams are formed in a 3D and they have complex form throughout the chord. Secondary flows in a turbine include Hub and Casing endwall vortices, Horseshoe vortex, Counter Vortex, and Passage vortex. Viscous losses (endwall boundary layers of hub and casing surfaces, airfoil profile losses, wake losses) are responsible for 25% of the turbine stage loss. The remaining 75% of the turbine stage losses are associated with the blade (rotor). The most significant contributor to this major rotor loss is due to tip clearances, which accounts for one-third of the total stage loss.In general, there is a tip gap above the rotating parts in Turbomachinery which prevents mechanical damage due to thermal expansion. The tip gap is a positive factor in terms of preventing mechanical damage, but also causes a decrease in aerodynamic performance because of leakage vortex. This leakage flow in the tip gap is induced by the pressure difference between the suction and pressure side; therefore, flow exits the suction side with a high velocity at an oblique angle relative to the passage flow and interacts with the incoming passage flow which causes the leakage vortex to roll up into a vortical structure. Leakage flows cause the formation of leakage bubbles due to sudden contraction as they move at the tip of the blade, and the size of this leakage bubble varies depending on the blade thickness.There have been many investigations in order to figure out the formation of the secondary flows around the blade for many years. However, these investigations are troublesome with only experimental results because of the fact that visualizing of flow characteristic of turbomachinery with high RPM is not possible most of the time. Therefore, Computational Fluid Dynamics was used for determination of flow characteristic and total loss coefficient in this research. Numerical results have compared with the experimental results of Pennsylvania State University Axial Flow Turbine Research Facility (AFTRF).There are different passive control methods in the literature to reduce the effects of leakage flow on aerodynamic performance. In particular, the casing grooves and the air injection into the groove method have been tried for the compressor stage and it has improved the stall margin. The groove structure for axial turbines has previously been studied for linear cascade and has not been studied for the full stage of the turbine, which simultaneously includes the stator and the rotor stage. In the scope of the thesis, the groove structure was examined for the full turbine stage (NGV and Rotor) and the parametric groove structure was determined to decrease the total losses.The groove structures to be investigated were analyzed numerically with the help of Computational Fluid Dynamics; Incompressible, steady-state RANS equations were solved in CFD analysis. The turbulence model was obtained as SST k-ω turbulence, which has been proven to be capable for turbomachinery applications many times, and it is a successful model for solving complex three-dimensional flow structures.In the parametric solid model, the tip gap has an average of t / h = 0.8%, and the height of the tip gap is not constant along the cord. For this reason, the average tip height was measured and determined as 2.43 mm from 7 different points. In order to understand the flow structure in a narrow area such as blade tip gap, a dense and high-quality mesh was generated and the results were compared with the actual experimental setup of AFTRT. Also, the test of the mesh independency was performed using three different mesh which consisted of 4 million, 5.5 million and 7 million elements, respectively. In later stages, with the addition of the grooves to the geometry, the number of elements in the mesh increases approximately 7.2 million.After validation of the pressure coefficient for the mid-span of the rotor and stator blade, three different types of grooves (rectangular, divergent, convergent) and 2 different heights (g/τ=0.5 and g/τ=1.0) were investigated. When the results were examined, the divergent and convergent casing grooves for g/τ=0.5 height showed 1.91% and 0.34% improvement in aerodynamic performance, respectively. However, aerodynamic performance decreases, especially when groove height increases.It was determined that the groove performance was directly related to the flow in the casing grooves. Particularly in rectangular grooves and grooves with g / τ = 1.0 height, the flow moving in the groove becomes a swirl. This type of swirling flow causes an irregularity in the total pressure coefficient and velocity field at the suction side. Also, leakage flow leads to making a blocking effect on the passage flow by sudden expansion through the suction edge. This irregularity increases the core of the secondary flow vortex by affecting the interaction of the leakage vortex and the passage vortex. In addition, for the casing grooves g/τ =0.5 height, passage vortex and leakage vortex are separated late through the chord when compared with other types and it has the help of preventing the growth of the core, so it increases aerodynamic performance.Investigation of Q criteria, which is related with vorticity and shear strain, help to understand flow characteristic around blade. Also, when we investigated the Q criteria regions for 0.0025 s-2, interaction of tip passage vortex (TPV) and Leakage vortex (LV) can be seen clearly. Leakage flow and Passage flow passes by the 0.33Ca, 0.59 Ca and 0.82Ca sections which are investigated for Cpo contour. When the total pressure coefficient is examined on the sections on the blade and the exit, the bigger the core of vortex regions with low CP0, the lower the aerodynamic performance.When the effect of the number of casing grooves on the rotor shroud was examined for the tip leakage flow, it was seen that the first groove has impact of decreasing velocity of tip flow. However, the second and the third casing groove help both to decrease velocity and redirect flow. The passage vortex and the leakage vortex form rotating in the opposite directions, so the reduction and weakening of the core of the leakage vortex causes the narrowing and sliding main vortex core. Also this effect helps to move the passage vortex upward in radial direction.Another control method in the literature, the air-injected casing groove model was also examined numerically for the turbine. Previously, the air injection method which was tried for the compressor stage was investigated for a rotor casing with the width of 5 grooves and g/τ =1.0 height. The mass flow rate of the air injection is 1% of the turbine air mass flow rate and the effect on the total performance is given comparatively. It was obtained that air injection in the rotor stage was insufficient for redirection of tip flows, and it increased the total loss approximately 12% for axial turbine.There are deficiencies in the literature regarding the passive control techniques in the rotor for the turbine stage. In the thesis, the effect of passive control techniques on aerodynamic performance for rotor stage is examined and best groove type was obtained. 78

Günümüzün gelişen teknolojileri işe birlikte gerek günlük yaşamda gerekse profesyonel hayatta birçok yenilik bizleri etkilemektedir. Hem dünyada hem de ülkemizde hayatımızı etkileyen teknolojilerden bir tanesi ise insansız hava araçlardır. Gerek askeri gerekse sivil kullanıma uygunluğu, düşük ve yüksek bütçeli ya da küçük ve büyük boyutlu birçok çeşidi bulunan insansız hava araçları(İHA), artık birçok sektörün vazgeçilmezi durumuna gelmiş ve gelmeye devam edecektir.İşte bu çalışmada askeri ve ARGE amaçlı kullanılan HALE ( Yüksek İrtifa Uzun Takat) insansız hava araçlarının, tanımı ve temel gereklilikleri, dünya genelinde pek yeni olan ve ülkemizde henüz bulunmayan HALE sınıfı bir insansız hava aracının tasarım aşamaları çalışılmış, ölçekli bir model üretilerek yer testleri ve uçuş testleri gerçekleştirilmiştir. Böylece ülkemizde ve havacılık sektöründe, bu sınıf bir hava aracının tasarımı ile ilgili bir çalışma oluşturmak hedeflenmiştir. Today's evolving technologies, work together in everyday life and many innovations in our professional life are affecting us. One of the technologies that affect our lives both in the world and in our country is unmanned aerial vehicles. Unmanned aerial vehicles(UAV), suitable for both military and civilian use, low and high budget or small and large size, are now indispensable to many sectors and will continue to come.In this study, HALE (High Altitude Long Endurance) unmanned aerial vehicles, which are used for military and civil purposes, have been studied in the design stages of a HALE class unmanned aerial vehicle, which is not new in our country and which is very new in the world. a scale model was produced and ground tests and flight tests were performed. Thus, in our country and the aviation industry, this class is intended to create a study on the design of an aircraft. 67

Bu çalışma, çok disiplinli ve kompleks bir ürün olan hava aracının yaşam döngüsü boyunca teknik olgunluğunun takibine yönelik modelin oluşturulmasını hedeflemiştir. Sorunsal Türkiye'de yürütülen hava aracı geliştirme projelerinde görülen ortak zorluklar dikkate alınarak oluşturulmuştur. Platform seviyesinde teknik olgunluğun takibinde yaşanan eksiklere çözümler aranmıştır. Sırasıyla, kavramsal çerçeve incelenmiş, mevcut olgunluk modelleri bulunmuş, mevcut uygulamaar ele alınmıştır. Sonrasında hipotezler ve destekleyici model oluşturulmuştur. Müşteri ve Yüklenici tarafında, farklı fazlarda tecrübeli uzmanlar ile yapılan mülakatlar ile model doğrulanmaya çalışılmıştır. Sonuç bölümünde modelde yer almayan diğer önemli ve çalışılabilecek konulara dikkat çekilmiştir. Anahtar Kelimeler: Hava Aracı Geliştirme, Yaşam Döngüsü, Olgunluk Modeli, Sistem Mühendisliği, Proje Yönetimi, Teknoloji Hazırlık Seviyesi (THS) The aim of this study is to develop a model for monitoring the technical maturity of the aircraft which is a multidisciplinary and complex product, throughout its lifecycle. Problematic has been created from common challenges seen in the aircraft development project in Turkey. Solutions have been sought for the deficiencies experienced in the monitoring of technical maturity at the platform level. The conceptual framework was examined existing maturity models were found and current practices were discussed, respectively. Then, hypotheses and supportive model were created. The model was tried to be verified by interviews with experienced personnel who worked in different phases of aircraft development lifecycle in both Customer and Contractor sides. In the conclusion, other important and workable issues that are not included in the model have been highlighted.Keywords: Aircraft Development, Lifecycle, Maturity Model, Systems Engineering, Project Management, Technology Readiness Level (TRL) 139

Herhangi bir uçuşta, kontrol yüzeyi ya da akçuatör arızaları, sistem ile ilgili uçuşta kontrol kaybına yol açar ve sonuçlar ölümcül olabilir. Bu tezde, bu kazaları önlemek için, aktif hata toleranslı uçuş kontrolü (HTUK) kullanılmaktadır. Sistem, doğrusal olmayan kontrol tekniği, Duruma Bağlı Riccati Denklemi (DBRD) ve doğrusal kontrol tekniklerinden oluşur. Ayrıca, acil durumlar için örnekler; kontrol yüzeyi hasarı, indirgemesi, sıkışması ve türbülans, farklı düzeylerde incelenmiştir. Ek olarak, DBRD kontrolcüsü için duruma bağlı katsayı (SDC) matrislerinin yapımı ile ilgili bir sorun varsa, çözüm Doğrusal Karesel Düzenleyici (DKD) ve Doğrusal Karesel Referans İzleyicisine (DKİ) değişim olacaktır. Bu acil durumları önlemek için, bir Yeniden Yapılandırma Mekanizması (YM), kontrol yüzey hareketini yavaşlatmak, hızlandırmak veya uçuşta kontrol kaybını (UKK) önlemek için DKD/DKİ kontrolcüsüne geçmek için DBRD kontrolcüsüne gerçek zamanlı olarak sinyaller gönderir. Karşılaştırmalı şekiller, hibrid hata toleranslı uçuş kontrolcüsünün etkinliğini göstermek için verilmiştir. Control surface or actuator faults or failures in any flight, lead to system-induced loss of control in flight (LOC-I) and results can be fatal. In this thesis, to prevent these accidents, an active fault-tolerant flight control (FTFC) is proposed. The system consists of the nonlinear control technique, state-dependent Riccati equation (SDRE) and linear controller techniques. Besides, examples for emergency cases; control surface damage, degradation, stuck and turbulence are studied for different levels. In addition, if there is a problem with regard to the construction of the state-dependent coefficient (SDC) matrices for SDRE controller, the solution is to change to a Linear Quadratic Regulator (LQR) and Linear Quadratic Tracking (LQT). To prevent these emergencies, a Reconfigure Mechanism (RM) sends signals in real-time to the SDRE controller to slow down or accelerate the control surface movement or change to LQR/LQT controller to prevent LOC-I. Comparative figures are given to illustrate the effectiveness of the hybrid controller architecture. 234

Havacılık alanının gelişmesi farklı tasarım kriterlerine sahip hava araçlarının test edilmesi ihtiyacını doğurmuştur. Tasarımı yapılan hava aracına dair her bir farklı konfigürasyonu rüzgar tünelinde test etmek zaman ve maliyet açısından verimsizdir. 1900'lerin başından bugüne kadar gelişen bilgisayar bilimi mühendislerin yardımına koşan en önemli tasarım araçlarından birisi olmuştur.Bir hava aracının uçuşa elverişli olması için tasarım sürecinden emin olunması gereklidir. Kavramsal tasarım aşamasında birden fazla elemana ve alt sisteme sahip uçak gibi karmaşık bir yapı, elemanların birbirleri ile olan etkileşimleri dahil edilerek tasarlanmalıdır. Olası konfigürasyonlar kısa sürede test edilmeli ve birbirleriyle karşılaştırılmalıdır. Tez kapsamında kanat, gövde, kuyruk gibi elemanların etkileşimini incelemek adına potansiyel akış şartlarında panel yöntemler aracılığıyla çözüm yapabilen bir bilgisayar programı geliştirilerek çalışmalar yapılmıştır. Panel yöntemler çözüm yapısı itibariyle viskoz akış ve türbülans gibi farklı şartlara dair sonuçlar vermese de bir uçağın stabilite, aeroelastik ve aerodinamik katsayılarının hesaplanmasında oldukça tutarlı ve kullanışlı sonuçlar vermektedir. Tez kapsamında geliştirilen program aracılığıyla kanat gibi taşıyıcı elemanlar halka girdap yöntemi ile taşıyıcı olmayan gövde tipi elemanlar ise hess kaynak panel yöntemi kullanılarak çözümler elde edilmiştir. Geliştirilen bilgisayar programı önce kanat ve gövde gibi elemanlar için tek başına (izole) oldukları konumda test edilmiş, programların ayrık halde çalışabilirliğinden emin olunmasıyla beraber kanat ve gövdenin bir arada bulunduğu haller için test ve uygulamalar yapılmıştır. İzole halde kanat geometrisi için geliştirilen halka girdap yöntemiyle alınan sonuçlar prandtl taşıyıcı çizgi teorisi ile karşılaştırılmıştır. İzole haldeki gövde geometrileri içinse küre ve elipsoid gibi elemanlar kullanılarak elde edilen çözümler analitik çözümlerle karşılaştırılmıştır. Kanat ve gövde geometrileri için ayrık halde elde edilen sonuçlardan kanat gövde etkileşimi için yan yana simetrik kanat ve duvar etkisinde kanat gibi test çalışmaları yapılmıştır. Test çalışmaları için öncelikle her bir kanat ve gövde geometrileri için uygun panel sayıları elde edilen sonuçların hassasiyeti dikkate alınarak belirlenmiştir. Yapılan çalışmalarda panel sayıları dereceli olarak arttırılarak sonuçların yakınsadığı değer etrafında bir panel sayısı seçilmiştir. Elde edilen sonuçlardan kanat için veter doğrultusunda 10, açıklık doğrultusunda ise 34 panelin alınmasının yeterli olduğu görülmüştür. Gövde içinse test çalışması olarak icra edilen küre geometrisinden elde edilen sonuçların analitik yöntemlerle karşılaştırılması sonucunda uzunlamasına ve çevresel yönlerde 16x16 adet panelin yeterli olduğu görülmüştür. Kanat için girdap kafes yöntemi çözümü yapan Tornado programı ile çözüm alınmış ve diğer sonuçlarla karşılaştırılarak yakın olduğu görülmüştür. Tez kapsamında geliştirilen bilgisayar programı kanat ve gövde için tek başına ve birden fazla geometrileri içeren sistemler için test edilerek doğrulanmıştır. Programların ayrık olarak test edilmesinden sonra kanat gövde etkileşimi için geliştirilen programın işlerliğini test etmek için yer etkisi olarak bilinen kanat duvar etkileşimi incelenmiştir. Bunun için yeterince uzun olduğu varsayılan bir duvar geometrisi seçilmiş, kanat duvarın üzerinde yer alacak şekilde testler icra edilmiştir.Elde edilen sonuçlar yan yana simetrik iki kanat geometrisi ile karşılaştırılarak yer etkisi problemi ile yakın sonuçlara sahip olduğu görülmüştür. Geliştirilen bilgisayar programının kanat gövde etkileşimini incelemek için yeterli olduğu kanısına varılmış önce örnek bir dikdörtgensel görünümlü üst kanat ve elipsoid kullanılarak test edilmiş sonra literatür araştırması aracılığıyla kanat gövde etkileşimine dair deneysel verilerle karşılaştırma yoluna gidilmiştir. Jacobs ve Ward tarafından yapılan test çalışması baz alınarak farklı konfigürasyonlar test edilmiştir. Testlerin icrası sırasında farklı konum, yerleştirme açısı gibi parametreler değiştirilmiş ve sonuçların aerodinamik katsayılarla yakın ve uyumlu olduğu görülmüştür. İzole kanat ve kanat gövde etkileşimi için çalışmalar yapılmış, deneysel sonuçlar ile karşılaştırılmıştır. Sonuçlar değerlendirildiğinde elde edilen sonuçlar ile test verileri arasındaki farklar düşük mertebelerde olup girdap kafes yönteminin çözebildiği hassasiyetin altında kalmaktadır. Fakat geliştirilen program farklı türde kombinasyonların eğilimleri ve kıyaslanması adına bilgi vermektedir. Bu çalışma kanat gövde etkileşiminin incelenmesi adına geliştirilen programın konsept tasarım çalışması sırasında kullanışlı sonuçlar vereceğini göstermiştir. Development of aviation industry has led to be tested different design configurations.Testing each configuration in a wind tunnel is inefficient in terms of time and cost issues. Since 1900s until today, computer science has been main design tools for engineers and scientists. Design process is the first stage which to be sure for airworthiness of aircraft. Concept design of an aircraft needs to be designed taking account interference of wing, body,tail and other elements. Also, all configurations should be tested and compared with alternatives one. Computational aerodynamic methods and computational fluid dynamics approaches are preferred to design an aircraft. Computational aerodynamic methods due to capability of less computational time is primary tool than fluid dynamics methods at the stage concept design stage. Panel methods were used early times of aircraft design with the limited capability of computers. They give a chance to evaluate aerodynamic efficiency of lots of configuration. In principle main difference of panel methods based on singularities type which is used. In this study in order to investigate interference of wing, body and tail, a computer program has been developed using panel methods on the conditions of potential flow by means of Matlab. Even though panel methods have not provide a solution for viscous and turbulence flow cases, they give a good solution for calculating aeroelastic, aerodynamics and stability coefficients.Results are obtained for wing and fuselage respectively by means of ring vortex and source panel and compared with the analytical solutions. Ring vortex method gives same results when comparing vortex lattice method. Difference between these methods are sourced in terms of vortex replacement on panel geometries. Ring vortex method replaces ring structure for all panels until trailing edge. On the trailing edge section horseshoe vortex must be used to simulate wake region of wing. When solving vortex lattice method, horseshoe vortices are replaced for all panels. Except this main difference, for the rest of procedures such as forming geometry, determining control points and calculating induced velocity and boundary condition matrices, vortex lattice and vortex ring methods have same steps to get solution. The main idea of panel methods are which to be distributed singularities like vortex,source, doublet on wing panel or fuselage panel geometry and finding strength of this singularities to obtain desired coefficients and numerical results. But before this step geometry should be separated as rectangular or triangular panel structures and control points are determined properly.After constructing main matrices for velocities and boundary conditions, vortex strengths are obtained using gauss elimination. With the help of Joukowksy lifting law on the each panel, forces can be calculated separately at the half of panel geometry andtheir summation gives total force on wing surface. The components of total force provides lift and drag forces for the wing. For isolated wing solution, results was compared with prandtl lifting line theory. In order to test the main program all functions are programmed step by step applying small size panels on the wing geometry. First of all each module is tested for one wing which has wing span 10 m and aspect ratio 10 with panels sizes along chord 10 and along span 10. After correcting results are satisfactory for PLL and ring vortex method, multiple wing geometries involved into functions. The difference for isolated and multiple wing geometries, is to take account interference of lifting surface for each other. Two wings are placed and tested at the 10° and -10° angle of attack values. It was examined their signs in terms of lift coefficients. For the part of fuselage process, as mentioned before like as wings, body is separated to panels and constant source singularities are distributed over the surface. Contrary to the vortex distribution, sources are not used to simulate lift on the aircraft elements. After determining geometry and panel properties for fuselage, using Bousquet formulation induced velocities are calculated for each panel geometry. So as to test isolated fuselage program, sphere was used as a test case configuration due to it has analytical solution for pressure coefficients. After getting verified solution independently for all separated elements programs have been coupled together. In order to be sure that coupling process is made on the right way, all functions are arranged using similarities between ring vortex and source panel method. In cases which there are more than one wing and body, it is observed that the aerodynamic coefficients are changed by approaching the elements and if they are positioned enough distance between them, they have isolated results which obtained as separated condition. Some test studies have been performed using wall and wing elements to see interference between them comparing with side by side two wings. For this stage, first of all optimum wall size and panel density is determined when the wing is above wall. It has been seen that panel density is enough for the wing, like as isolated tests. Wing wall interference results indicate wing under the effect of fuselage has close results with side by side two wings configuration. After test studies, sample aircraft model has been established a flat plate as wing and an elipsoid as body and for each geometry under other's effect, tests are carried out for difference conditions. For wing under fuselage, lift coefficient changed when apporaching them on vertical axis.Also for fuselage under wing pressure coefficient has different than isolated solution. Sample studies show that computer program can work for different geometries. So as to validate program with literature studies which had been performed Jacobs and Ward experimental study is selected as test configuration. A rectangular wing and fuselage has been tested at last section.With these all test results, it is concluded that developed computer program is sufficient to evaluate wing fuselage interference by panel methods and gives consistent result with literature studies. 95

Kalkış ve iniş aşamsı kısıtlı zaman ve geniş dış bozuntulardan dolayı uçuş sırasının en tehlikeli durumlarıdır.1970'lerin sonlarına doğru (1977, 1979), kalkış veya iniş esnasında kontrol kaybından dolayı oluşmuş bazı kazalar bulunmaktadır. İlk kaza aileron ve rudder kontrol girdilerini kaybından dolayı oluşmuş, ikinci kaza ise elevator kontrolunun kaybı sonucu oluşmuştur. Bu yüzden insanlar, bu tarz sorunları aşmak için yeni bir kontrol dizaynı tasarlamaya kalkışmışlardır. İlk olarak yenilenebilir kontrol dizaynı kullanılsada, 1990'ların başında bazı yazarlar arıza tolerans kelimelerini yazılarında kullanmaya başlamışlardır. İlk olarak pasif arıza kontrol dizaynı kullanılmaya başlanmıştır ancak bu kontrol dizaynı gürbüz kontrol yapısını kullanmakta ve herhangibi bir kontrol tespit sistemi bulunmamaktadır. Bu yaklaşım pratikte basit gözüksede çok fazla kötü yanları bulunmaktadır. Bu yüzden insanlar aktif arıza tolerans kontrol sistemlerini dizaynlarını kullanmaya başlamışlardır. Bu kontrol yapısı kontrol tanımlama sistemine sahip bir yapıdır.İnsanlar tarafından iyi bilinen, çoğu kaza durumlarında uçağın devam etmesinin tehlikeli olucağından acil iniş yapması gerekmektedir. Bu yüzden 2000'lerde insanlar arıza kontrollu iniş kontrol sistemleri tasarlamaya başlamıştır. Yeni kontrol dizaynları tasarlanmaya başlanmış, birbirinden farklı kontrol dizaynları test edilip elde edilen farklı arıza tolerans haritaları kontrol edilip birbirleri ile karşılaştırılmıştır.Bu tezde arıza kontrol dizaynını elde edilebilmesi için öncellikle yüksek tutarlılıkta F-16 modeli Matlab/Simulink ortamında modellenmiştir. Bu model kendine ait geniş aerodinamik katsayı ve moment datasına sahip, kendi actuator modelini, GE F110 motor dizaynını içermektedir. Çevresel model olarak da, hesaplanabilir ve eksen değişimleri ile anlık yerçekim değerini veren bir yerçekim modelini ve NASA tarafından hesaplanması gösterilen atmosfer modelini içermektedir. Ayrıca, sıkışma durumlarını daha detaylı incelemek için ise eyleyiciler, asimetrik olarak sol ve sağ olacak şekilde ayrık olarak ayrılıp yeniden modellenmiştir. Farklı bozuntuları test etmek için ise olasılıksal rüzgar modeli modellenmiştir. Bu model doğrusal yansal ve dik parçalardan oluşmaktadır. Dik ve yansal parçalar sabit rüzgar hızına sahip olmakla beraber, microbrust'u modellemek için ise iniş esnasında bellirli bir irtifa değerinde yön değişimi tasarlanmıştır. Öte yandan, doğrsual model ise hem turbulansı ve sabit rüzgarı içermektedir. Turbulans'ı modellemek için belirli bir standart sapması ve ortalama değeri olan Gaussian normal dağılımı kullanılmaktadır.Öte yandan bu tezde iki farklı kontrolcü tasarımı kullanılmıştır. Ancak kontrolcü tasarımından önce otomatik iniş sistemi tasarımı modellenmiştir. Bu model 3 aşamadan oluşmaktadır, bu aşamalar yaklaşma, süzülme ve iniş toparlanmasıdır. Yaklaşma aşamasında uçağın iniş pisti ile aynı hizaya gelmesi amaçlanmış olup bu esnada sapma açısı kontrol edilmektedir. Süzülme aşamasında ki amaç uçağın yerden yükseliği sabit bir iniş açısı ile kontrol edilmektedir. Bu iki aşama doğrusal bi geometri şeklinde olup denklemleride o şekilde yazılabilmektedir. Son aşama olan iniş toparlanması ise uçağın yerden yükseliğini kontrol etmekte olan exponensiyel bir yapıdır. Ancak denklemsel olarak çözmek güç olduğunndan sınır denklemlerin yardımına ihtiyaç duyulmaktadır. Otomatik yol ve iniş tasarımı yapıldıktan sonra ilk olarak gürbüz NDI kontrol sistemi ana model olarak modellenmiştir. Bu model hem doğrusal hemde doğrusal olmayan yapıyı içermekte ve ayrıca iç içe geçmiş döngülerden oluşmaktadır. Öte yandan, sentatik inpput ve durum şartları oluşturulmuştur çünkü kontrolcü yapısı yunuslama, yuvarlama ve sapma değişimlerini kontrol etmektedir, bu yüzden değişim matrisleri kullanılmış ve stabilte açısal hız değişimleri ile yukarıda bahsedilen değişimler ile gerçek durum ve kontrol girdileri değerleri elde edilmiştir. Ayrıca, içi içe geçmiş döngüler ilede ayrık kontrol yapısı sağlanmıştır. İyi ve kötü tarafları bulunan bu kontrolcü, yüksek kazanç katsayılarına sahip olduğu için arıza tolerans konusunda hem sıkışma hem verimlilik kaybı durumlarında başarılı olmakla beraber, öte yandan yine yüksek kazanç katsayılarına sahip olduğu için yüksek bozuntulara (bu tez için yüksek rüzgar değerlerine) karşı çok duyarlıdır ve çabuk bozulmaktadır. Öte yandan, ikini kontrol yapısı olan zaman gecikmeli kontrol yapısı bu tezde kullanılmıştır. Bu yapı genel olarak robot kontrol modellerinde kullanılmakta olup tasarım aşamasında kendi model yapısına ihtiyaç duymamaktadır. İstenilen frekans ve sönüm değerlerinin yardımı ve bir önceki durum koşulları ile kontrolu sağlamaktadır. Kontrolcünün en önemli özelliği çoğu bozuntulara karşı iyi sonuç vermesidir ancak tahmini değerlere ihtiyaç duyduduğundan arıza durumlarına karşı biraz problemleri bulunmaktadır. İki kontrolcününde hem avantajları hem de dezavantajları bulunduğu için bu tezde bu problemler aşmak için iki ana kontrolcü yapısını bir araya getirerek yeni bir kontrolcü yapısı meydana getirlişmitir. Arıza durumu olmadığı şartlarda yeni kontrolcü yapısı çoğu bozuntuya karşı iyi sonuç verebilmektedir. Ancak oluşturulan yeni kontrolcünün bazı katsayıları tahmini vermek gerektiği için hala ağır arıza şartları altında problem yaşamakatadır.Yapay zeka bu günlerde en pöpüler araştırma konularından biri. Çok basit bir tanımlama yapmak gerekir ise yapay zeka bir nevi iterasyon yöntemi olmakla beraber bu yöntemin nasıl çalıştığı tam bir kapalı kutudur. Bu yüzden insanlar hala nasıl çalıştığını anlamak için teorik olarak çalışmalar yapmakta ve yayınlar yapmaktadır. Yukarıda bahsedilen TDC katsayısını bir kaç farklı yöntemle elde etmeye çalışabilir ancak bu yöntemlerin hep bir zayıflıkları veya açıkları bulunmaktadır Örneğin kazanç tablosu hazırlanabilirdi ancak bu da zamansal sorunları ortaya çıkarıcaktır. Bu yüzden, bu tezde bu tahmini katsayları elde etmek için yapay zeka kullanmak iyi bir yöntem olarak düşünülmektedir. Katsayılar, uçağın durum ve kontrol bilgilerini kullanarak tahmin edilmektedir. Binlerece farklı koşullarda simulasyonlar alınıp bu simulasyonların ufak bir kısmı test ve diğer kısmıda eğitim olarak ayrılıp, önce bir boyutlu konvolisyon yapısından geçirilir ve önemli özellikleri ayırt edilir ardından zamansal bağlamı anlayabilmek için LSTM yapsından geçer ve gerekli boyuta ulaşabilmesi içinse dense yapısından geçirilir ve kazanç değerleri elde edilir. Bu değerler kontrolcü yapısına bağlanılır ve her zaman aralığında bu yapı çalışarak gerekli kazanç değerinlerini verebilmektedir.Sonuç olarak ise, yeni tasarlanan yapay zekalı gürbüz NDI TDC kontrolcü yapısı, kendi alanlarında kanıtlanmış ve bu tezde kulanılan ana kontrolcü yapılarıyla karşılaştırılmıştır. Karşılaştırma, orta değerli bozunntu değerlerinde olup farklı sıkışma şartlarında yapılmıştır. Önce sol elevator, sonra sağ aileron en son ise hem sol elevator hem sağ aileron sıkışmaları incelenmiş ve bu 3 koşul için arıza tolerans haritalari elde edilim ana kontrolcülerin arıza tolerans haritaları ile karşılatırılmıştır. Due to limited time and external disturbances landing or take-off is one of the extreme cases of the flight. In past late 1970's (1977, 1979), there are some accidents that occurred loss of control during take-off and landing, the first one occurred due to loss of aileron and rudder control, the second one occurred is due to loss of elevator control. Thus, people start to research a new control design to tackle these problems. The first reconfigurable controller design is used however, early 1990's some authors used fault tolerant term in their works. First, people use passive fault tolerant design which uses robust controller design without any fault diagnosis and detection system. This approach can be applicable, however, has lots of drawbacks. Thus, people start using active fault tolerant control design, this design uses a separate fault diagnosis and detection system to identify failures.It is well known that, in most of the failure cases, aircraft's must perform an emergency landing due to it is dangerous to continue. Hence, in the 2000s people start the fault-tolerant control system for the landing phase. Several controller designs are tested and give a different fault-tolerant range.In this thesis, to obtain fault-tolerant controller first a high-fidelity F-16 fighter aircraft is modeled in Matlab/Simulink environment. This model has own extensive aerodynamic coefficient and moment database, own actuator model, engine model and own environment model that contains gravity, atmosphere model. To test stuck failure on actuators, aircraft's actuator design must be separated in to left and right. Also to test, several disturbances probabilistic wind model is modeled. This model includes longitudinal, lateral and vertical components. Both lateral and vertical components have constant wind speed however it changes its direction at given altitude to simulate microburst. On the other hand, in longitudinal component simulates both constant wind and turbulence hence it has a Gaussian normal distribution.Two different controllers have defined in this thesis, first robust NDI controller design is modeled for baseline controller which have both linear and nonlinear components. Also, this controller is made of cascaded loops, tracking loops to inner loops. This controller has both advantage and drawbacks, this controller has given good performance to tackle actuator failure due to the usage of high gains however, for the same reason this controller deteriorate at severe wind condition. Thus, to compensate this problem another baseline controller is defined which is Time Delay Controller. Early, 2010's this design is just used for the robotics industry. The main advantage of this controller is, under severe disturbances this controller still gives a good performance. However, this controller relies on estimated gains. One of the main contributions of this thesis is to combine these two base controller design to obtain a new controller. Nevertheless, this controller must be updated for landing conditions under failure stations.Deep learning is the of the popular research area these days. To give basic define deep learning is one of the iteration methods, but in fact, this network is a black box so people still try to understand how it works. In our case there are some methods to obtain TDC's estimated gains, however, every method has disadvantages, however obtaining these gains with using Deep learning is a good idea. In this thesis, deep learning is used for obtaining the estimated gains with training aircraft's state and control information. Thousands of simulations on different conditions (faulty, non-faulty) take these simulations data and passed through their layers (Convolutional and recurrent) and obtain the necessary gains.As a result, a new robust NDI TDC controller with a deep neural network is compared with other baselines, state of the art fault tolerant autolanding controller. To compare fault tolerant maps are obtained where stuck conditions are given as left elevator and right aileron. 81

Bir gün içerisinde dünya üzerinde yaklaşık 100.000'den fazla iniş gerçekleşmektedir. Havacılık sektörü oldukça hızlı gelişmekdir ve havacılık otoriterleri tarafından emniyet anlamında sürekli kurallar yayımlanmakta ve revizeler yapılarak uçuş emniyeti en üst düzeyde tutulmaya çalışılmaktadır. Buna rağmen uçuş emniyetinde ne kadar gelişmeler kaydedilse de kaza riski her zaman vardır ve olamaya devam edecektir. Uçuş emniyeti bu riskleri sürekli azaltıcı yönde çalışmalar yapmakla ve bu risklerin yönetilmesini sağlamakla görevlidir. Bu nedenle uçuş emniyeti kavramı havacılık sektöründeki en önemli kavramlardan biridir. Havacılık kazalarının büyük bir çoğunluğu uçakların yaklaşma ve iniş safhalarında gerçekleşir. Bir yıl içerisinde gerçekleşen tüm kazaların %65'i yaklaşma ve iniş safhalarında gerçekleşmektedir. `Flight Safety Foundation` kurumunun yapmış olduğu 16 yıllık bir araştırmanın sonucuna göre yaklaşma ve iniş safhasında gerçekleşen bu kazaların %83'ü doğru bir pas geçme manevrası uygulanarak önlenebilirdi. Değerlerin bize göstermiş olduğu gibi, havacılık dünyasında gerçekleşen tüm kazaların da yaklaşık %54'ü doğru pas geçme manevrası ile önlenebilir durumdadır. Stabilizasyon kriterleri uçakların yaklaşma ve iniş safhalarında doğru bir gerekçe ile pas geçme manevrası uygulamaları için kılavuz gibidir. Stabilizasyon kriterleri bu tür kritik kazaların önlenmesine yardımcı olmak için tasarlanmıştır. Bu kriterlerin herhangi birinden yoksun bir yaklaşmaya stabil olmayan veya kararsız yaklaşma denilebilir ve iniş esnasında gerçekleşen uçak kazalarının ana nedenini oluşturur. Kararsız yaklaşmalar tüm yaklaşmaların yaklaşık %3.5 ila %4'ünde gerçekleşir. Kararsız yaklaşmarın ise sadece yaklaşık %3'ü doğru bir pas geçme manevrası ile sonuçlanmaktadır. Geri kalan %97'sinde inişe devam edilmektedir. Havacılık şirketlerinin yayımlamış olduğu standart prosedürlere uygun hareket etme çağrılarının yanı sıra pas geçme manevrası prosedürlerinin kendisi de hiç kuşkusuz en sık rastlanan kaza türlerinin sayısını azaltmak için en önemli enstrümanlardır.Bu tez kapsamında öncelikle kararsız bir yaklaşma sonucu gerçekleşen uçak kazalarına genel bir bakış yapılmış ve oluşum nedenleri incelenmiştir. Dünyadaki diğer araştırmalardan istatistiki veriler paylaşılarak konunun önemine vurgu yapılmıştır.Bu tez, yukarıdaki gerçeklere dayanarak uçuş ekiplerinin neden bu kritik stabilizasyon kriterlerini ihlal etmelerine rağmen pas geçme marevrasını uygulamadıkları ile ilişkilidir. Belirlenen bu kriterlerin sektörel beklentileri karşılamasının yanı sıra pilotlar için her türlü koşul altında uygulanabilirliğinin önemi vurgulanmıştır. Kararsız bir yaklaşmanın oluşumuna pilotların durum farkındalıklarının eksikliğinin de neden olabileceği belirlenerek akademik olarak bu alanda ne gibi çalışmaların yapıldığı anlatılmıştır. Sonuç olarak pilotlara yapılan bir anket vasıtasıyla bulgular ortaya konulmuş, varolan stabilizasyon kriterlerinin uygulanmasındaki eksiklikler belirlenmiş ve kurallara belirli güncelleme yapılması için önerileride bulunulmuştur. There are more than 100.000 landings have being done in one day. Aviation industry is exponentially developing so aviation authorities are revising and publishing new rules to improve and maintain the safety at the maximum level. In spite of these rules, there are always risks that can never go away. Aviation safety departments always study to decrease and manage that risks in order not to have accidents. So we can say that the 'safety' is the most important thing when we talk about aviation sector.Many approach and landing accidents have been investigated thoroughly over time, and much is known about contributing factors. Research and analysis of go-around decision making have been conducted primarily from the psychosocial science perspective to gain an understanding of the psychological drivers of noncompliance, and to identify corrective steps that can be taken, based on science. Approach and landing is the most common phase of flight for aviation accidents, accounting annually for approximately 65 percent of all accidents.Aviation accidents mostly occur during approach and landing phases of the flight. 65% of all accidents are approach and landing accidents in one year. According to 16 year study that the `Flight Safety Faundation` made, 83% of these accidents could be avoided if the crew had go around maneuver. When we calculate we can obtain that 54% all accidents could be prevented if the crew decided to go around rather than continue to land.It is generally felt that an unstable approach is the primary cause of landing excursions. However, just over half of the landing excursions followed a fully stable approach; in these instances, the flight became unstable only during landing. A critical industry policy designed to help prevent such accidents is the go-around policy. Interestingly, the collective industry performance of complying with go-around policies is extremely poor, approximately 3 percent of unstable approaches result in go-around policy compliance. Why is a critical policy designed to prevent the most common type of accident ignored by flight crews, and why is that policy not being managed effectively by management? This thesis is searching answers to these questions.Stabilization criterias are very important guide for flight crews to know when to go around if something happens throughout the approach and landing phase. These criterias are designed and still being improved to avoid critical accidents. Unstable approach is the approach that one or more significant stability criterias are missing. Unstable approach is mostly the main reason of approach and landing accidents.3.5% to 4% of all approaches are unstable approaches. However only 3% of unstable approaches end up with a go around maneuver, the rest 97% continue to land. Although the Airline Companies are encouraging flight crews to maintain stabilized approach and landing conditions, and apply go around maneuver if necessary to minimize the most common accidents, the numbers show that the applicability of the criterias are very low.Improving the go-around compliance rate holds tremendous potential in reducing approach and landing accidents. The go-around itself is not without risk. There is an increased risk in loss of control events during a go-around compared to exposure with all other phases of flight.It was also intended to improve our understanding of the risks associated with executing go-arounds and to make recommendations to improve compliance and mitigate risks associated with the go-around maneuver itself.Not all unstable approaches carry the same level of inherent risk, and based on the different objective environments from approach to approach, there can be a conflict between these and the singular prescriptive company go-around policy, as indicated by the pilots' disagreement with company go-around policy thresholds. Once a pilot is outside the prescriptive box of go-around policy and has made the decision to continue the approach, he is left to his individual risk assessment method, whatever that may be, to determine his personal risk threshold, without guidance. Robust prescriptive policies that allow for some guided, open analysis of risk and decision making can offer a solution to these cases in which the objective environment and stated policies do not align well.For example, if a company's go-around policy says that a flight crew must go around in all cases if the aircraft has not touched down within seven seconds of crossing the threshold, the pilots likely would view the importance of that policy differently, depending on the conditions of the day. They would likely be more in agreement with the policy for an approach to a shorter runway that was contaminated and had a slight tail wind than for an approach to a longer, dry runway with a slight head wind. If the policy is written to allow some deviation from the seven-second requirement, under some guiding principles, pilots will agree with the policy more often. In this example of the short contaminated runway, the pre-descent briefing should include a statement that there would be no modification of the seven-second rule, whereas in the case of the dry, long runway, the briefing may include an allowance to increase that timeframe to 10 seconds. It is important to emphasize that these allowances should follow a guided process laid out by the company, and that the policies remain predominately prescriptive. In this example, guiding principles may be that all crewmembers agree in advance of the modification, and that the landing distance available exceeds the landing distance required by a predetermined percentage.This thesis's content areas are general view of the approach and landing accidents occured in the World and the statistics of studies about unstable approaches that resulted in accidents to attract notice to this important issue. According to this content, this study searches for why flight crews still decide to land when they violate the stable approach criteria and break the rule of go around. Also investigation of sustainable stablilization criterias and its' practicability by the flight crews is made.The design of this study enabled us to look at the differences between those pilots who were compliant with their companies' policies and those who were not, according to objective and subjective measures. There are tables that shows data for the demographic, flight operational and objective factors present in the unstable approach events reported by pilots.As a conclusion, a survey is performed among the several airline pilots and results with realistic datas are shown. There are also significant suggestions are made for companies and industry that would have an important status in the aviation future. By these datas the Airline Companies and the aviation industry can cover the deficiencies in the stabilization criteria and update them to improve applicability. 69

İnsansız hava aracı sistemleri, son yıllarda kullanım alanlarının artması ile beraber sıklıkla tercih edilen sistemler haline gelmişlerdir. Yer istasyonu ve haberleşme modülleri sayesinde görev gerçekleştirilen insansız sistemler, insanlar için tehlikeli ve zor durumlarda kullanılmak üzere tasarlanırlar. Çoğunlukla askeri amaçlar doğrultusunda üretiliyor olsalar da sivil ve ticari alanlarda faaliyet göstermektedirler. Askeri görevlerde özellikle keşif, gözetleme ve istihbarat amacı ile operasyon gerçekleştiren insansız sistemler aynı zamanda doğal afet durumlarında arazi tarama, paket teslimatı, ya da tarımsal ihtiyaçlar doğrultusunda kullanılırlar.İnsansız hava araçlarının kullanımında karşılaşılan problemlerden biri uçuşa başlamak için bir kalkış pisti ihtiyacıdır. Sabit kanatlı sistemler yüksek menzil kapasiteleri ve uzun uçuş süreleri için tercih ediliyor olsalar da engebeli arazilerde göreve başlayamamaktadırlar. Ayrıca bu tarz sabit kanatlı insansız hava araçları kanat boyutları nedeni ile hacimsel olarak depolama ve taşıma esnasında çok fazla yer kaplamaktadırlar. Bu tez çalışması belirtilen probleme çözüm sağlayabilecek katlanır kanatlara sahip ve tüp bir katapulttan fırlatılan bir İHA tasarımını, üretimini ve testlerini kapsamaktadır. KKİHA adı verilen sistem, tandem yani çift kanatlı taşıyıcı yüzeye sahip, arkadan itişli motor yönlendirme mekanizması ile tahrik edilen bir platformdur. Kuyruk konfigürasyonu olarak konvansiyonel tip kuyruk yapısı seçilen sistemin yatay kuyruğu kanat gibi taşıma üretmekte ve bu sayede kanadın boyutsal kısıtları nedeni ile tek başına yetersiz kaldığı kuvveti iki taşıyıcı kanat birlikte sağlamaktadır. Ayrıca motorunun bağlı olduğu yönlendirme mekanizması kontrol yüzeyleri ile çalışarak sistemin manevra kabiliyetini arttırmaktadır.Genel konfigürasyonu belirlenen sistemin, bu çalışma kapsamında tasarımı yapılmış ve ağırlık tahminlerine göre aerodinamik analizleri ve uçuş karakteristiğini belirlemek adına performans hesapları gerçekleştirilmiştir. Belirlenen analiz sonuçlara göre piyasadan kolaylıkla ulaşılabilecek düşük maliyetli elektronik ekipman seçimleri yapılmış ve platforma entegre edilmek üzere temin edilmiştir. Bunların yanında platforma entegre edilmek üzere kanat katlama ve motor yönlendirme mekanizma tasarımları gerçekleştirilmiştir.Tasarlanan sistemin, uçuş testlerinde kullanılmak üzere prototip üretimi yapılmıştır. Üretimde maliyeti düşük, yüksek mukavemete sahip bir kanat üretim metodolojisi geliştirilmiştir. Geliştirilen yöntemi ile üretilen prototipin boyutsal konfigürasyonu test etmek amacı ile uçuş testleri gerçekleştirilmiş. Test sırasında manuel olarak kullanılan sistemin testleri başarı ile sonuçlanmıştır. Recent years, when the area of application increases, usage of unmanned aerial vehicle (UAV) is also increases. Unmanned aerial vehicles can be controlled with remote controller via radio signals or they can be operated autonomously. Generally, UAVs are used on military operations especially with the purpose of intelligence, surveillance and reconnaissance (ISR) missions during day time or night. Besides that, they can be used on civil or commercial applications; for example, searching terrain after natural disaster, object transportation, aerial photography or agricultural purposes. The main reason behind the development of unmanned vehicles are reduce risks on the pilot's life on the hazardous circumstances, therefore UAVs are developed for using on dangerous and critical missions. Thanks to operating air vehicles without human in them; weight of the system will be reduced. Thus, endurance of vehicles is increased; and also, its range capacity is enhanced. According to usage purposes such as range constraints, there are variety of design configuration of UAV systems, but it can be possible to separate them in two groups: fixed wing and rotary wing system. Despite, these advantages of the UAV systems, there is a problem that necessity of take off field on fixed wing vehicles. When emergency situations occur, systems cannot be started mission on rugged terrains. Also because of the wing area, these vehicles need high volume for both transportation and storage. Therefore, it is necessary that the UAVs should be mobile and easy to deploy.Scope of this thesis is offering a solution for this problem via the design of foldable wing uav which can fit into a tube launcher with the aspect of system engineering. Due to foldable wings, platform needs smaller space, and this provides convenience while carrying. In addition to that, system uses launcher instead of taking off from ground, and that launcher can be operated from ground or any other aerial vehicle. Furthermore, low construction weights provide departed by hand. As a result of this, integrating landing gear is not necessity; body without landing gear reduces the drag force on the vehicle.Due to these advantages of tube-launched system, design requirements were defined, and the first requirement of suggested system is launched from tube whose radius is 20 cm. Also, it should be carried by one person, so its maximum take-off weight is determined as 6 kg. Cruise speed of vehicle should be 24 m/s and minimum endurance is defined as 10 minute. According to these requirements, uav was designed. Design of uav is complex and needs knowledge about on many fields which are related with each other. System design life cycle composed of mainly four phases which are conceptual design, preliminary design, detailed design, test and evaluation. Lifecyle iteration continues until final design of vehicle meets the requirements. This thesis work covers all these design phases, for suggested unmanned system.In that manner, initial sizing was made. System should fit into tube catapult; so its chord should not be bigger than the width of the body. Moreover, because of length of the body, wing span is limited. Hence, one small wing cannot generate enough lift force and extra lifting surfaces becomes requisite. Therefore, wing configuration of the vehicle is chosen as a tandem configuration, and platform has also a single vertical tail.There will be a camera with the purpose of surveillance applications in front of the body; therefore, pusher electrical propulsion is used, and electric motor is operated with a thrust vectoring control mechanism (TVC). TVC mechanism enables to enhance the maneuverability of the vehicle. After defining the concept and fundamental dimensions of the platform; initial weight is estimated. During estimations,the production methodology of the prototype and market survey on avionics which is possible to use on vehicle were considered. According to weight data, wing and tail profiles are determined. For wing NACA 4412, for horizontal tail NACA 2411 is chosen among the different profiles, considering their 2D analysis and aerodynamic coefficients. Then, in the detailed design phase final weights and center of gravity is determined and results are used on aerodynamic analysis. XFLR5 software used for aerodynamic analysis and fundamental parameters are obtained like lifting, drag coefficient and trim angle and cruise velocity. For the 5225 gr aerial vehicle whose detailed sizes determined, cruise velocity found 23.8 m/s which meets related requirement.After finishing detailed design of the platform, subsystems are designed by taking consideration of estimated weight cost. Foldable mechanisms are designed separately for wing and tail. Wing folding mechanisms also has a closing one for using diving motion. While diving wing will close with the certain angle and motion will be regulated by TVC and tail.Avionics which are used on aerial vehicle are chosen accordingly result of the marketing survey which covers the specifications like easily accessible, cost effective and lighter from equivalent ones. For the propulsion system motor there is limited product on market, therefore most suitable motor chosen from between limited options, which generates 7.3 kg thrust. In addition, it is decided that two lipo batteries which are connected in series, will be used on prototype, because single battery cover high volume. Instead of single large battery, two small batteries are more convenient to placed them in the body.When vehicle weight calculations and design process completed, it necessary to calculate performance theoretically with using aerodynamic analysis results; in order to specify flight characteristics of vehicle. These calculations show that suggested design meets the requirements.This study offers two different production methodology for wing manufacturing which is the most important component of vehicle. One of them is using 3D printers and produced wings from polylactic acid material. Second methodology is manufactured from sandwich composite. Fast prototyping, less time consuming and cost-efficient methodology is chosen for test prototype. Carbon-fiber sandwich composite production process only takes time on the molding phase; after molding completed, manufacturing time can be optimized. However, 3D printers lead to lots of problem such as time consuming or lower strength comparatively even if this is not foreseen. Because, there is not any chance of testing prototype on wind tunnel, especially testing performance of wing configuration and the manufacturing method of them, these features tested with real flight. As a result of that system manufacturing methodology and its geometrical configuration become successful. 97

Bu tezde rakip uçak aerodinamik performansı üzerinden ön motor boyutlandırılmasının savaş uçağı kavramsal tasarım süreçlerine etkisi araştırılmıştır. Motor boyutlandırılması, konfigürasyon geliştirilmesi, dondurulmuş uçak modeli analizi, kanat geometrisi sabit bir uçak boyutlandırılması ve eniyileme metodunu içeren bir tasarım sentezi geliştirilmiştir. Motor verisi belirlenen rakip uçağın süperseyir isteri koşullarındaki sürükleme kuvvetine göre boyutlandırılmıştır. Ön konfigürasyon tasarımı bünyesinde, elde edilen motor verileriyle sistem yerleşimi ve dış yüzey tasarımı geliştirilmiştir. Bu ön bilgisayar destekli çizim modeli tasarım 0 olarak isimlendirilmiştir. Tasarım 0 kullanılarak tamamlanan dondurulmuş uçak modeli analizi, geliştirilen herhangi bir ön konfigürasyon tasarımının görev profilini sağlayan bir modele dönüşümü için uçak boyutlandırma sürecinden geçmesinin gerekliliğini ortaya koymuştur.Paralel hesaplama kabiliyetlerine sahip eniyileme metoduyla oluşturulan özgün kanat geometrine sahip 1500 uçak tasarımı önerilen tasarım sentezine göre değerlendirilmiş ve 100 tasarıma sınırlandırılmış pareto-optimumu hesaplanmıştır. Herhangi bir isteri sağlamayan sonuçlar elenmiştir. Elde edilen uçaklar arasından `en iyi` tasarım çok-kriterli karar analizi kullanılarak seçilmiştir. Böylece ön motor boyutlandırılmasının isterleri sağlayan uçak elde etme yolunda katkı sağladığı kanıtlanmıştır.Çok kriterli karar analizinin alternatifler arasından `en iyi` uçak seçimi yolunda kullanışlı bir yöntem olduğu gözlenmiştir. Kriter ağırlıkları her öğenin önemine göre tasarımcının kararıyla atanmıştır. Bu nedenle, bir uçağı referans olarak seçebilmek adına, isterleri sağlayan uçaklar arasından `en iyi` tasarımı elde etmenin öznel bir yaklaşımla sağlanması kabul edilmiştir. The aim of this thesis is to analyze the effects of initial engine scaling (using a competitor aircraft aerodynamic performance) on fighter aircraft conceptual design activities. A design synthesis including engine scaling, configuration development, fixed aircraft analysis, fixed wing aircraft sizing and optimization methodology has been developed. Engine data has been scaled to match the competitor aircraft drag performance at the supercruise requirement. Initial configuration design including the system layout and external surfaces have been created around the scaled engine geometry. This initial computer aided design model has been called as design 0. Fixed aircraft analysis evaluation of design 0 has proven that a sizing process must be applied to any given configuration in order to create a model that is compliant with the mission profile requirement.Using optimization methodology with parallel computation capabilities, 1500 aircraft designs with unique wing geometries have been evaluated through the proposed design synthesis and pareto-front with the size of 100 design have been found. The Pareto solutions with non-compliant requirement qualities have been eliminated. From obtained set of aircraft, `best` design has been selected using multi-criteria decision analysis. Final design result has proven that the initial engine scaling has created a basis for requirement compliant aircraft design options.Multi-criteria decision analysis has been observed to be a useful process to determine the `best` aircraft among the set of alternative design solutions. Criteria weights have been assigned based on designer's decision on the significance of each merit. Therefore, in order to select one aircraft as a reference, a subjective `best` design selection has been found to be acceptable. 140

Pilot taşımayan hava araçlarına İHA adı verilir. İHA kontrolü, otomatik pilot ile veyabir alıcı ve verici yardımıyla yerde bir pilot ile gerçekleştirilebilir. Son yıllarda,İHA'lar, arama, kurtarma, film yapımı, kirlilik, petrol veya gaz izlemesi, tarım, hobi,gazetecilik gibi sivil alanlarda, ve keşif, saldırı ve savunma gibi askeri alanlardaönemli bir yapıtaşı haline gelmiştir.Doğaya bakıldığında bir çok hayvanın sürüler halinde gezdiği görülür. Bu sürülerincelendiğinde, sürülerin belirli bir formasyon halinde ilerledikleri görülmektedir. Buformasyonların özellikleri, çeşitli koşullar altında değişmektedir ve buformasyonların hayvanlara çeşitli avantajlar sağladığı görülmüştür. Kimi balıklarıntehlike durumuna göre sürü boyutlarını ayarlamaları, güvercinlerin sürüler halindehareket ederken yön bulma konusunda daha başarılı olmaları buna gösterilebilecekörneklerdendir. Doğada görülen bu formasyonlar, İHA'larda da merkezsiz birformasyon oluşturulabilmesi ve oluşturulan formasyonun korunabilmesi üzerineyapılan çalışmalara ilham kaynağı olmuştur.Bu tezde, üç eksende hareket eden otonom hava araçlarından oluşan sürülerin,geometrik formasyonunu korumasını hedefleyen bir merkezsizleştirilmiş kohesivhareket kontrol problemi tartışılıyor. Geometrik formasyon, araçlar arası mesafeolarak tanımlanmıştır. Sunulan kontrol sistemi, araçların bir başlangıç konumundanbitiş konumuna hareketi sürecinde, araçlara çarpışma gibi sorunlar yaşatmadan sürüformasyonunu korumayı hedefliyor. Bu sistemi tasarlayabilmek için Yumuşak Geçiş(Smooth Switching) ve Sanal Hedef Takibi (Virtual Target Tracking) gibi tekniklerinkullanılmasının yanı sıra, çizge teorisinden de faydalanılıp, ve sürümüz rijit vedevamlı kavramları ile tanımlayabileceğimiz bir çizge ile temsil edilmiştir. Bununsonucunda elde edilen dağıtık kontrol sisteminin nokta hava araçların ve dönerkanatlı otonom araçların üzerinde uygulanması ele alınmış, ve ortaya çıkan sistemsimülasyonlar aracılığıyla doğrulanmıştır. Aircrafts that do not carry a pilot are called UAVs. The UAV control can beperformed with an autopilot or with a pilot on the ground with the aid of a transmitterand receiver. In recent years, UAVs have become an important building block incivilian areas such as exploration, rescue, filmmaking, pollution, oil or gasmonitoring, agriculture, hobby, journalism, and military fields such asreconnaissance, assault and defense.When we look at nature, we can see that many animal species move in swarms.When we examine these swarms, it can be seen that the swarms move in specificformations. Properties of these formation changes under different circumstances, andit is seen that these formations grant the animals some advantages. Some examples tothat is; some fish species adjusting their swarm size depending on the danger level,and pigeons being more succesful at navigating when they move in swarms. Theseformations that we see in the nature is a source of inspiration for creating andmaintaining formations of UAV's.In this thesis, we discuss a decentralized cohesive motion control problem whichaims to preserve the geometric formation of herds of autonomous aircraft moving onthree axes. We define the geometric formation as the distance between the vehicles.Our control system aims to protect the flock formation without causing problemssuch as collision of vehicles during the movement of vehicles from a starting positionto an end position. In addition to use techniques such as smooth switching and virtualtarget tracking to design this system, we have benefited from graph theory and werepresented our herd with a graph that we can define with rigid and persistenceconcepts. As a result of this, we discussed the extension of the distributed controlsystem in fixed wing autonomous vehicles and quadrotor models to practical wingkinetic and dynamic models and the system that was produced as endproduct isconfirmed by our simulations. 65

Navigasyon, hareketli bir platformun herhangi bir referans koordinat çerçevesine göre yerinin ve hızının hesaplanmasıdır. Ancak pek çok uygulamada platformun referans eksene göre açısal hareketinin de hesaplanması gereklidir. Açısal hareket, hareketli platformun yönelim bilgisini elde etmek için kullanlır. Navigasyon sistemleri pek çok askeri ve sivil uygulamada hayati önem taşımaktadır. Günümüzde askeri veya sivil, hava, deniz ve kara taşıtlarında, navigasyon sistemleri, araçların koordinasyonun sağlanması, etkinliğin arttırılması gibi sayısız amaçla kendilerine yer bulmaktadır. Ancak bu tip navigasyon sistemlerinin ürettiği hatalar sistemlerin etkinliğini azaltmaktadır. Bu nedenle bu sistemlerin hatalarının giderilmesi ya da en aza indirilmesi birincil öncelik olarak karşımıza çıkmaktadır. Bunun için kullanılan yöntemlerden en etkili olanı sistemlerin avantajlı yönlerinin bütünleştirilmesidir.Ataletsel Navigasyon Sistemi (ANS), herhangi bir dış kaynağa ihtiyaç duymadan hareketlinin kendi dinamik durumundan ortaya çıkan parametreleri kullanarak belli bir referans sistemine göre konum hesaplar. Bu nedenle sistem dış etkilere karşı dayanıklı ve sağladığı veriler süreklidir. Ataletsel Navigasyon Sistemleri diğer yöntemlere kıyasla daha ucuz, kurulumu kolay, çalışma için harici kaynaklara ihtiyaç duymama gibi özellilerinden dolayı ön plana çıkmaktadır. Güç sarfiyatındaki cimrilikleri, hafif olmaları ve veri alışverişinin kolay olmasından dolayı küçük ölçekli uygulamalar için idealdir. ANS, Küresel Konumlama Sistemi'nin (KKS) aksine dış girişimlerden etkilenmemektedir ve kesintisiz navigasyon çıktıları üretebilmektedir. Çünkü ANS otonom bir sistemdir ve dışarıdan bir sinyale bağlı değildir. Bu özelliği ile uydudan gelecek sinyalleri işleyerek konum, hız ve yönelim gibi navigasyon parametrelerini hesaplayan KKS'ye göre tercih edilebilir. Bir ANS, birbirine dik olarak yerleştirilmiş 3-eksen ivmeölçer, 3-eksen dönüölçer ve 3-eksen manyetometreden oluşan Ataletsel Ölçüm Birimi (AÖB) sensörlerinin birleşmesiyle meydana gelmektedir. Ayrıca ANS'de, AÖB'den aldığı ölçüm verilerini işleyen mikroişlemci gibi akıllı bir bölüm de bulunmaktadır. ANS'lerde ivmeölçerler doğrusal ivme ölçümleri, dönüölçerler açısal hız ölçümlerinden ve manyetometreler ise manyetik pusula ölçümlerinden sorumludur. Ataletsel Ölçüm Birimi'nin ana bileşenleri olan ivmeölçerlerin ve dönüölçerlerin üretimindeki maliyetin düşmesi ile birlikte üretim sayılarında artış meydana gelmiştir. Fakat ivmeölçerin ve dönüölçerlerin düşük maliyetle yüksek sayıda üretilmesi ile birlikte sensör performanslarında düşüş olduğu gözlemlenmektdir. Hareketli bir platformun kendi ivme ve açısal değişim ölçümleri, üzerindeki sensörler sayesinde elde edildiği için kendi kendine yeterlidir ve yönelim bilgisi tüm koşullarda yer istasyonlarına gerek olmadan temin edilebilir. Ancak ANS'yi oluşturan sensörler olan dönüölçerin ve ivmeölçerlerin en önemli sıkıntıları, konumun başlangıç koşulları ve sensörlerin karakteristiklerinden ötürü, uzun süreli navigasyon süreçlerinde sistemin hatasının sürekli olarak artmasıdır. Bu durum bir süre sonra elde edilen yönelim bilgilerinin sapmasına neden olmaktadır. Bu yüzden ANS'nin hatalarının giderilmesi için sensör birleştirme algoritmalarından faydalanılır.Bu çalışmada AÖB'nin üzerinde bulunduğu bir sistem için yönelim bilgisinin doğru olarak tahmin edilmesi amaçlanmıştır. Bunun için öncelikle sensör birleştirme algoritması olarak tamamlayıcı filtre tasarımı uygulanmıştır. Tamamlayıcı filtre, yuvarlanma, yunuslama ve sapma açılarını elde etmek için dönüölçer, ivmeölçer ve manyetometre sensör verilerini birleştirmenin basit ve yaygın bir yoludur. Bir sensörün avantajlı yönlerini kullanarak diğer sensörün zayıf yanlarının üstesinden gelmek için kullanılan algoritmada sensörlerin birbirlerini tamamlayıcı özelliklerinden faydalanılmıştır. Tamamlayıcı filtre algoritması ivmeölçer için alçak geçiren bir filtreden ve dönüölçer için yüksek geçiren bir filtreden oluşur. Ardından bu filtre çıkışları birleştirilir. Bu sayede uzun süreli navigasyon uygulamalarında dönüölçer sensöründe oluşan sapma hatası ve ivmeölçer sensöründe oluşan gürültü hatası elimine edilerek daha güvenilir bir yönelim tahmini yapılmış olur. Tamamlayıcı filtre algoritmasının sabit kazançlı olması değişen hareket durumları için sistemin yönelim tahminini sınırlamaktadır. Bu yüzden sistemin hareketine göre uygun kazanç değeri bulunması için bulanık mantık algoritması tamamlayıcı filtre ile birlikte kullanılmıştır.Bilgisayar dilinde bir sistemin verilen giriş değerine karşılık çıkışın 1 ya da 0 olması beklenir. Bulanık mantık tasarımına göre ise bir sistemin belirlenen giriş şartlarına göre çıkış değerlerinin derecelendirilmesi amaçlanır. Bulanık mantık tabanlı tamamlayıcı filtre tasarımında sistemin hareketi modellenerek tamamlayıcı filtre algoritmasının kazancının 0 ila 1 arasında değiştirilmesi amaçlanmıştır. Hareket modelinin tanımlanması için dönüölçer ve ivmeölçer sensörlerinden alınan veriler kullanılmıştır. Bu veriler kullanılarak belirlenen kurallar çerçevesinde platformun hareketi tanımlanmıştır. Platformun hareketi, durgun ve hareketli oluşuna göre dönüölçer ve ivmeölçer sensörlerinden alınan veriler ışığında bir fonksiyona bağlı olarak derecelendirilmiştir. Bu sayede tamamlayıcı filtrenin kazancı için platformun hareketine göre optimum bir değer belirlenmiştir.Bu çalışmada AÖB sensörü olarak InvenSense firmasına ait 9-eksen MPU9250 parça numaralı ürününün MATLAB sensör modeli kullanılmıştır. Bu ürün üzerinde 3-eksen ivmeölçer, 3-eksen dönüölçer ve 3-eksen manyetometre sensörü bulunmaktadır. MPU-9250 ucuz, düşük güç tüketimli ve hafif olmasından dolayı pek çok çalışmada MEMS AÖB olarak kullanılmaktadır. Bu çalışmanın uygulama kısmı, MATLAB ile modelleme ve Simulink ile benzetim ortamı oluşturularak gerçekleştirilmiştir. MPU9250 sensörü `Sensor Fusion and Tracking Toolbox` kullanılarak MATLAB programında modellenmiştir. MPU9250 sensör modeli için firmanın sağladığı veri yaprağındaki elektriksel özellikler kullanılmıştır. Öncelikle ideal sensör modelinin çıktıları ile MPU9250 sensör modelinin çıktıları kıyaslanmıştır. MPU9250 sensör modelinden alınan sonuçlardaki hata payları gözlemlenmiştir. Bu hata paylarını azaltmak adına basit bir kalibrasyon modeli oluşturulmuştur. Ardından MATLAB Simulink uygulaması üzerinde farklı oryantasyon bilgileri girilerek elde edilen sensör çıktıları tamamlayıcı filtre ve bulanık filtre tabanlı tamamlayıcı filtre bloklarına sokulmuştur. Bu bloklardan elde edilen çıktılar kendi aralarında ve gerçek oryantaston hareketi ile karşılaştırılarak performans değerlendirilmesi yapılmıştır.Sonuç olarak, filtre performanları sistemin durgun veya hareketli halde olmasına göre X, Y ve Z olmak üzere 3 eksen için değerlendirilmiştir. Durgun halde, bulanık mantık tabanlı tamamlayıcı filtre X ve Y eksenlerinde çok fazla bir iyileşme sağlayamamış fakat Z ekseninde sağlamıştır. Ayrıca sabit katsayılı tamamlayıcı filtreye göre 3 eksende de gürültü performansında iyileştirme sağladığı görülmüştür. Hareketli halde ise bulanık mantık tabanlı tamamlayıcı filtre, sabit katsayılı tamamlayıcı filtreye kıyasla X ekseninde %39.89, Y ekseninde % 31.37 ve Z ekseninde % 40.53 oranında iyileşme sağlamıştır. Navigation is the calculation of the location and velocity of a moving platform relative to any reference coordinate frame. However, in many applications, it is also necessary to calculate the angular motion of the platform relative to the reference coordinate frame. Angular motion is used to obtain orientation information of the moving platform. Navigation systems are crucial in many military and civilian applications. Nowadays, navigation systems are used for several purposes such as coordination of vehicles and increasing efficiency in air, sea and land military vehicles. However, the errors produced by such navigation systems reduce the efficiency of the systems. Therefore, eliminating or minimizing the errors of these systems has become the primary priority working area. The most effective method for this is to fusion the advantageous aspects of the systems. The Inertial Navigation System (INS) calculates the navigation information according to a particular reference system using parameters resulting from the dynamic state of the mobile itself without the need for any external source. Therefore, the system is not mixed and the data it provides is continuous. Inertial navigation systems stand out because of their special features such as cheaper, easier to install and no need for external sources for operation compared to other methods. They are ideal for small scale applications due to their low power consumption, lightweight and easy data exchange. The Inertial Navigation System (INS) is unaffected by external interference, unlike the global positioning system (GPS) and can produce uninterrupted navigation outputs. Because ANS is an autonomous system and is independence connected to an external signal. With this feature, it can be preferred according to GPS which calculates navigation parameters such as position, speed and orientation by processing the signals coming from the satellite.An INS consists of a combination of 3-axis accelerometer, 3-axis gyroscope and 3-axis magnetometer Inertial Measurement Unit sensors placed perpendicular to each other. There is also a smart section in the INS, such as a microprocessor that processes the measurement data it receives from the IMU. In INS, accelerometers are responsible for linear acceleration measurements, gyroscopes are responsible for angular velocity measurements, and magnetometers are responsible for magnetic compass measurements. Accelerometers and gyroscopes, which are the main components of the inertial measurement unit, have increased the number of products with the decrease in the cost of production. However, it is observed that sensor performance decreases with the high number of accelerometers and gyroscopes produced at low cost. The acceleration and angular rate measurements of a mobile platform are self-sufficient as they are obtained by sensors on them, and orientation information can be provided in all conditions without the need for ground stations. However, the most important problems of the gyroscopes and accelerometers, which consist the INS, are the continuous increase of system error in long-term navigation processes due to the initial conditions of the position and the characteristics of the sensors. Therefore, sensor fusion algorithms are used to eliminate INS errors.In this study, it is aimed to accurately predict the orientation information for a system on which the IMU is located. For this purpose, complementary filter design is applied as sensor fusion algorithm. The complementary filter is a simple and common way to combine gyroscope, accelerometer and magnetometer sensor data to obtain roll, pitch, and yaw angles. In the algorithm used to overcome the weaknesses of the other sensor by using advantageous aspects of one sensor, complementary features of the sensors are utilized. The complementary filter algorithm consists of a low-pass filter for the accelerometer and a high-pass filter for the gyroscope. These filter outputs are then combined. In this way, a more reliable orientation estimation is made by eliminating deviation error in the gyroscope sensor and noise error in the accelerometer sensor in long-term navigation applications. The constant gain of the complementary filter algorithm limits the estimation of the orientation of the system for changing motion situations. Therefore, fuzzy logic algorithm is used with complementary filter in order to find the appropriate gain value according to the movement of the system.In the computer language, the output is expected to be 1 or 0 versus a given input value. According to fuzzy logic design, it is aimed to rate the output values of a system according to the specified input conditions. In the fuzzy logic based complementary filter design, the motion of the system is modeled and it is aimed to change the gain of the complementary filter algorithm between 0 and 1. The data obtained from the gyroscope and accelerometer sensors were used to define the motion model. Using this data, the movement of the platform is defined in accordance with the rules determined. The movement of the platform is graded depending on a function in the light of the data received from the gyroscope and accelerometer sensors according to its stagnation and motion. Thus, an optimum value for the gain of the complementary filter is determined according to the movement of the platform.In this study, MATLAB sensor model of 9-axis MPU9250 which is the product of InvenSense company was used as IMU sensor. This product has a 3-axis accelerometer, 3-axis rotary meter and 3-axis magnetometer sensor. MPU-9250 is used as MEMS IMU in many studies because of inexpensive, low power consumption and lightweight. The application part of this study was realized by modeling with MATLAB and creating a simulation environment with Simulink. The MPU9250 sensor is modeled in MATLAB using the `Sensor Fusion and Tracking Toolbox`. For the MPU9250 sensor model, electrical specifications in the datasheet provided by the company are used. First, the outputs of the ideal sensor model are compared with those of the MPU9250 sensor model. The margins of error obtained from the MPU9250 sensor model were observed. A simple calibration model has been developed to reduce these margins. Then, by entering different orientation information on MATLAB Simulink application, the sensor outputs obtained were inserted into complementary filter and fuzzy filter based complementary filter blocks. The results obtained from these blocks were compared with each other and with the actual orientation movement and the performance evaluation was made.As a result, filter performances were evaluated for 3 axes, X, Y and Z, depending on whether the system is in stagnant state or in motion state. In the stagnant state, the complementary filter based on the fuzzy logic did not achieve much improvement in the X and Y axes, but did in the Z axis. In addition, it has been observed that it improves noise performance in 3 axes compared to the complementary filter with constant coefficients. In motion state, the fuzzy logic based complement filter improved 39.89% in X axis, 31.37% in Y axis and 40.53% in Z axis compared to complementary filter with constant coefficient. 75

İnsansız hava araçları (İHA) gün geçtikçe önem kazanmakta ve geniş kullanım alanları bulmaktadır. Bu tip hava araçları yerden kumanda edilebildiği gibi otonom olarak da kontrol edilebilmektedir. Sabit kanatlı İHA'ların daha kararlı bir yapıda olması ve kontrolünün daha kolay olmasına karşın, havada asılı kalabilmeleri, dikey iniş ve kalkış yapabilmeleri ve manevra kabiliyetlerinin yüksek olması nedeniyle, döner kanatlı İHA'lar çoğu kez tercih edilmektedirler. Öyle ki, bu tezin konusu olarak dört rotorlu İHA'nın kontrolü, modellenmesi ve simülasyonu seçildi ve rotorların merkeze doğru eğilmesi ile kararlılığının nasıl değişeceği araştırıldı.Bazı kabuller yapıldıktan sonra, konuyu derinleştirmeden önce, dört rotorlu insansız hava aracı'nın esasları anlatıldı. Temel mekanikler kısmında, gövde eksen seçimi, buna bağlı olarak rotasyon açıları, bunların türevleri, gövde hızları ve rotorların dönüş yönleri anlatıldı. Kontrol tipleri kısmında, otonomluk derecesinin genellikle IHA'nın görevi ve kullanım alanına göre değişiklik göstermekte olduğu, bazılarının sadece Euler açıları ile ilgilenip durum kontrolü yaparken, diğerlerinin bir ileri aşama olan pozisyon kontrolü de yapabilmekte olduğundan bahsedildi. Bu proje ile pozisyon ve sapma açısı kontrolü amaçlandı. Bunlara ek olarak, motor dinamiğinin gerçeğe uygun olarak modellendi.Daha sonra hareket denklemlerinin belirlendi. Öncelikli olarak eylemsizlik ve gövde eksenleri arasındaki dönüşümün nasıl olacağı metotlar ile kavramsal olarak açıklandı. Kinematik inceleme ile öteleme hareketleri için, eylemsizlik ekseninden gövde eksenine dönüşüm matrisi elde edildi. Matrisin tersi alınarak, bu işlemin tersinin de yapılabileceği belirtildi. Benzer şekilde, rotasyon hareketlerinin dönüşümü için de ayrı bir matris elde edildi. Durum denklemlerinin elde edilmesi amacı ile öteleme ve dönme hareket denklemleri dinamik inceleme ile mümkün olmaktadır. Öteleme hareket denklemleri, temelde Newton'un ikinci yasasına dayanarak elde edildi. Vektör çarpımı içeren kısımlar, Simulink'te uygulanabilir hale getirildi ve gövde ekseni ivmeleri için durum denklemleri elde edildi. Ek olarak, yerçekimi ivmesi de gövde eksenine dönüştürülüp sonra hesaba katıldı. Gövde ötesel ivmelerinden yola çıkarak, gövde hızları ve dönüşüm sonrası atalet eksenindeki hızlar ve pozisyon elde edildi.Dönme hareket denklemleri ise açısal momentum ve moment arasındaki ilişki kullanılarak elde edildi. Denklemlerin gövde eksenine uyarlanması ile gövde eksenindeki açısal hızlar bulundu.Böylelikle altı serbestlik derecesine sahip bir hava aracı için durum denklemleri kuvvet ve momente bağlı olarak bulundu. Esasen altı serbestlik derecesine sahip olan hava araçları, genel olarak, benzer hareket denklemlerine sahiptir. İlk olarak, pervane diskine dikey olarak gelen hava akımı ihmal edilerek, kuvvet ve moment denklemleri klasik konfigürasyon için elde edildi. Bu denklemler, eğik rotorlu platformun matematiksel modellenmesi için referans olarak kullanıldı. Pervanenin aerodinamik etkiler ile ürettiği taşıma ve tork değerleri, denklemlerdeki diğer parametrelerin sabit olması nedeniyle, basitleştirilerek, pervanenin açısal hızına bağlı olarak ifade edildi.İrtifa, yuvarlama, yunuslama ve sapma açıları değişimi için gerekli olan rotor komutları anlatıldı ve bunların sonucunda oluşacak kuvvet ve momentler bulundu.Atalet momenti hesaplamasında, platformun silindir ve dikdörtgen prizma şeklindeki parçalardan oluştuğu kabul edildi. Bu şekillerin moment hesaplamaları formülize edilmiş olup, her parça için kendi lokasyonunda hesaplanan atalet momenti, paralel eksen teoremine binaen kütle merkezine taşınarak, toplam atalet momenti elde edildi.Her bir rotor için jiroskopik torklar Newton'un yasaları ve sağ el kuralı referans alınarak belirlendi.Kuvvet ve moment denklemlerinin elde edilmesi sırasında klasik ve eğik rotorlu konfigürasyonlar için ayrıma başlandı.Pervane diskine dikey olarak gelen hava akımı, eğik rotor konfigürasyonunda önem kazanmakta ve pervane için taşıma kuvvetinde dolayısı ile itki kuvvetinde değişikliğe neden olmaktadır. Bu taşıma değişiminin hesaplanması için Blade Element Teorisi referans alındı.Yanal lineer hareket sonucunda pervane disklerine dikey olarak gelen hava akımları ile taşıma değişimleri hesaplandı. Rotorların eğikliği nedeni ile itki ve moment denklemlerindeki değişimler bulundu ve jiroskopik torklar diğer eksenlerdeki etkileri de içerecek şekilde yeniden tanımlandı. Klasik konfigürasyon için elde edilen denklemler referans alınarak, rotorların eğikliğine bağlı olarak bir matematiksel model elde edildi. Bu kısımda elde edilen denklemler, tezin en önemli kısmı oluşturmaktadır.Elde edilen bu modelle, rotorların eğiklik açısının sıfır olarak alınması durumda klasik konfigürasyon, sıfırdan büyük bir değer alınması durumunda ise eğik rotorlu konfigürasyon elde edilebileceği belirtildi. Tasarlanan bir kontrolcü sayesinde platformun pozisyon ve sapma açısı kontrolü yapılabilmektedir. Platformun altı serbestlik derecesi olmasına rağmen bunları kontrol edebileceği 4 adet rotoru bulunmaktadır. Bu tip sistemlere `under actuated` sistem adı verilmektedir. İrtifa ve sapma açısı kontrolü direk olarak rotorlar tarafından yapılabilmekte iken, X ve Y eksenlerindeki pozisyon kontrolü ancak ve ancak yuvarlama ve yunuslama açılarının değişimi ile sağlanabilmektedir. Bu dolaylı hareketin sonucu olarak, bu eksenlerindeki pozisyon kontrolü için, ek olarak bir dış kontrolcü döngüsü tasarlandı. Bu dış döngüde elde edilen sinyaller, iç döngüye istenen yuvarlama ve yunuslama açıları olarak girmektedir. Bunlara ek olarak, istenen irtifa ve sapma açısı değerleri de iç döngüye direk girer. İç döngüde ise irtifa ve Euler açılarının kontrolü yapıldı.Simulink modeli kontrolcü ve platformun matematik modelini içermektedir. Simullink modelindeki akış şu şekilde tasarlandı. Pozisyon hataları hesaplanır ve gövde eksenine dönüştürülür, dönüştürülen bu hatalar istenen gövde hızları olarak kabul edilir. İstenen hızlardan X ve Y eylemsizlik ekseni komponentleri, öncelikle dış döngüye girer ve sırası ile istenen yuvarlama ve yunuslama açıları elde edilir. Bunlar, sapma açısındaki hata ve Z atalet eksenindeki istenen hız ile iç kontrolcü döngüsüne girer. Buradan çıkan sinyaller, Euler açıları ve irtifa komutudur. Sonrasında, her bir rotor için toplam gaz komutu hesaplanır. Bu komutlar, motor dinamik denklemlerine bağlı olarak, rotasyonel hıza çevrilir. Son olarak, varsa kuvvet ile moment dış etkenleri ile rotorların rotasyonel hızları platformun matematiksel modeline girer ve durumlar olarak, Euler açıları (ϕ,θ,ψ), gövde rotasyon hızları (p, q, r), gövde hızları (u,v,w) ve lineer poziyonlar (X,Y,Z) elde edilir.Tüm Simulink modelinin yanı sıra, pozisyon ve sapma açısı kontrol diyagramları ekler kısmında ayrık olarak gösterildi.Karşılaştırma yapabilmek amacıyla, rotorların eğilmesi haricinde, kontrolcü ve platformun matematiksel modeli sabit tutularak, adım komutu girdisi veya dış etkenler altında simülasyonlar gerçekleştirildi. Simülasyonlarda başlangıç koşulu olarak havada asılı kalma şartı verildi. Karşılaştırmaların daha anlamlı olabilmesi için rotorlar, klasik konfigürasyon için 0 dereceye, eğik rotorlu konfigürasyon için 15 dereceye ayarlandı. Sonuçlar, özellikle yanal hareketler için kararlılık anlamında karşılaştırıldı. The unmanned aerial vehicles have been so popular recently. They have been used for many purposes in different missions. While a fixed-wing aircraft is more stable than a rotorcraft, the rotorcraft is more suitable for many missions, because they are able to hover, vertically take off and land, and they have a high maneuverability. Thus, the subject of this thesis is chosen as modeling and controlling quadcopter and researching the effect of tilted rotors on the stability.Before modelling of the platform mathematically, in order to give a general knowledge about quadcopter, the fundamentals have been mentioned. The state equations, which are common for aerial vehicles having six DoF, are acquired in a sensible way with explanations. The state equations are obtained depending on force and moment. Differentiation starts for quadcopter with tilted rotor (QWTR) from conventional quadcopter, during obtaining force and moment equations. Firstly, the force and moment equations are specified for conventional quadcopter with the assumption of that, the thrust produced by a propeller does not varies with airstream normal to the propeller disk. However, when rotors are tilted inward evenly, the normal airstream affects the lift on the blades, thus the thrust and the moment vary with it. That increases the significance of it. The lift change with normal airstream for a propeller is obtained in accordance with the blade element theory. Then, force and moment equations are built on the equations of conventional quadcopter. Finally, force and moment equations are determined depending on tilting angle (β) and airstream velocity normal to the propellers. By this way, simply, it is possible to obtain a model of conventional or QWTR configurations with varying tilting angle. A controller is designed in order to control position and yaw angle. A quadcopter is an under actuated system that six DoF can be controlled by four rotors. While the position control in the X and Y-axes can be achieved with controlling roll and pitch angles, the control of yaw angle and position in the Z-axis can be performed directly by rotors. The errors in the X and Y-axes are assumed as desired linear velocities, which are translated into body frame. As a result of indirect control of the position in the X and Y-axes, an outer loop is needed that converts body velocities u and v to desired roll and pitch angles. Then, desired altitude and attitude angles, which are obtained from outer loop, enter to the inner loop and the altitude and attitude commands are obtained, that determine the rotor throttle commands and thereafter RPMs. The mathematical model of the platform is embedded into a Simulink function with inputs of RPMs and force and torque turbulences. Outputs of this function are the states.Designed controller and the specified mathematical model are implemented in a Simulink model. The whole Simulink model is illustrated, besides the control diagrams of position in X, Y and Z-axes and yaw angle are shown separately.The step inputs and turbulences are applied systematically to the platform, while the controller and platform is kept same except varying tilting angle. In this project, the tilting angle is set to 0 and 15 degrees in order to demostrate the differences in sensible manner. Consequently, the simulation results are compared in terms of stability, especially for lateral and longitudinal axes, and energy consumption. 107

Günümüz itki teknolojileri ülkeler için günden güne önem kazanmakta ve farklı yöntemler kullanılarak gerek savunma sanayi olsun gerek hava taşımacılığı olsun kullanılan teknolojiden daha çok verim alma adına çalışmalar yütülmektedir. Bu noktada kısmen yeni bir tanım olarak detonasyon motorları son yıllarda ilgi çekmeye başlamıştır. İlk olarak 1881 yılında detonasyon üzerine çalışmalar yapılmıştır. Ancak detonasyonun kompleks yapısı nedeniyle diğer çalışmaların oluşması zaman almıştır. Özgül itkinin daha yüksek olması ve basınçlandırma için kullanılan adım sayısının az olması dolayısıyla ağırlık yönünden avantaj sağlaması nedeniyle geliştirme çalışmaları hızla devam etmektedir. İki çeşit detonasyon motoru günümüzde önemli çalışmalara konu olmaktadır. Bunlardan biri dönel detonasyon motoru(DDM) diğeri ise atımlı detonasyon motorudur(ADM). Bu iki sistem bir çok yönden farklılık göstermektedir. Bu iki motor çeşidi de basınç kazanımlı motorlardır. Atımlı detonasyon motorunda bir tüp içerisine yakıt ve oksitleyicinin enjektörlerden püskürtülmesi ve bir buji ateşleyici kullanılarak karışımın ateşlenmesi şeklinde olaylar gelişir. Tüpün içerisinde bulunan engeller türbülans seviyesinin artışına ve dolayısıyla da detonasyonun oluşmasına sebep olur. Diğer bir yandan dönel detonasyon motorlarında bir halka silindire enjektörlerden püskürtülen yakıt bir buji ateşleyici veya detonatör kullanılarak ateşlenir. Bu sayede detonasyon yanma odasına yerleştirilmiş olur. Bu yerleştirilen detonasyon yeterli yakıt ve oksitleyici beslemesi sağlanması durumunda silindir etrafında Chapman-Jouget prensibine bağlı olarak belirli bir hız ile dolanır. Atımlı detonasyon motorunda yakıt ve oksitleyicinin püskürtülmesi detonasyon dalgasının tüpten çıkmasının ardından tekrar yakıtın tüpe dolmasının zaman alması nedeniyle daha düşük frekanslar oluşurken dönel detonasyon motorlarında 1-10 kHz civarında yüksek frekanslar görülmektedir. Detonasyonun hem yüksek basınçta oluşması hem de yüksek sıcaklıklara ulaşılması nedeniyle motor yapısalının buna uygun tasarlanması çok önemlidir. Detonasyon motorları anlık değişimlerin çok fazla olduğu sistemlerdir. Dolayısıyla motor yapılı için zorlu koşullar mevcuttur. Hava-H2 kullanılan bir detonasyon motorunda detonasyon dalgasının önünde 3500 K'e varan sıcaklıklar görülmektedir. Bu sıcaklıklara bir de türbülans değerinin yüksek olması eklenince yüksek ısı akıları gözlemlenebilmektedir. Daha önce yapılan çalışmalarda 10 MW ısı akısı detonasyon önünde görülmüştür. Malzemelerin erime noktalarını dahi aşabilecek sıcaklık değerlerine üç-beş saniyede rahatlıkla ulaşılabilmektedir. Bu noktada doğru bir soğutma sisteminin uygulanması kritik öneme sahiptir. Detonasyon motorlarının endüstride saatlerce çalışma koşuluna maruz kalabileceği düşünüldüğünde hem soğutma sistemi açısından hem de malzeme seçiminin yapılabilmesi açısından eşlenik ısı geçişi özellikle dönel detonasyon motorları için önemlidir. Bu kapsamda bu tez çalışması içerisinde 17 cm çaplı bir detonasyon motorunun dört saniyelik numerik çözümü yapılmış ve duvar-yanma odası arasında uygun eşlenik ısı transferi sınır koşulu tanımlanmıştır. OpenFOAM üzerinde eşlenik ısı transferi ve çoklu alan özelliği daha önce detonasyonu modellemek için kullanılan bir çözücüye implemente edilmiştir. Bu sayede hem detonasyon hem de ısı transferi çözülebilmiştir. Özel sınır koşulu kullanılarak akışkanın anlık termal iletkenliği hesaplanmış ve yanma odasından duvarlara olan ısı geçişi modellenmiştir. Dört saniyelik çözümün sonucu olarak dış duvarda ve iç duvarda farklı derinliklerde sıcaklık değerleri gözlemlenmiş ve ısı geçişinin detonasyon dalgasına bununla birlikte akışın diğer özelliklerine etkisi incelenmiştir. Eksenel doğrultuda besleme hattına yakın ve çıkışa yakın bölgelerdeki ısı geçişleri ve sıcaklık değişimleri değerlendirilmiştir. Detonasyonun duvarla teması sırasında en yüksek ısı akısı gözlemlenmesine rağmen besleme hattından gelen 293 K sıcaklıktaki yanmamış gazların detonasyon sonrasında duvarda soğuma etkisi yapması ve ters ısı geçişi(duvardan yanma odasına) olması nedeniyle giriş kısmında daha düşük sıcaklık artışları gözlemlenmiş ve dört saniyelik benzetimin sonunda en yüksek sıcaklık artışı yanma odası çıkışında olmuştur. Bununla birlikte laboratuvar ortamı simüle edilerek motorun dış hava ile teması olan yerlerine sabit ısı akısı tanımlanmış ve gerçekliğe uygun olarak motor analiz edilmiştir. Sonuç olarak adyabatik çözümden sıcaklık farkı 10 K civarında olmuştur 4 saniye sonunda. Eşlenik ısı geçişinin detonasyon yanma odasına eklenmesiyle detonasyon dalgasının boyunda artış meydana gelmiştir. Adyabatik yanma odası çözümünde dördüncü saniyede 45 mm olarak detonasyon boyu eşlenik ısı transferli benzetimde 51 mm olarak gözlemlenmiştir. Dördüncü saniyenin sonunda akışkan-duvar arayüzü sıfır noktası kabul edildiğinde dış duvar içerisinde 2.5 mm derinlikte ve yanma odası çıkışında 480 K sıcaklığa ulaşılmıştır. Bu değer iç duvar için 550 K civarındadır. Elde edilen bu ısı akısı değerlerinden de yola çıkarak sonuçlar başka bir yöntem ile modellenmiş ve daha uzun süreler için sıcaklık değişimleri kestirilebilmiştir. Nowadays intensive studies are carried out on propulsion technologies. Efficiency in propulsion technologies is particularly important for the defense industry and air transport. For example, solid, liquid or hybrid engines used in rockets are trying to obtain different thrust values by using different fuel types. In addition, technologies such as scramjet, turbojet and ramjet are developed for the defense industry. Different concept applications are being tried to save fuel in air transportation. In recent years, detonation engine has been one of the most promising areas of propulsion technologies that have been attracting attention in order to be used at higher speeds and to increase thermal efficiency.The term detonation was first introduced in 1881. Although studies started to be carried out from this date, it took time for new studies to emerge. Detonation provides up to 30% higher thermal efficiency than conventional turbine engines. Detonation engines are explained by the Zeldovich-von Neumann-Döring (ZND) cycle instead of the Brayton cycle. Although the entropy achieved in the ZND cycle was lower compared to the Brayton cycle, the obtained usefull work was higher. However, when the ZND cycle is examined, it is seen that the maximum temperature reached is higher. When the specific impulse is examined, it is seen that detonation engines have higher values than classical turbine engines operating according to Brayton cycle. In particular, Mach finds its use in the range of 0-6. Detonation engines are widely used in two types of engines. One of them is pulse detonation engine and the other is rotating detonation engine. These two detonation engines have different concepts. Pulse detonation engine produces intermittent impulse at lower frequencies. On the other hand, the rotating detonation engine has a working frequency of around 10kHz and is able to generate continuous impulse. The operating logic of the pulse detonation engine is as follows. First, the fuel-oxidant mixture from the injectors is sprayed into the combustion chamber. After a period of time, the fuel-oxidant mixture fills the combustion chamber. Immediately afterwards, a pre-detonator or spark igniter positioned close to an injector initiates the combustion. First, the flame proceeds subsonicly as combustion. Obstacles in the combustion chamber increase the level of turbulence. An increase in the turbulence level causes the combustion to become detonation. This transformation is called deflagration to detonation transition (DDT).The detonation wave then exits the combustion chamber outlet. The burnt gases in the combustion chamber are cleaned using an inert gas. The combustion chamber is ready for the next cycle. Because this cycle takes time, the PDE operates at lower frequencies. In contrast, for the rotating detonation engine, fuel-oxidizing injectors continuously enter the combustion chamber. A pre-detonator or spark igniter fires this mixture. The resulting detonation wave rotates continuously around the annulus combustion chamber. In this way, high frequencies are obtained. The flame speed for these two engines moves at Chapman-Jouguet speed. Although the Chapman-Jouguet principle is one-dimensional, it has produced good results compared to experimental studies using high-frequency sensors. Therefore, it has also been used in 3D numerical solutions. Temperatures around 3500 K can be observed according to the fuel-oxidant combination used in front of detonation. For example, in a solution using H2-Air mixture, temperatures around 3460 K are observed. In the combustion chamber, pressure values are seen above the supply pressure on the detonation front. From this perspective, it is seen that the combustion chamber works under very difficult conditions. However, since the turbulence level is very high, a very high heat flux is seen from the combustion chamber to the walls. In previous studies, 10 MW/m2 heat flux was observed. The melting point of the material can be reached in a very short time. At this point, it is important that the correct cooling system is applied and the heat transfer can be calculated accurately.In this study, the detonation combustion chamber with 14 cm inner diameter, 15 cm outer diameter and 10 cm lenght was modeled to include conjugate heat transfer by applying appropriate boundary conditions. Stainless steel 316 material was defined and walls were placed around the combustion chamber and heat transfer and temperature variations within these walls were observed. The outer wall has an outer diameter of 17cm, an inner diameter of 15 cm, and an inner diameter of 14 cm. H2-Air mixture was used as a fuel and oxidizer in the numerical solution. Fluid properties were instantaneously used to accurately model the heat transfer. The viscosity, thermal conductivity and temperature of the fluid are defined within the boundary conditions. In order to realize this solution, chtMultiRegionFoam, one of OpenFOAM's own resolvers, can be solved with multi-domain in order to make conjugate solution to ddtFoam solver written in OpenFOAM which is open source computational fluid dynamics solver. The fluid throughout the solution was modeled using the k-omega turbulence model. The temperature gradient was based on the values between the cell center and the fluid-solid. By matching the heat transfer on the fluid side and the heat transfer on the solid side, a common temperature value is obtained on the surface between the solid-fluid and this value is expressed in an equation. This equation is used to create the boundary condition. Swak4Foam, a special plug-in for OpenFOAM, has been used as an aid in the special writing of boundary conditions in the numerical solution. Fluid solution is made with 1 mm mesh size and wallfunction is defined as the boundary condition of turbulence in the walls. The mesh size and the thermal boundary layer were checked for compliance with the reference values.Numerical solutions were performed up to 4 seconds due to high calculation costs. The effect of heat transfer from fluid to walls and the effect of heat transfer on detonation was observed in the solution neck. Contrary to expectations, instead of the axial direction in which the detonation wave enters, the highest temperatures were observed at the combustion chamber outlet. This is due to the unburned gases coming from the injector at 293 K. Once the temperature in the walls rises above 293 K, there may be reverse heat transfer from the walls to the fluid. Thus, the temperatures at the inlet of the combustion chamber were lower than those at the outlet of the combustion chamber. At the end of 4 seconds, 693 K temperature was observed in the combustion chamber outlet and 659 K temperature was observed in the outer wall. The temperature difference between the inlet and outlet of the combustion chamber in the outer wall and the inner wall was observed to be approximately 180K. The maximum temperature in the fluid domain when the conjugate heat transfer was applied was about 100 K lower than the adiabatic solution. This difference has remained almost the same throughout the entire solution. There was also an increase in detonation length in conjugate heat transfer model. The detonation length, which was 45 mm in the adiabatic solution, was 51 mm in the conjugate heat transfer model. The highest value of heat transfer to the walls was 2.61 MW/m^2 at the beginning of the simulation. In the second second, the heat flux decreased by 345 kW/m^2 to 2.27 MW/m^2. The temperature in the walls did not reach saturation in 4 seconds. In addition to the adiabatic solution, a constant heat flux was defined outside the walls to test the laboratory environment. In this way, a more realistic solution is aimed. Compared to the adiabatic solution, a temperature difference of about 5 K was observed. This value is expected to increase in longer durations. 90

Teknolojinin gelişmesiyle birlikte mühendisler, insanların ihtiyaçlarını karşılamak için daha güvenli, hafif ve daha az maliyetli yapılar tasarlamaya çalışmaktadır. Mühendislerin ayrıca havacılık gibi endüstrilerdeki yapıların tasarımında zor çalışma koşullarını göz önünde bulundurmaları gerekmektedir. Havacılık endüstrisinde kullanılan malzemeler, çalışma koşullarından dolayı sürekli ve döngüsel sıcaklık değişikliklerine maruz kalmaktadırlar. Termal yükler sıfır derecenin altı ile sıfır derecenin üzerindeki sıcaklıklar arasında meydana gelmektedir. Bu tez çalışmasında, malzemelerin ısıl yorulma özelliklerinin çeşitli sınır koşulları ve yükleme durumları altında incelenmesi amaçlanmıştır. Bu araştırma, geliştirilmiş bir algoritma kullanarak sayısal olarak gerçekleştirilmiştir. Algoritma ile, döngüsel termal yüklere maruz kalan malzemelerin davranışını incelenebilmektedir. Hava taşıtlarının dış yüzeyi dahil, uçakların çoğu bölümü, bu döngüsel termal yüklere maruz kalmaktadır. Bu nedenle, bu kısımlarda kullanılan yapıların tasarımı sırasında termal yorulmanın etkilerinin dikkate alınması gerekmektedir. Bu tezdei7075 T6, 6061 T6, 2024 T4 ve 2014 T6 alüminyum alaşımları kullanıldı. Bu malzemelerin termal yorulma direnci, termal yorulma altında plakaların güvenlik faktörü dağılımı ve döngüsel mekanik yüklerle döngüsel mekanik yüklerin atındaki plakaların güvenlik faktörü dağılımı karşılaştırılmıştır. Ayrıca farklı kesitlerin etkileri ve bu kesitlerin plaka üzerindeki yerleşiminin termal yorulmaya etkileri incelenmiştir. Farklı durumların sonuçları birbiriyle karşılaştırıldı. With the development of technology, engineers try to design more safe, light and less costly structures to meet people's needs. Engineers also need to consider the difficult working conditions of the design of structures in industries such as aviation. The materials used in the aviation industry are subjected to continuous and cyclic temperature changes due to their operating conditions. The thermal loads occur between the subzero and temperatures above the zero degrees. In this thesis, it is aimed to search the thermal fatigue characteristics of materials under various boundary conditions and load cases. This investigation was performed numerically using an improved algorithm. The algorithm has the opportunity to examine the behavior of materials subjected to cyclic thermal loads. Many parts of the aircraft including outer surface are exposed these cyclic thermal loads. So, consideration of effects of thermal fatigue during the design of structures used in these parts is necessary. 7075 T6, 6061 T6, 2024 T4, and 2014 T6 aluminum alloys are used in this thesis. Thermal fatigue resistance of these materials is compared using the safety factor distribution of plates under the thermal fatigue and thermal fatigue with cyclic mechanic loads. Also effects of different cutouts (to see the effects of nonlinearities) and location of these cutouts on the plate are investigated. The results of different cases are compared to each other. 102

Silindirik cisimler başta uçak ve uzay mühendisliği olmak üzere birçok mühendislik uygulamasında yaygın olarak kullanılmaktadır. Bu çalışmada, silindirik cisimde üç farklı boyutlu çentik kullanılarak sürükleme katsayısının düşürülmesi amaçlandı. Her çentik boyutu için, çentiklerin açısal pozisyonları dört kez değiştirildi. Çentikler karesel şekilli olup boyutları silindir çapının %5, %10 ve % 15'i kadarken, açısal pozisyonları ön durgunluk noktasına göre 30°, 45°, 60° ve 75°dir. Analizler sayısal olarak sonlu hacim tabanlı açık kodlu Ansys-Fluent programı kullanılarak yapıldı. Reynolds sayısı 10.000'de doğrulama için çentiksiz silindir analizi yapıldı. Nicel bir analiz olması için sürükleme katsayısı, taşıma katsayısının R.M.S'i ve Strouhal sayısı hesaplandı. Bütün analizler için Reynolds sayısı 10.000 olarak belirlendi. Türbülans modeli olarak büyük girdap simülasyonu (LES) modeli kullanıldı. Sonuç olarak iki kare çentik kullanmanın sürükleme katsayısını düşürdüğü görüldü. Cylindrical objects are widely used in many engineering applications, especially in aerospace and aircraft engineering. In the present study, in an attempt to reduce the aerodynamic drag of a flow over a cylindrical shape, three cases of groove size were analyzed. For every case, the angular position of the groove was changed four times. The grooves were square-shaped and taken 5%, 10% and %15 of the cylinder diameters; while the angular positions were taken 30°, 45°, 60° and 75° relative to the forward stagnation point. The analysis was made numerically using finite volume method based on commercial code Ansys-Fluent. Bare (without grooves) circular cylinder was analyzed for the sake of validation at Re:10000. In order to perform a quantitative analysis, the drag coefficient, the RMS of lift coefficient and the Strouhal number were computed. Reynolds number was kept at 10000. Large Eddy Simulation (LES) method was applied for turbulence modelling. In the conclusion, it was found that two square grooves reduce the drag coefficient over cylinder. 66

Günümüzde insansız hava araçlarına ilişkin çalışmalar son derece hızlı bir şekilde ilerlemektedir. Buna bağlı olarak bilimsel ve teknolojik gelişmeler de ivme kazanmıştır. İnsansız hava araçlarının geliştirilmesinde yüksek irtifaya ulaşma, daha fazla yük taşıma, otonominin geliştirilmesi, daha uzun süre havada kalma vb. konularda çalışmalar yapılmaktadır. Bu tez çalışmasının konusu ise insansız hava araçlarının havada kalma süresini rüzgâr enerjisini kullanarak artıracak kontrolcünün geliştirilmesidir. İnsansız hava aracı uçabilmek için belirli miktarda yakıta ihtiyaç duyar ve bu yakıt miktarı ile uçuş süresi doğru orantılıdır. Ancak uçuş süresini artırmak için yakıt kapasitesinin artırılması, hem araca fazladan yük oluşturmakta hem de aracın aerodinamiğini değiştirmektedir. Aracın bu enerji sorununu çözmek için güneş paneli kullanılmasına yönelik çalışmalar yapılmaktadır. Fakat bu panellerin varlığı araca fazladan bir yük oluşturduğundan verimi düşürmektedir. Bu tez çalışmasında ortaya konan kısıtlar göz önünde bulundurularak insansız hava aracının enerji verimliliğini artırmak için bulanık mantık tabanlı bir kontrolcü geliştirilmiştir. Bu yöntemle araca herhangi bir yük oluşturmadan, ortamda bulunan rüzgâr enerjisi kullanılarak havada kalma süresinin artırılması hedeflenmiştir. Geliştirilen bulanık mantık tabanlı kontrolcü ile rüzgârın yön ve şiddetine göre insansız hava aracının uygun yönelime sahip olması sağlanmıştır. Tasarım sürecinde ise ilk olarak, bu aracın bir modeli bilgisayar ortamında çizilmiştir. Daha sonra, İHA'nın matematiksel modeli oluşturulmuştur. Bu model kullanılarak uçağın havada kalabilmesi için minimum hız değeri bulunmuştur. Bu bilgiler ile sistem modeli ve kontrol algoritması simülasyon ortamına aktarılmıştır. Bunun yanısıra, bir deney düzeneği hazırlanarak, araca uygulanan kaldırma kuvvetini oluşturacak motor PWM sinyal değeri elde edilmiştir. Ayrıca, yine PWM sinyalinin darbe genişlik süresine göre itme kuvveti değerleri elde edilmiştir. Bu itme kuvveti değerleri, rüzgârlı ortamda bulanık mantık kontrolcünün üyelik fonksiyonlarının sınır değerlerinin belirlenmesinde kullanılmıştır. Buna göre, farklı şiddetlerde esen rüzgâra karşı, motorun nasıl bir itme kuvveti uygulayacağı bir kural tablosuyla belirlenmiştir. Fiziksel deneyler yapılarak ilk önce rüzgârsız ortamda ve bulanık mantık kontrolcü devre dışı iken harcanan enerjinin miktarı ve bu enerji harcanırken geçen süre kaydedimiş, ardından da belirli bir hızda rüzgâr olduğu zaman ve bulanık mantık kontrolcü devreye alınıp harcanan enerji miktarı ve geçen süre kaydedilmiştir. Sonuçta bu iki süre karşılaştırılmış ve enerji verimliliğine ilişkin sonuçlar ortaya konmuştur. Nowadays, the process of the development of unmanned aerial vehicles takes place very quickly. In the development of unmanned aerial vehicles, reaching high altitude, providing maximum load carrying capacity, improving autonomous usage, ensuring the longest air time, etc. studies are carried out. The subject of this thesis is to develop a controller that will increase the duration of unmanned aerial vehicles by using wind energy. A certain amount of fuel is needed for the unmanned aircraft to perform the flight. Unmanned aircraft need a certain amount of fuel to fly and this fuel amount and the flight time are directly proportional. However, increasing the fuel capacity to increase flight time both creates an extra load on the vehicle and changes the aerodynamics of the vehicle. In order to solve the energy problem of the vehicle, studies are carried out on the use of solar panels. However, the presence of these panels creates an extra load on the vehicle, thus reducing the efficiency. In order to increase the energy efficiency of the unmanned aircraft, a fuzzy logic based controller has been developed considering the constraints in this thesis. With this method, it is aimed to increase the residence time by using wind energy in the environment without creating any load on the vehicle. With the fuzzy logic based controller developed, according to the direction and intensity of the wind, the unmanned air vehicle has the proper orientation. The characteristic coefficients of the unmanned aircraft were determined with the help of simulation programs. In this context, primarily a fixed-wing vehicle was produced. The vehicle's data such as speed, position, altitude, battery status is sent to a ground station and transferred to the database. The energy consumed when the controller was switched on and the controller disabled, and the conditions that may be encountered were recorded in graphs and tables.In the design process, firstly, a model of this vehicle was drawn in the computer environment. Then, the mathematical model of UAV was developed. Using this model, the minimum speed value was found for the aircraft to remain in the air. Following these determinations, the minimum speed value was found for the aircraft to remain in the air. With this information, system model and control algorithm were transferred to simulation environment. In addition, a test envirement was prepared and the PWM signal value of the engine to generate the determined lift force was found. In addition, the trust force values according to the pulse width time of the PWM signal were also obtained. These thrust force values were used to determine the limit values of the membership functions of the fuzzy logic controller in a windy environment. Accordingly it is determined by a rule table how the thrust force of the engine against the wind blowing at different intensities. Physical experiments were carried out to record the amount of energy consumed in the windless environment and when the fuzzy logic controller was inactive, and the time taken while this energy was consumed. As a result, these two periods were compared and the results related to energy efficiency were presented. 84

İnsansız hava araçları, uzun yıllardır askeri amaçlı operasyonlarda oldukça yoğun olarak kullanılmaktadırlar ve gelecekte de bu uygulamaların hızlı bir şekilde artması beklenmektedir. Operasyonel riskleri ve maliyetleri oldukça düşük seviyelere çektikleri için son yıllarda sivil alanlarda da kullanımları oldukça yaygınlaşmıştır. Hatta, hava trafik yönetimi çalışmalarındaki hızlı gelişmelere paralel olarak, insansız hava araçlarının şehir hava sahasına entegrasyonu çalışmaları da başlamış, birçok teknoloji firması yatırımlarını bu yönde yoğunlaştırma kararı almışlardır. Günümüzde kargo ve yolcu taşımacılığı için geliştirilen çok başarılı konseptleri görmek mümkündür. Hava araçlarının özellikle şehir içi taşıma uygulamalarında kullanılması ile birlikte bu sistemlerin uçuş güvenliğinin sağlanması daha da kritik bir konu haline gelmiştir. Şehir hava sahasını yöneten hava trafik yönetimi sistemini ve araç üzerinde bulunan güdüm ve kontrol sistemlerini hiyerarşik bir yapıda incelemek, genel sistemi daha anlaşılır bir hale getirecektir. Hiyerarşik olarak en üst kademede bulunan hava trafik yönetimi sistemi, hava araçlarının koordinasyonunu sağlayarak havada oluşabilecek bir çarpışmayı veya hava araçlarının şehirde bulunan sabit engellere (binalar, yer şekilleri, vs.) çarpmasını engellemektedir. Ancak, hava trafik yönetim sistemi ne kadar uygulanabilir ve etkin uçuş yörüngeleri üretirse üretsin, araç üzerindeki güdüm ve kontrol sistemleri bu komutları istenen başarım ile takip edemezse bu durum bütün sistemin güvenilirliğini oldukça yüksek seviyede tehlikeye sokacaktır. Bu nedenle, orta ve alt seviye sistemler olan güdüm ve kontrol sistemlerinin, belirli kararlılık ve performans gereksinimlerine göre tasarımı ve doğrulanması oldukça önem arz etmektedir. Bu tez kapsamında, sivil hava sahası içerisinde farklı amaçlar için kullanılabilecek olan sabit kanatlı dikey iniş ve kalkış yapabilen, sabit kanatlı ve döner kanatlı insansız hava araçlarının matematiksel modelleme ve kontrol sistem tasarımı çalışmaları yapılmıştır. Tezin ilk bölümünde, sabit kanatlı ve tilt-rotor konseptine sahip bir insansız hava aracı olan Turaç'ın altı serbestlik dereceli doğrusal olmayan matematiksel modeli oluşturulmuştur. Buradaki temel amaç, askı uçuşundan yatay uçuşa ve yatay uçuştan askı uçuşuna geçiş için uygun bir senaryo geliştirmektir. Elde edilen matematiksel model pervane tarafından hızlandırılan hava akımının gövde üzerindeki etkilerini de içermektedir. Bu etkiler seyir hızının, rotor tilt açısının ve hücum açısının bir fonksiyonudur. Pervane tarafından hızlandırılan hava akımının, pervane çıkışındaki kesit alanı ve akış hızı momentum teorisi kullanılarak elde edilmiştir. Gövde ve kanat üzerinde pervane hava akımı tarafından etkilenen alan üzerinde iki boyutlu aerodinamik analizler yapılmış ve pervane hava akımının etkileri modellenmiş, elde edilen aerodinamik katsayılar tablolar içerisine entegre edilip benzetim ortamına aktarılmıştır. İnsansız hava aracının gövde ve kanatlarının aerodinamik analizi hesaplamalı akışkanlar dinamiği araçları ile analiz edilmiş ve bu katsayılar da tablolar ile benzetim ortamına aktarılmıştır. Fazlar arası geçiş durumlarında (askı uçuşundan yatay uçuşa veya yatay uçuştan askı uçuşuna) insansız hava aracı üzerindeki aerodinamik ve itki kuvvet ve momentleri, hava aracı tilt mekanizmasına sahip olduğundan dolayı çok daha karmaşık bir şekilde etki etmektedirler ve aracın dinamiği oldukça karmaşık hale gelmektedir. Bu nedenle geçiş fazlarındaki uçuş güvenliğini sağlamak ve performansı belirli bir seviyede korumak için etkili bir faz geçiş metodunun tanımlanması gerekmektedir. Bu amaçla, uçuş hızı, tilt açısı, hücum açısı ve itki seviyesi için, dinamik sistemin durum değişkenlerine bağlı olarak, denge uçuşunu sağlayacak şekilde uçuş fazları arasında geçiş senaryoları oluşturulmuştur. Bu senaryolar uçuş kontrol sistemine bir komut olarak beslenebilmekte veya pilota uçuş sırasında kullanabileceği bir tablo olarak verilebilmektedir. Oluşturulan senaryolar kullanılarak geçiş fazı üzerinde benzetim çalışmaları yapılmış ve uçuş testleri gerçekleştirilmiştir.Tezin ikinci bölümünde, sabit kanatlı bir insansız hava aracı için, döngüde donanımsal benzetim (hardware-in-the-loop) ve uçuş testlerini içeren, model tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı gerçekleştirilmiştir. Bu uygulamada, insanlı hava araçları için geliştirilen sistem tanılama ve uçuş kontrol sistem tasarımı metodolojisi, sabit kanatlı insansız bir hava platformuna uyarlanmıştır. Kullanılan insansız hava aracı platformu, hareketli kara ve deniz araçlarını, belirli bir irtifadan, gövdeye sabit ve aşağı bakan bir kamera ile, otonom bir şekilde takip etmek için geliştirilmiştir. Hava aracının boylamasına ve yanlamasına doğrusal matematiksel modelleri, frekans bölgesinde açık-çevrim sistem tanılama metodolojisi ile elde edilmiş ve zaman bölgesinde doğrulanmışlardır. Tanılanan doğrusal modeller, yüksek hedef takip başarımı için gerekli olan uçuş kontrol sistemlerinin, birden fazla amaç fonksiyonlu parametre optimizasyonu metodu ile geliştirilmesi amacıyla kullanılmışlardır. Ayrıca, bu süreçte kestirimi yapılan aerodinamik katsayılar, altı serbestlik dereceli doğrusal olmayan modelin oluşturulmasında da kullanılmıştır. Oluşturulan doğrusal olmayan model, döngüde donanımsal benzetim sisteminin ana bileşenini oluşturmaktadır. Test süreci maliyetlerini ve kaza/kırım riskini en aza indirmek için, tasarlanan kontrol sistemleri gerçek uçuş testlerinden önce, döngüde donanımsal benzetim ortamında test edilmişlerdir. Donanım içerisine gömülen kontrol sistemi algoritmalarında herhangi bir mantıksal ve algoritmik hata olup olmadığı incelenmiştir. Tasarlanan ve donanım içerisinde hazır olarak gelen uçuş kontrol sistemlerinin başarım testleri de gerçekleştirilmiş ve karşılaştırmaları yapılmıştır. Yapılan uçuş testleri, tasarlanan kontrol sisteminin, rüzgar ve türbülanslı uçuş şartlarında, referans takip ve bozucu sönümleme performansının, hazır kontrol sisteminden çok daha iyi olduğunu göstermiştir. Tezin üçüncü bölümünde, sistem tanılama, model birleştirme (stitching) ve model tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı çalışmaları, agresif manevra kabiliyetine sahip, insansız, dört rotorlu hava aracı üzerinde uygulanmıştır. Üzerinde çalışılan insansız hava aracı, askı uçuşuna yakın şartlarda ve sistem dinamiğinin oldukça değiştiği hızlı ileri uçuş şartlarında agresif manevra kabiliyetine sahip olması için tasarlanmıştır. Bu tür bir sistem üzerinde klasik bir denetleyici tasarım süreci, referans takibinde performans kaybına ve hataların artmasına neden olacaktır. İnsansız hava aracının askı ve hızlı ileri uçuş dinamikleri arasındaki farkı yakalayabilmek için, insanlı hava araçları için geliştirilen uygulamalar esas alınmıştır. Askı ve yüksek hızlı ileri uçuş fazlarındaki doğrusal matematiksel modeller frekans bölgesinde sistem tanılama çalışmaları ile elde edilmişlerdir. Elde edilen matematiksel modellerin doğrulaması zaman bölgesinde analizler yapılarak gerçekleştirilmiştir. Farklı uçuş hızları için elde edilen uçuş denge koşulları ve tanılanan doğrusal modeller kullanılarak sistemin yaklaşık doğrusal olmayan (quasi-nonlinear) matematiksel modeli elde edilmiştir. Kapsamlı benzetim çalışmaları oluşturulan doğrusal olmayan model üzerinde gerçekleştirilmiştir. Tanılaması yapılan doğrusal matematiksel modeller, farklı dinamik gereksinimleri kısıt olarak içeren, birden fazla amaç fonksiyonu bulunduran optimizasyon tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı sürecinde, en iyi kontrol parametrelerini elde etmek için kullanılacaktır. ADS-33E-PRF içerisinde yer alan ve tam ölçekli helikopterler için kullanılan yanlamasına yeniden konumlandırma ve boylamasına ileri yönde hızlanma ve durma manevraları, kinematik ölçekleme yöntemi ile insansız hava aracı için uygun hale getirilmişlerdir. Tasarlanan denetleyiciler kullanılarak pozisyon koruma, yörünge takibi ve agresif manevra kabiliyeti uçuş testleri yapılmıştır. Ardından, Monte-Carlo benzetim çalışmaları ve uçuş test sonuçları karşılaştırılarak sonuçların ne kadar yakın olduğu incelenmiştir. Test ve analiz sonuçları göstermiştir ki, uygulanan kontrol sistem tasarımı metodolojisi, klasik yöntemler ile karşılaştırıldığında, yüksek hassasiyette ve tahmin edilebilir manevra kontrol kabiliyeti sağlamaktadır.Tezin dördüncü bölümünde, model referans uyarlamalı kontrol sisteminin bir iyileştirmesi sayılabilecek olan ve kapalı çevrim referans model içeren uyarlamalı kontrol sistemi, takviyeli öğrenme (reinforcement learning) metodu ile geliştirilmiştir. Referans model ile sistemin verdiği cevap arasındaki hata kullanılarak, uygulayıcı-değerlendirici (actor-critic) yapısında ve yapay sinir ağı ile oluşturulan ajan (agent, öğrenen sistem) eğitilmiş, geçici hal cevabını iyileştirmek için kapalı çevrim referans model içerisinde bulunan geribesleme kazancını arttırıp azaltması sağlanmıştır. Sistemin benzetim çalışmaları, bir nakliye helikopterinin basitleştirilmiş ve doğrusal boylamasına modeli üzerinde yapılmıştır. Geliştirilen uyarlamalı kontrol sisteminin geçici hal cevabı başarımının, diğer uyarlamalı kontrol sistemlerinin başarımları ile nicel olarak karşılaştırılabilmesi için, sistemin geçici hal performansı ile doğrudan ilişkili olan sinyallerin L-2 ve L-sonsuz normları hesaplanmıştır. Monte-Carlo benzetim çalışmaları ile incelenen sistemlerin, aerodinamik parametrelerdeki belirsizliklere karşı ne kadar dayanıklı oldukları incelenmiş ve sonuçlar karşılaştırılmıştır. Bu analizler sonucunda, değişken geribesleme kazancına sahip kapalı çevrim referans model kullanan uyarlamalı kontrol sisteminin, açık çevrim referans modele sahip uyarlamalı kontrol sistemine ve sabit geribesleme kazançlı kapalı çevrim referans modele sahip uyarlamalı kontrol sistemine göre çok daha iyi bir geçici hal cevabı performansına sahip olduğu, salınımları önemli ölçüde bastırdığı gösterilmiştir. Ayrıca, geliştirilen sistem üzerinde farklı adaptasyon ve öğrenme stratejileri kullanılarak, geniş bir uçuş zarfı içerisinde sistemin adapte olma kabiliyetini arttırma olanağı da sağlanmaktadır. Bir diğer değişle, geliştirilen uyarlamalı kontrol sistemi daha kapsamlı bir şekilde eğitildiği takdirde, farklı uçuş şartlarında da sistemin geçici hal cevabının iyileştirilmesi mümkün olmaktadır. In recent decade, urban air mobility has an increasing demand in passenger and cargo transportation in the urban airspace. One of the most critical factors in urban air mobility concept is operation safety which requires reliable flight control and guidance system and predictable mathematical model of the aerial platform. To provide these requirements, developing and using a verified design workflow becomes quite crucial. In this thesis, mathematical modeling, flight control system design and test workflow is applied on tilt-rotor, fixed-wing and rotary-wing aerial platforms.In the first part of this thesis, nonlinear mathematical model of a fixed-wing tilt-rotor unmanned aerial vehicle (UAV) is developed which covers hover, transition and forward flight phases. The model includes propeller-induced airstream effects on the UAV body which are directly related to flight speed, rotor nacelle angle and angle-of-attack. Momentum theory is used to calculate the propeller-induced airstream characteristics such as output cross-section area and velocity. 2D aerodynamic analysis is performed on the area that is affected by the propeller-induced airstream because of the lack of finite-wing effects on this region. The obtained aerodynamic parameters are embedded into look-up tables and used in the mathematical model. 3D aerodynamic analysis is also performed on the complete airframe geometry and calculated parameters are used in the nonlinear model. Especially in the transition flight phase, thrust and aerodynamic effects are acted together on the airframe and UAV dynamics become quite complex. To provide the flight safety in the transition phase, forward- and back-transition scenarios are developed by performing trim analysis for each flight condition and required airspeed, angle-of-attack, nacelle angle and thrust level are calculated. Then, a command-schedule is generated by using these vehicle states which can be utilized as a reference signal set for the flight control system or pilot cue. We evaluated the proposed closed-loop system in the developed nonlinear simulation environment and flight tests.In the second part of the thesis, system identification and model-based flight control system design approach, in which flight testing and hardware-in-the-loop (HIL) simulation are integrated into the design workflow, is applied on a fixed-wing micro aerial vehicle (MAV). This approach relies on adaptation of system identification and control system design methodologies from the manned aircraft domain. The MAV is specifically designed for a surveillance mission in which a moving ground or seaborne target, such as a track or a boat, is tracked fully autonomously from a specified altitude by using a downward-facing body-fixed camera. We utilize a design process in which the longitudinal and lateral mathematical models are identified through open-loop system identification flight testing. These models are later used in a multi-objective controller optimization scheme in which a control system is designed inline with the high performance tracking requirements. We have utilized a HIL simulation system allowing comprehensive simulation and testing of designed control and guidance algorithms before fully autonomous flight tests as to minimize cost and crash risk. Both the proposed and legacy flight control systems are evaluated in actual flight tests. The results demonstrate that the proposed design methodology and the resulting control system provides superior reference tracking performance and robust disturbance rejection in face of real-world conditions such as turbulence and winds.In the third part of the thesis, we utilize a system identification, model stitching and model-based flight control system design methodology for an agile maneuvering quadrotor MAV technology demonstrator platform. The proposed MAV is designed to perform agile maneuvers in hover/low-speed and fast forward flight conditions in which significant changes in system dynamics are observed. As such, these significant changes may result in considerable loss of performance in terms of reference signal tracking and disturbance rejection. To capture the changing dynamics, we consider an approach which is adapted from the full-scale manned aircraft and rotorcraft domain. Specifically, linear mathematical models of the MAV in hover and forward flight are obtained by using the frequency-domain system identification method and they are validated in time domain. These point models are stitched by utilizing the trim data and quasi-nonlinear mathematical model is generated for simulation purposes. Identified linear models are used in a multi-objective optimization based flight control system design approach in which several handling quality specifications are used to optimize the controller parameters. Lateral reposition and longitudinal depart/abort mission task elements from ADS-33E-PRF are scaled-down by using kinematic scaling to evaluate the proposed flight control systems. Position hold, trajectory tracking and aggressiveness analysis are performed, Monte-Carlo simulations and actual flight test results are compared. It is shown that the proposed methodology provides high precision and predictable maneuvering control capability over an extensive speed envelope in comparison to classical controller design techniques.In the fourth part of the thesis, closed-loop reference model (CRM) based adaptive control algorithm is improved by using reinforcement learning (RL) method. In the proposed system, an actor-critic agent is utilized to increase or decrease the observer gain scaling factor by using tracking error observations from the environment. Several simulation studies are performed on simplified longitudinal linear model of a transport helicopter. For a quantitative comparison of the transient response performance, key signal norms are calculated and results are evaluated. Monte-Carlo and the worst-case analyses are performed to compare the transient response performance of the adaptive systems in the presence of parametric uncertainties. It is shown that the proposed RL-CRM method has superior transient response performance when compared to the model reference adaptive control (MRAC) and optimized fixed-gain CRM-adaptive systems. In addition, the control structure provides the possibility to learn numerous adaptation strategies across various flight conditions rather this be driven by high-fidelity simulators or through flight testing. 228

Bu yüksek lisans tezinin amacı iki düzlemde daralan egilme-egilme-burulma etkileşimli, askı durumundaki bir helikopter palinin doğal frekanslarının daralma oranının değişimiyle nasıl değiştiğini, sonlu elemenlar yöntemiyle incelemektir.Bu çalışmada; giriş bölümü, Euler kirişin yapısal formülasyonü, düzgün daralan kirişin formülasyonu ve sonlu elemanlar formülasyonu olmak üzere dört ana bölüm yer almaktadır.Giriş bölümünde genel olarak kirişlerden bahsedilmiştir. Kirişler çok yaygın yapısal bileşen tipleridir ve geometrik konfigürasyonlarına göre düzgün veya daralan ve ince veya kalın olarak sınıflandırılabilirler. Euler-Bernoulli kiriş teorisi veya diğer adıyla sadece kiriş teorisi, düzgün izotropik bir kirişin elastikliğinin basitleştirilmiş bir ifadesidir. Bu teori ile kirişlerin yük taşıma ve çökme karakteristikleri hesaplanır. Zamanla düzlem teorisi ve sonlu elemanlar analizi gibi ilave analiz araçları geliştirilmiştir fakat, basit kiriş teorisi bilimin ihtiyaç duyduğu en önemli araç olmaya devam etmiştir. Günümüzde, hava araçlarının kanat yada pallerinin modal analizleri yapılırken bir çok yöntem kullanılmaktadır. Bu yöntemlerden birisi, kanadın bir ucu sabit diğer ucu serbest Euler-Bernoulli kirişi olarak modellenip, dinamik özellikleri hakkında bilgi elde etmektir. Kirişlerin dinamik özellikleri, frekanslar ve mod şekilleri olarak tanımlanır. Bu özellikler, yapıların maruz kaldıkları titreşimlerin ve bu titreşimlere yapılar tarafından verilen cevapların incelenmesinde kullanılır. Titreşim cisimlerin sabit bir referans eksene veya nominal bir pozisyona göre tekrarlanan hareketi olarak ifade edilir. Titreşim karakteristlikleri mühendislik tasarımları açısından önemli bir etkiye sahip olabilir. Titreşim bazen zararlıdır ve kaçınılmalıdır özellikle uçak gövdeleri, kanat kökleri gibi yerlerde yorulmaya neden olur ve çatlaklar oluşturabilir, bazen de oldukça yararlıdır ve istenilir (müzik enstrümanlarında doğal frekansa denk getirmek için yapıyı titreterek rezonans özelliğinin kullanılmak istenmesi). İki durum için de titreşimin nasıl ölçüldüğü ve analiz edildiği mühendislik için önemlidir. Pratik olarak analiz edilirse, düzgün olmayan kirişler düzgün kirişlerden daha iyi bir kütle ve kuvvet dağılımı sağlar ve mimarlık, havacılık, robotik ve diğer yenilikçi mühendislik uygulamalarında özel fonksiyonel gereksinimleri karşılayabilir. Bahsedilen önemli mühendislik uygulamalarında kullanıldıkları için dönen ve daralan kirişlerin dinamik özellikleri, tasarım ve verim açısından çok önemlidir. Bu tür yapıların tasarımı, rüzgar ve deprem gibi dinamik kuvvetlere karşı koymak için de dikkate alınmaktadır. Bu durum da yapıların doğal frekansları ve mod şekilleri hakkında temel bilgileri gerektirir. Dinamik inceleme kapsamında ilk olarak kiriş teorileri hakkında kısa bilgiler verilerek kiriş problemlerinde kullanılan hareket denklemlerinin çıkarımları yapılmıştır. İki genel titreşim türü vardır: zorlanmış ve serbest. Serbest titreşimi düşünülürse, titreşim sırasında dışarıdan uygulanan hiçbir kuvvet yoktur, ancak harici bir kuvvet sistemde bir başlangıç yer değiştirmesine veya hızına neden olmuş olabilir. Bu tezdeki çalışmalar serbest titreşim olarak düşünülmektedir. Kayma gerilmelerinin etkisinin düşünülmediği, şekil değişimi öncesi ve sonrası kiriş kesitinin düzlemsel ve kiriş eksenine dik kaldığı Euler-Bernoulli kiriş teorisi ile helikopter pali modeli çalışılmıştır. Bu kirişlerin serbest titreşimi, iki farklı malzeme kullanılarak incelenmiştir. Modellenen paller için homojen ve izotrop kabulü yapılarak ilgili hesaplamalar sürdürülmüştür.Yapının doğal frekanslarını bulmak için iki eksende daralan bir Euler- Bernouli kirişi modellenmiştir. Sonlu elemanlar formülasyonu, Hamilton's prensibi kullanılarak elde edilmiştir. Farklı daralma oranları için doğal frekanslar ve mod şekilleri elde edilir. Daralma oranın doğal frekanslar ve mod şekilleri üzerindeki etkisi değerlendirilerek karşılaştırılmıştır. Farklı hızlarda ve daralma oranlarında doğal frekansın değişimi tablolarla gösterilmiştir.Helikopter pali için ince uzun bir kiriş modellenmiş ve Euler-Bernoulli kiriş teorisi kullanılmıştır. Sonuçlar açık literatürde mevcut bulunmamakta, incelenen kiriş modeli ABAQUS ve ANSYS gibi ticari sonlu elemanlar programında modellenmiştir ve bu iki program tarafından hesaplanan sonuçlar kullanılarak doğrulama yapılmıştır.Analitik modellerin doğrulaması yapıldıktan sonra, yapısal formülasyonun son bölümü olan sonlu elemanlar modellemesine başlanmıştır. İlk olarak deplasman alanları, polinomlar ile tanımlanmıştır. Deplesman alanlarındaki noktalar eğilme eğilme burulma etkileşimli, toplamda 10 serbestlik derecesine sahip olacak şekilde modellenmiştir. 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 edilmiştir. Elde edilen global matris, yapısal modelleme kodunda kullanılan elemanların sayısına bağlı olarak, tüm elemanlar matrislerini sonlu elemanlar kuralları dikkate alınarak birleştirilmiştir. Bir ucu sabit, diğer ucu serbest olan sınır koşulları uygulanarak indirgenmiş matrisler elde edilmiş ve global matrislere uygulanmıştır. Yapısal modeller için denklem matrisleri elde edilmiştir. Düzgün, daralmayan Euler Bernoulli kiriş için s+onlu elemanlar yöntemi ile çözüm bulmak için elde edilen global matris için . Daralan kiriş formülasyonu, önceden elde edilen dönen eğilme-eğilme-burulma etkileşimli kirişin katılık ve kütle matrislerine entegre edilmiştir. Hareket denklemlerinden gelen matris denklemlerini çözmek için Matlab programı kullanılarak modal analiz yapılmıştır. Bu tez kapsamında simetrik olmayan eğilme-eğilme-burulma etkileşimli Euler bernoulli kiriş kesiti de incelenmiştir ve daha önceki yapılan çalışmalarla karşılaştırılmıştır. Simetrik olmayan kirişlerin ilk üç doğal frekanası çok etkilemediği gözlemlenmiştir. Daha sonrasında yapılan çalışmalarda simetrik kiriş olarak tasarlanıp, sonuçlar bu tasarlanan kirişe göre elde edilmiştir. Bu matris çözülerek elde edilen sonuçların doğruluğunu kontrol etmek için önceden doğrulanmış analitik değerlerle karşılaştırma yapılmıştır ve sonuçlar arasında çok iyi bir uyum olduğu gözlemlenmiştir. Yapılan çalışmaya ek olarak Euler Bernoulli kirişine dönmeden kaynaklı etki verilmiştir ve bunun doğal frekans üzerine etkisi incelenmiştir. Dönen kiriş ve dönmeyen kiriş arasında karşılaştırma yapılmıştır. Elde edilen değerler bir tablo haline getirilip farklı değerlerde daralma oranına göre grafikler çizdirilmiştir ve yorumlanmıştır. Sonuç olarak, dönen Euler kirişin doğal frekans üzerinde etkisi, dönmeyen kirişin daralma oranı ve simetrik olmayan kiriş kesiti etkisine göre daha fazla etkiye sahip olduğu gözlemlenmiştir. Bunun sebebi ise merkezkaç kuvvetinin hızın karesiyle artmasından kaynaklıdır. Farklı daralma oranına göre mod şekilleri çizilmiştir. Simetrik olmayan kiriş profili için YY eğilme modu dışında doğal frekansa etkisi yok denecek kadar azdır. Beams are very common types of structural components. It is possible to classify beams based on their geometric configuration which can be as following: uniform, taper, thin and thick. If practically analyzed, the non-uniform beams provide a much better distribution of strength and mass than uniform beams and may supply with special functional requirements in aeronautics, architecture, innovative engineering, and other robotics applications. Design of such structures is important to resist dynamic forces, such as earthquakes and wind. It requires the basic knowledge of mode shapes and natural frequencies of those structures. In this research work, the equation of motion of a double tapered cantilever Euler beam is derived to find out the natural frequencies of the structure. Finite element formulation has been done by using principle of Hamilton. Natural frequencies and mode shapes are obtained for different taper ratios. The effect of taper ratio on mode shapes and natural frequencies are evaluated and compared. The variation of natural frequency at different speeds and different hub radius is shown in tables.There are two general types of vibration: forced and free. If we consider free vibration, there are no externally applied forces during vibration, but an external force may have caused an initial displacement or velocity in the system. In this thesis carry out free vibration system. Simple EBB theory is used for the helicopter blade that is modeled as a long, thin beam. Rotating tapered BBT beam results are not available in open literature, the examined beam geometry is modeled in the following FEM programmes ABAQUS, ANSYS and validation is made by using the results calculated by ABAQUS and ANSYS. After the validation of the analytical models, finite element method is applied to these models to get the element matrices, i.e. element stiffness and mass matrices. Based on the number of elements used in the structural modeling code, all the element matrices are assembled by considering the finite element rules to obtain the global matrices. The boundary conditions (are fixed at the root and free at the end) are applied to the global matrices to get the reduced matrices and the matrix systems of equations are obtained for the structural models. Modal analysis is used to solve the matrix equations and the results that are obtained by solving these matrix equations of motion are compared with the previously validated analytical ones to check the accuracy and the correctness of finite element formulation and a good congruence between the results is observed. 91

Helikopter rotorunu modellemek için kullanılan çoklu simülasyon araçlarının çoğu,pallerin kiriş modelini ve esnek olmayan rotor göbeğini kullanır. Pal ve göbek içindeki gerilme geri kazanımı daha sonra enine kesitsel veya sonlu elemanlar analiz araçları vasıtasıyla gerçekleştirilir. Bu çalışmada, bir helikopter ana rotorunun çok gövdeli modeli, palin ve rotor göbeğinin üç boyutlu esnek modelleri kullanılarak oluşturulmuştur. Askı ve ileri uçuş durumları için rotorun çok gövdeli simülasyonları gerçekleştirilmiştir. Çok gövdeli simülasyonun kapsamı, rotor mekanizmasının kinematik modellemesi, göbek ve palin esnek modellemesi, aerodinamik yüklerin uygulanması, dengeleme hesaplamaları ve esnek parçalarda dinamik gerilmelerin zaman geçmişini almak amacıyla zaman yanıtı analizinden oluşur. Rotor palinin esnek modellenmesinde, büyük deformasyon ve santrifüj sertleştirici geometrik doğrusal olmayan etkiler dahil edilmiştir. Most of the multibody simulation tools used for modeling helicopter rotor use beam models of the blade and the rigid rotor hub. Stress recovery in the blade and in the hub are then performed by means of cross-sectional analysis tools or finite element analysis tools. In this study, multibody model of a helicopter main rotor is established using three dimensional flexible models of the blade and the rotor hub, and multibody simulations of the rotor are performed for the hover and the forward flight load cases. The scope of the multibody simulation consists of kinematic modeling of the rotor mechanism, flexible modeling of the hub and the blade, implementation of aerodynamic loads, trim calculations, and time response analysis with the objective of getting time history of dynamic stresses in the flexible parts. The flexible modeling of the rotor blade consists of the implementation of large deformation and centrifugal stiffening geometric nonlinearities. 164

Dikine inen ve kalkan (DİK) ve sonrasında konvansiyonel uçaklar gibi uçabilen araçlar, ileride uygulama alanı bulması için önemli bir alandır. Bu tarz melez araçlar, döner kanatlı ve sabit kanatlı araçların sahip olduğu havada sabit durabilme, piste ihtiyaç duymadan iniş kalkış yapabilme, yüksek hız, uzun uçuş süresi ve geniş menzil üstünlüklerini bir araya getirmektedir. Bu tezde, bir konvansiyonel sabit kanatlı çatkılı, yatar rotorlu trikopter DİK İHA tasarlanmıştır. İtkisel ve aerodinamik tabanlı hareket denklemleri hesaplanarak aracın doğrusal olmayan matematiksel modeli oluşturulmuştur. İtki sisteminin dinamik modeli rüzgar tüneli deneyleri ile ortaya çıkarılmıştır. Sonrasında, bu doğrusaldışı model, kararlılık analizi ve doğrusal kontrolcü geliştirilmesi amacıyla, uygun trim noktalarında doğrusallaştırılmıştır. MATLAB/Simulink ortamında, geliştirilen doğrusal kontrolcülerle birlikte uçuş benzetimleri gerçekleştirilmiştir, sonuçları sunulmuştur. Vertical takeoff and landing (VTOL) vehicles that can fly like conventional airplanes after the takeoff, provide a promising area to find applications in the future. These hybrid vehicles combine the advantages of rotary-wing and fixed-wing aircraft configurations such as having capability of hovering flight, takeoff and landing without utilizing a runway, long range, high speed flight with reasonable endurance. In this study, a tilt-rotor tricopter VTOL UAV having a conventional fixed-wing airframe is designed. Nonlinear mathematical model of the vehicle is generated by calculating propulsive and aerodynamics-based equations of motion. For a better approximation, dynamic model of the propulsion system is obtained by performing wind tunnel experiments. Moreover, the nonlinear system is linearized at suitable trim conditions for stability analysis and to develop linear controllers. Flight simulations were performed with the developed linear controllers in MATLAB/Simulink. Simulation results have been reported and the results were discussed. 151

Günümüzde fiziksel büyüklüklerin ölçülebilmesi için pek çok sensör tasarımı yapılmıştır. Bunun yanında farklı sensörler, ilgili fiziksel büyüklüğün farklı özelliklerini kullanarak ölçümler yapabilmektedir. Bu işlem sırasında, sensörler tarafından kullanılan çevrim yöntemleri de farklılık göstermektedir. Diğer taraftan bazı sensörler ölçülmek istenen parametrenin değişimi üzerinden de ölçüm yapabilmektedir. Tüm bu gelişmeler bir parametrenin ölçülebilmesi için farklı sensörler kullanılmasının önünü açmıştır. Bunu sağlamak için de farklı sensörler üzerinden elde edilen verilerin işlenmesine yönelik algoritma tasarımları oluşmuştur. Hemen hemen her alanda kullanılan kombine sensör yapıları ve veri birleştirme algoritmaları, için çalışma alanlarından bir tanesi de havacılıktır. Hava aracının alt sistemlerinde de kullanılabilen bu yapılar genellikle hava aracının durumlarının kestirimi için tercih edilmektedir. Diğer taraftan uçuşun sürekliliğinin sağlanabilmesi için, özellikle alçak irtifa uçuşlarında yüksekliği uçuşun en önemli parametrelerinden biri haline getirmiştir. Bu nedenle yönelim, hız ve pozisyon gibi parametrelerin yanında, sensör füzyon algoritmalarının en çok kullanıldığı parametre yükseklik bilgisidir. Tezin ilk aşamasında böyle bir çalışmanın yapılabilmesi için literatürde bulunan altyapı ve diğer çalışmalar incelenecektir. Bu kapsamda havacılık sektöründe kullanılan Kalman Filtresi, yapay zeka, bulanık mantık gibi farklı yöntemler ve bu algoritmaların kaynak olarak kullandığı bazı sensörler kısaca tanımlanacaktır. Bunun yanında kendilerini kanıtlamış olan bu yöntemlerin çalışma prensipleri algoritma tasarımı yapılırken örnek teşkil edecek şekilde kullanılacaktır. Sonraki aşamada böyle bir çalışmanın yapılma amacı ve hedef noktası verilecektir.Bu çalışma kapsamında farklı sensörler üzerinden alınan verilerin işlenerek birleştirilmesine yönelik bir yöntem sunulacaktır. Sensör verilerinin birleştirilebilmesi için, öncelikle kullanılacak sensörlerin seçilmesi, tanımlanması ve modellenmesi gerekmektedir. Bu çalışma kapsamında seçilen sensörler GNSS, radar altimetre ve barometrik altimetre olacaktır. Bu kapsamda GNSS uydular üzerinden gönderilen sinyallerin işlenmesi ve her bir uyduya olan mesafenin kestirilerek mevcut pozisyonun elde edilmesi için kullanılmaktadır. Bu pozisyon kesitiriminin bir bileşeni, yapılan ek hesaplamalarla birlikte yükseklik bilgisidir. Yine bu kısımda GPS, GLONASS, Galileo gibi bazı küresel navigasyonel uydu sistemlerinin de tanımlamaları yapılacaktır. Bir diğer sensör olan radar altimetre ise yüzeye gönderilen radyo dalgalarının geri alınması ve gidiş geliş sürelerinin kullanılmasıyla ölçüm yapan bir sensördür. Bu sensör için de kullanım alanlarının ve veri doğruluğunu etkileyen değişkenlerin tanımlaması yapılacaktır. Son olarak barometrik altimetre vasıtasıyla uçuş ortamının statik basıncı ölçülecektir. Bu ölçüm ilgili atmosferik denklemlerin kullanılmasıyla yükseklik bilgisine çevrilecektir. Bu sensörlerin yanına ataletsel ölçüm birimi de eklenecek ve algoritmaya ivme ve açısal hız bilgilerinin girdisi sağlanacaktır. Ataletsel ölçüm birimi dolaylı olarak algoritma içerisindeki hesaplamalara katılacak ve genellikle filtreleme ve veri türetimi amacıyla kullanılacaktır. Tezin ilk kısmında bu sensörler tanımlanacak, çalışma prensipleri ve kullanım alanları verilecektir. Bunun ardından hata davranışları tanımlanacak ve sensör davranışları matematiksel olarak ifade edilecektir. Özellikle bu hata davranışlarının modelleri hem sensörlerin simülasyonlarının hazırlanmasında hem de ileride güvenilirlik oranlarının hesaplanmasında kullanılacak olmaları nedeniyle önem arz etmektedirler.Algoritma bünyesinde girdi olarak kullanılması planlanan sensör verilerinin modellenmesinin ardından algoritma tasarımına geçilecektir. Bu tasarım farklı kısımlardan oluşmaktadır. Sensörlerden gelen verilerin sıklıkları birbirlerinden farklı olabilmektedir. Bu farklılıkların giderilmesi ve sensörlerden alınan verilerin işlenmesiyle frekanslar algoritma çalışma frekansına taşınmalıdır. Bu istenirin sağlanabilmesi için ilerleyen kısımlarda ön filtreleme ve veri türetimi ismi ile iki adet yöntem önerilecektir. Düşük ve yüksek frakanslı veriler için hangi yöntemin tercih edilebileceğine dair yapılan bir çalışma da bu esnada paylaştırılacaktır. Bu esnada sistemin içinde bulunduğu durumlara göre her bir sensörün güvenilirlik derecesi kestirilecektir. Bu kestirimler hava aracının içinde bulunduğu durumlara bağlı, dinamik olarak oluşturulacaktır. Bahsedilen güvenilirlik oranlar 0 ile 1 arasında değer alacaktır. Sensörün etkilendiği her bir parametrenin uçuştaki değerine göre o parametreye ve sensöre özgü bir alt güvenilirlik oranı oluşturulacaktır. Bir sensörün ölçümünü etkileyen her bir parametreye göre hesaplanan alt güvenilirlik oranlarının çarpımı o sensörün dinamik güvenilirlik oranını verecektir. Dinamik güvenilirlik oranının yanında, ortam ve sensör özelliklerine göre bazı sensörler diğerlerine göre daha güvenilir bulunabilmektedir. Bu nedenle dinamik güvenilirlik oranları, statik güvenilirlik oranları olarak adlandırılabilecek, kullanıcı tarafından girilebilen katsayılarla çarpılabilir. Bir sonraki aşamada bu kestirimlere göre uygun durumlarda sensör verileri arasındaki ölçüm farklılıkları giderilecektir. Fark kapatma işlemi her bir sensör için o sensör için kestirilen güvenilirlik oranları ile yapılacaktır. Bahsedilen bu güvenilirlik oranları, referans veri ile sensör verisi arasındaki farkın kapanma hızının belirlenmesinde kullanılacaktır. Elde edilen işlenmiş verilerin ve güvenilirlik oranlarının kullanılmasıyla, sensör verileri ağırlıklandırılacak ve birleştirilmiş yükseklik bilgisi elde edilecektir. Bu noktada güvenilirlik oranı yüksek olan verinin çözümün oluşturulmasında daha büyük pay almasını sağlamaktır. Bunun yanında her bir sensörün düşük güvenilirliğe sahip olması durumunda gene de çözümün ortak ağırlıklandırma ile oluşması amaçlanmıştır. Elde edilen bu yükseklik bilgisi, IMU verisi üzerinden elde edilen yukarı yönlü ivme bilgisi kullanılarak filtrelenecektir. Bu aşamada, düşey eksen sönümleme döngüsü adı altında bir algoritma tanıtılacak ve bu yöntemin kullanılmasıyla elde edilen yükseklik bilgisi çıktı olarak verilecektir.Algoritma tasarımının yapılmasının ardından, algoritmanın doğruluğunun test edilmesi ihtiyacı ortaya çıkacaktır. Bu ihtiyacın giderilmesi için açık çevrim ile çalışan bir simülasyon ortamı oluşturulacaktır. Bu simülasyon ortamında uçuş mekaniği denklemleri ile referan veriler oluşturulacak ve sensörler için oluşturulan hata modellerinden geçirilerek algoritma girişine beslenecektir. Simülasyon yapısının kurulmasının ardından iki adet senaryo oluşturulacaktır. Bu senaryoların ilkinde, algoritmanın farklı uçuş koşullarına ve manevralara karşı işlevselliğini korunması test edilecektir. Bir sonraki senaryoda ise sensörlerde oluşabilecek hata ya da bağlantı kopukluğu sonrasında kullanımda kalan düzeltilmiş sensör verileri ile uçuşun devamlılığının sağlanabileceği kanıtlanacaktır. Yapılacak bu testler sonrasında elde edilen sonuçlar incelenecek ve tasarlanan algoritmanın doğruluğu irdelenecektir. Son olarak ek olarak yapılabilecek çalışmalardan bahsedilecek ve tezin daha da geliştirilebilmesi için bazı seçenek ve ek çalışmalar önerilecektir. Today, many sensors have been designed to measure physical quantities. In addition, different sensors can make measurements using different properties of the relevant physical parameter. During this process, the conversion methods used by the sensors also differ. Additionally, some sensors can be measured by changing the parameter to be measured. All these developments have led to the use of different sensors to measure a parameter. In order to achieve this, algorithm designs have been developed for processing data obtained from different sensors.One of the working fields for combined sensor structures and data combining algorithms used in almost every field is aviation. These structures, which can also be used in air vehicle sub-systems, are generally preferred for estimating aircraft conditions. In addition to parameters such as orientation, speed and position, the most commonly used parameter of sensor-fusion algorithms is altitude.In this study, a method for processing the data taken on different sensors will be presented. In order to combine sensor data, it is necessary to select, define and model the sensors to be used. The sensors selected in this study will be GNSS, RA and BA. Besides these sensors, IMU will be added and indirectly included in the calculations in the algorithm. In the first part of the thesis, sensors will be defined, working principles and application areas will be given. After that, error behaviors will be defined and expressed mathematically.After modeling the sensor data which will be used as input in the algorithm, design will be started. This design consists of different parts. Firstly, the sensor data received will be moved to the appropriate frequency by some recommended methods. In the meantime, the reliability of each sensor will be estimated according to the condition of the system. According to these estimations, the measurement differences between the sensor data will be eliminated. Using the resulting processed data and the reliability ratios, the sensor data were weighted and the combined altitude estimation was obtained. This estimation will be filtered and output using IMU data.After the design of the algorithm, its accuracy must be tested. For this, an open loop simulation will be created. Test scenarios will be created and harnessed to feed the generated simulation. The results will be examined and the accuracy of the designed algorithm will be examined. 105

Ses altı uçan hava araçlarının uçuş esnasında veya öncesinde kontrol yüzeyleri üzerinde oluşabilecek buz katmanı, uçuş performansını olumsuz etkilenmesine yol açmaktadır. Bu performans kaybı kuyruk ve kanat gibi kontrol yüzeylerinde kontrol kabiliyetinin azalması, tamamen kaybolması, ağırlık artışına neden olurken, motor girişleri gibi yerlerde oluştukları yerlerden koparak yapısal hasarlara da neden olarak uçuş emniyetinde önemli bir risk artışına sebebiyet vermektedir. Diğer yandan yakıt sarfiyatını artırdığından ticari olarak büyük boyutlarda maliyetlere neden olmaktadır. Havacılığın ilk yıllarından itibaren buzlanma oluşumu sürekli olarak araştırılan bir konu olmakla beraber günden güne geliştirilmektedir. Bu gelişim daha çok matematiksel modellerde ve bu modellerin neticesinde ortaya çıkartılan simülasyon programlarında yaşanmaktadır. İlk olarak buzlanma analiz metotları NASA himayesinde yapılmıştır. Ardından Fransa ve İngiltere'deki havacılık şirketleri arasındaki iş birlikleri ile uçuş test ve buzlanma simülasyon kodlarında alternatifler ortaya çıkartılmıştır. Hava aracı buzlanma simülasyon programlarının sertifikasyonu ve hava araçlarının uçabileceği buzlanma koşulları FAA ve EASA havacılık otoriteleri tarafından tanımlanmaktadır.Sertifikasyon gereksinimlerini karşılaması açısından uçuş testleri, rüzgar tüneli testleri ve sayısal çözüm gibi yöntemlerden faydalanılmaktadır. Sertifikasyon ihtiyaçlarının karşılamasının yanı sıra buzlanmayı önleyici, buzlanmayı giderici sistemlerin tasarımında uçak yüzeyinde buz kütlesi ve limit değerlerinin bilinmesine ihtiyaç duyulmaktadır.Uçak buzlanması çalışmalarındaki ortak tanımlamalara göre kırağı (rime) ve şeffaf (glaze) olmak üzere iki çeşit buzlanma türü vardır. Hava içindeki su damlacıklarının çok düşük sıcaklıktaki yüzey üzerinde hızlı şekilde birikmesiyle genellikle beyaz renkte olan kırağı buzlanması görülmektedir. Kırılgan olduğundan oluştuğu yüzeyden uzaklaştırılması kolaydır. Şeffaf buz ise donma sıcaklığının yakınlarında çarpan su damlacıklarının bir kısmının donmasıyla ortaya çıkmaktadır. Oldukça sert yapısı ve düzgün olmayan şekilleri nedeniyle hava araçları üzerinde en fazla olumsuzluğa neden olan buz oluşum türüdür. Buz oluşumunu etkileyen en önemli parametreler sıcaklık $T_{/infty}$, damlacık boyutu $d_{p}$, serbest akış hava hızı $V_{/infty}$, damlacıkların birim hava hacmi içinde bulunma miktarı $LWC$ ve yerel ve genel çarpma verimi $/beta$'dır. Çarpma verimi diğer parametrelerden farklı olarak buzlanmanın oluşacağı geometri (veter uzunluğu, silindir çapı) boyutuna bağlı olarak direkt $/beta$'yı etkilemektedir. Geometri boyutu büyüdükçe çarpma verimi $/beta$ düşmekte ve daha az buz katmanı oluşumu görülmektedir. Buzlanma kaynaklı kazaların daha çok küçük uçakların yüzeylerinde yaşanmasının temel sebeplerinden biri bu boyut etkisi açıklamaktadır.Hava araçlarındaki buzlanma probleminin çözümü için yapılan çalışmalarda olduğu gibi bu çalışmada da kanat, kuyruk ve silindir geometrileri üzerinde buzlanma simülasyonu yapacak olan bilgisayar programı geliştirme amaçlanmıştır. Çalışma sırasında Fortran, Techplot ve GetGraph Digitizer yazılımları kullanılmıştır. Buzlanma simülasyon programı FORTRAN programlama dilinde yazılmış olup alınan sonuçlar literatürdeki sonuçların GetGraph Digitizer programı yardımıyla Techplot programında aynı anda grafik üzerinde karşılaştırılmıştır. Buzlanma simülasyon bilgisayar programı panel yöntemi ile akış alanı çözümü, Lagrange yaklaşımı ile damlacık yörünge ve birikme etkinliği hesaplamaları, termodinamik analiz ve genişletilmiş Messinger Modeli ile buz birikim hesabı olmak üzere dört ana kısımdan oluşmaktadır. Mevcut çalışmadaki buz oluşum şekilleri ve miktarları, birikme etkinliği ve ısı transferi katsayı sonuçları kanat, kuyruk ve silindir yapılarındaki referans veriler ile büyük oranda uyum göstermektedir. Runback ve çok adımlı çözüm yaklaşımlarıyla fiziksel açıdan daha gerçekçi bir sonuç elde edilmesi amaçlanmıştır. Durma noktasının üst bölgesinde serbest hava akışının damlacıklar üzerine uyguladığı kayma gerilimi nedeniyle damlacıklar komşu kontrol hacmine geçiş yapabilmektedir ve bu durum runback olarak ifade edilmektedir. Özellikle çok uzun buzlanma sürelerinde zamanla oluşan buzun akış alanı üzerindeki etkisinin azımsanmayacak bir seviyede olduğu görülmüş olup, buzlanma parametrelerine göre zaman ve buz kalınlığı artış kriterleri tanımlanıp uygun adım sayısının belirlenmesi yoluna gidilmiştir. Hava araçlarında buzlanma konusunda Türkçe olarak yapılan ilk çalışmalardan biri olması nedeniyle havacılık ile ilgili terim ve tanımlamaların Türkçe'ye çevirisinde Uçak Mühendisleri Terimleri Sözlüğü [17] kaynak olarak kullanılmıştır. Ice accumulation on aircraft structures is vital safety concern that may cause to a dangerous situation. It is necessary to prevent critical aircraft surfaces such as wings and control surfaces. The icing causes the failure of the pressure and speed measurement devices and consequently make difficulties for flight control. During landing, the icing on the pilot window along with possible failures in the landing gears may cause major catastrophes. Ice particles formed as a result of icing can cause serious mechanical damage to the aircraft when they are detached from the plane surface and collide with the body or aircraft tail or sometimes with internal parts such as compressor blades.The droplets which cause the aircraft icing can stay in liquid water form even while the ambient temperature is far beneath solidifying, when they are stuck by the aircraft during the flight. Droplets in the clouds may solidify quickly and structure rime ice on solid wing-circle surfaces or run downstream and solidify some part of incoming droplets which shaping glaze icing type.The sum and rate of icing rely upon various parameters. Of essential significance are the measure of LWC of droplets, size, the temperature of impingement surfaces, the collection efficiency, and the diameter of droplets. Icing risk levels are classified as trace, light, moderate and severe which relies upon the sort of clouds, the kind of aircraft. The appropriation of potential aircarft icing zones is for the most part a component of cloud structure and temperature, which thus differ with level of flight, area and season.Strati-form and cumuli-form clouds present icing conditions. Ice accumulation may likewise originates from solidifying shower simply close to the cloud base where the droplets are expansive. A few kinds of precipitation cause critical icing conditions while others may show the nearness of critical icing in the region. Solidifying precipitation in front of warm fronts present a severe icing for airplane flying close to the highest point of the virus air mass underneath a profound layer of warm air. This is on the grounds that downpour drops are a lot bigger than standard mists beads and may prompt high fluid water content. Icing may likewise originates from solidifying sprinkle simply close to the cloud base where the droplets are large.Numerous test have been executed and numerical codes have been developed to explore ice gradual addition on aircraft. By and by, more work is embraced to comprehend the physical part of icing and to configuration better ice assurance frameworks. In the meantime, because of some ongoing icing related accidents and advances in cloud material science instrumentation, numerous exchanges are presently focused on the flow FAA criteria in FAR 25 which depend on research flights attempted 50 years back. The principle objective is the re-assessment of the old information and the impediment of FAA icing envelopes, especially for SLD that surpass the greatest measurement in the FAR 25 criteria. The present report gives a complete review of the best in class in the region related with aircraft in-flight icing including the circumstances and logical results just as icing forecast models. It likewise gives a reference handbook which can be utilized by specialists and analysts as a guide in the improvement of hypothetical and exploratory models to simulate and prevent hazardous icing regions.Ice accumulation is characterized as that condition where water droplets solidify on aircraft, motors, propellers or rotors and structure measure of ice which bother the free air flow. As indicated by the Federal Aviation Administration (FAA) icing is characterized as the condition where we have obvious stuck and temperature of the surface underneath solidifying. The icing on aircraft surfaces, for example, wings, tail, elevator, rudder and motor admissions,occurs when the aircraft passes in a cloud group where the temperature is at, or underneath the point of solidification and hits water droplets on these critical components. The rate of heat transfer from the flying aircraft surfaces is with the end goal that a few or the majority of the water droplets are solidified before they can keep running back along the surface. The droplets solidify upon effect by shaping new surface geometry of rime ice accumulation, if all the impinging water freeze, or glaze ice accumulation if just a small amount of the water droplets solidify while the rest of back along the surface or along existing ice and stop downstream. The sum and the state of ice gathered depend for the most part on LWC, temperature, velocity, droplet diameter.To see how icing in flight happens, it is essentially to comprehend the component and the organization of cloud, and the attributes of water vapor. Indeed, in spite of the fact that water vapor is discovered just in the lower dimensions of the climate it is considered as the most imperative gas from the angle of climate since it can change into water droplets (fluid) or ice precious stones (strong) under various air state of temperature and weight and turns into a genuine perils for air vehicles. There exists two kinds of clouds where air vehicle icing can happen: (i) strati-form clouds and (ii) cumuli-form clouds. Strati-form clouds structure in flat layers. Icing conditions are less serious than in cumuli-form mists, be that as it may, presentation to the icing can be delayed because of the extraordinary flat broaden. Icing in the strati-form clouds is light to direct with most extreme in the upper layer. The most much of the time icing in strati-form clouds is rime ice. In cumuli-form clouds air contains an extraordinary amounts of water droplets. The vertical disturbance may bolster super-cooled extensive droplets which may frame a glaze ice on the uncovered surface of an aircraft and become an important risk in a brief time interval.There exists essentially two distinct kinds of ice accumulation which structure on aircraft while passing through clouds, containing super-cooled droplets. Icing is categorized to as rime and glaze ice. Rime type icing can be defined as dry (no liquid water include), white color ice store which for the most part happens at low free flow velocity, low temperature and low LWC. It is described by the prompt solidifying of the approaching super-cooled water droplets when they hit the outside of the body catching in the air flow. As a result, the state of the surface is modified creating execution penalties because of the decreasing in the aerodynamic performance and to the additional weight which presents an unbalance of the air vehicle segments at the flight conditions. Glaze icing is a wet development ice framed at a temperature around 0ºC and a high LWC. It has an glaze appearance and a thickness closer to that of the cloud water demonstrating the wet idea of this icing type. It happens when just a small amount of the water droplets solidifies upon effect while the rest of keep running back along the surface or along and solidify downstream.The sum and rate of icing rely upon various meteorological and aerodynamic conditions, for example, fluid water content, temperature, droplet distance across, and collection efficiency. Liquid water content (LWC) is characterized as the sum or all out mass of water contained in a given unit volume of cloud. Units of LWC are typically given as grams of water per cubic meter of air. From the diverse parameters influencing icing on aircraft, the fluid water content is considered as the most essential. At the point when LWC is high, at that point there is an extraordinary capability of icing. The variety of LWC depends for the most part on the temperature. LWC diminishes with precipitation since accessible water droplets are cleared out, or when there is dissipation as on account of dry air blending with cloud. The fluid water content of cloud as a rule increments with tallness for temperatures not far beneath softening, yet diminishes when temperatures are well underneath melting because of the high measure of ice precious stones. The temperature has an incredible consequences for the portion of water that solidifies on effect, subsequently it will affect the sort of ice which will gather. At the point when surface temperature isn't a long way from solidifying and droplets are extensive, at that point just a little part of the affecting droplets will freeze, while the rest of stop downstream. Ice shapes will likewise change contingent upon the time the aircraft is presented to icing. Droplets present in the environment have diverse widths. In icing simulations, it is used for the most part utilize the medium volume droplet measurement (MVD) defined as the distance across separating the all out water volume into equal parts, where a large portion of the volume is in bigger droplets and a large portion of the volume in littler droplets. Substantial droplets are bound to sway on the airfoil while little droplets are passed. Along these lines, ice may shaped past ice security frameworks. Since large droplets have higher inertial power and negligible terminal velocity contrasted with little droplets, they encroach straightforwardly on the airfoil while the little droplets are diverted. The droplet measure impacts the rate of icing through the expansion of collection efficiency and the difference in the upper and lower impingement limits which move further downstream. Collection efficiency is characterized as the proportion of the mass of droplets impinging on the solid surface. The icing rate and freezing fraction depend to a much degree upon the accretion efficiency of the air vehicle surface. This parameter is critical since it is expected to quantify the rate of super-cooled water droplet impingement, in $kg/hour/meter$ of range, for an airfoil geometry and cylinder. Velocity affects the ice shapes and at the point for the condition, higher velocity prevent the water droplets get a sufficient opportunity to miss from the solid surface. As an outcome, higher collection efficiency will be created. The ice forming on the solid surface will be more noteworthy than the situation where the velocity is low. Also, the speed affects the icing type. High speed generally leans on more forming glaze icing than rime icing.The primary goal of ice recreation is the estimation of the impingement of the droplets on the aircraft component profiles which decides the droplet impingement districts just as the mass of fluid on the body surface and, all the more especially, the digression or farthest point directions used to decide get dispersion or the worldwide and nearby accumulation effectiveness. There are four principle parts in an icing recreation, I) flow field estimation around profile , ii) water droplet directions in flow field, iii) thermodynamic examination, and iv) ice accumulation model. The computational strategy is an multi step procedure with a period venturing methodology where progressive slight ice layers are accumulated superficially and pursued by flow field and droplet impingement recalculations. The flow field estimation gives the velocity field at the around airfoil surfaces just as anytime in the field far from the surface. The droplet directions are dictated by explaining the condition of movement to acquire the whole way for every droplet moving in the flow field and hitting or passing the solid surface. When the direction ways are referred to, the droplet impingement confines just as the worldwide and neighborhood gathering efficiencies can be determined utilizing an effective output methodology of the frontal surface of the solid surface profile. The computation of the water transition impinging on passing on each surface panel the solid surface can be performed, at that point the ice growth is determined and the geometry is updated characterizing the ice shape out of the between time intervals. The system is then performed at the next time to modify the nodes of panel.To calculate the velocity field around the profiles, the flow-field calculation with potential theory is used for the goal that the droplet trajectory equations can be solved. In some simulation computer programs, utilized Navier-Stokes estimations to get flow-field calculations, more accurate than potential flow theory but also slower. This is because of the utilization of exact models to comprehend vitality balance and to the restricted comprehension of surface harshness with ice. As a result, it is progressively helpful to utilize a basic model, for example, Hess Smith panel method, to ascertain the flow-field velocity and afterward perform droplet directions. On account of multi-element airfoils, an augmentation of the Hess and Smith panel method to single element has been created.The droplets are released far away from the airfoil or cylinder and path way of them is calculated with equations of motion in two dimension until impact on the solid surface or achieving a specific location. In two dimensional Cartesian coordinates, only drag, buoyancy and gravitational forces acts on the droplet passing in flow field. At any integration calculation term, the local velocity needed to solve the droplet equation of motion is obtained from the flow field solution while the integration is continued following droplets until they contact with the solid obstacle or pass downstream of it. The droplet trajectory equation represents a second order differential equation which can be solved using classical difference methods. The drag force is determined using steady-state drag coefficient for a perfect sphere which is a function of Reynolds number. In the Lagrangian method, the trajectory of every droplet is figured dependent on a force balance. A water droplet is viewed as perfect circle that don't influence the flow field however except for aerodynamic drag.Besides, the gravity force can be overlooked for little droplet breadths. The water droplets are `discharged` at an adequately far off position from the body with the goal that the wind current isn't influenced. The direction conditions are comprehended until it blocks the surface. As far as possible are figured by an iterative procedure. For as far as possible, a direction hitting the body and the following one above which does not hit the surface are picked. A direction lying somewhere between these two is processed. On the off chance that it misses the body, it is considered as the new direction which hits the surface. On the off chance that it encroaches the body it is the new hitting direction. This system is rehashed until the hole of the underlying position of the two droplets is littler then a predetermined value. In this study, it is accepted that the water droplets don't influence the flow field and the water unknowns are calculated freely. Lagrangian methods are increasingly proper for basic two-dimensional geometries, since it is computationally practical for such icing problems on aircraft.The subsequent stage is to play out a thermodynamic investigation on the outside of the surface. The model depends on mass and energy conservation law of thermodynamics in a control volume superficially. In the view of the energy balance and the mass transition, the part of the solidifying water droplets on each control volume can be resolved. The methodology is rehashed for the adjoining control volumes and proceeded with the whole surface. The conservation of mass can be considered the mass flow rate of the incoming and out-coming water flow in the control volume. The energy equalization can be considered the convective heat losses, the friction heat , the enthalpy related with the incoming and out-coming mass at the control volume, the enthalpy related with dissipation or runback to next control volumes, and lastly the interior energy, determined in connection to a given reference state contingent upon the kind of surface included. The model created depends on studied by Extended Messinger Model in two dimension.The current examination intends to build up a computational computer program for icing recreations on single element wing, tail profiles, control surfaces and cylinders. Fortran language was used to be written the computer program simulation. In the first part of the computer program, flow-field calculation with Hess Smith panel method is executed. Then, droplet trajectory and collection efficiency according to Lagrangian approach is derived in the second part by using flow field velocity calculation outputs of the first module. At the thermodynamic calculation, heat transfer coefficient estimations are examined. Surface tangential velocity distribution calculated in the first module is integral boundary layer calculations for the laminar and turbulence flow regimes. Ice accumulation demonstrates with one dimensional and two dimensional dimensional Extended Messinger Model. Icing examinations on single element wing/tail and cylinders geometries are performed with the created computer program. The outcomes are approved with exploratory and numerical information accessible in writing. Flow field, ice shape expectations, droplet collection efficiency and heat transfer coefficient results got in the present examination are generally in acceptable error tolerance concurrence with reference results for airfoil and cylinder cases. Be that as it may, the ice shape results for glaze icing conditions, current methodologies and suppositions include some shortcoming when ice shape and impingement locations are considered. So as to get increasingly exact ice shapes framed while glaze icing conditions, it is recommended the exactness of the thermodynamic examination by including micro-physical impact, droplet geometry and droplet impact angle. 165

Havacılık endüstrisinde balpeteği yapılar, sağladıkları yüksek basma mukavemeti ile sandviç kompozitlerde dolgu malzemesi olarak sıklıkla kullanılmaktadır. Fakat bu yapılar, beklenilen yüksek mukavemete karşın açık hücreli olmaları nedeni ile nem tutma, su biriktirme ve yük altında dolgu malzemesinin yüzey malzemesinden ayrılması gibi bazı dezavantajlara sahiptir. Balpeteği yapıların bahsedilen dezavantajlarını ortadan kaldırmak için polimer köpükler, özellikle de sağladığı üretim kolaylığı ve mukavemeti ile poliüretan köpükler, son yıllarda yoğun bir ilgi görmeye başlamıştır. Bu kapsamda gerek yüzey malzemesi ile dolgu arasındaki yapışma kalitesinin artırılması, gerek kapalı hücreli poliüretan köpüklerin nem tutma oranının az olması sandviç kompozitlerin kullanım ömrünü uzatmış ve araştırmacıları bu alanda çalışmaya teşvik etmiştir. Poliüretan köpükler (PU) endüstriyel ölçekte üretimleri kolayca yapılabilen düşük yoğunluk, yüksek termal özelliklere sahip polimer bir köpüktür. Yapı ve ulaşım sektöründe sıklıkla kullanılırken bir çok yapısal uygulamaları da mevcuttur. Yapısal bir elemanda kullanılması planlanan bu kompozitler için poliüretan dolgu malzemesinin mekanik özelliklerinin iyileştirilmesi hedeflenmiştir. Düşük yoğunluğa sahip köpüklerin mekanik ve termal özelliklerini ağırlık artışı olmadan geliştirmek amacı ile literatürde bir çok çalışma yapılmaktadır. Bu kapsamda çok düşük yoğunluklara ve parça boyutlarına sahip nanoparçacıklar köpük matris içerisine eklenerek ağırlık artışı olmadan köpük özelliklerinin geliştirilmesi hedeflenmektedir. Literatür araştırmalarında görüldüğü üzere PU köpüklerin mekanik özelliklerini artırmak adına karbon nanotüpler (KNT), nanosilikalar (nSi), nanokiller vb. bir çok nanoparçacık kullanılmaktadır. Poliüretan köpüklerin özelliklerini geliştirebilmek için bu çalışmada, yüksek mukavemeti ve düzgün yük transferi sağlaması sebebi ile çok duvarlı karbon nanotüp (KNT) güçlendirici katkı malzemesi olarak seçilmiş ve %0.05, %0.1 gibi farklı oranlarda sisteme eklenmiştir. Karbon nanotüplerin homojen dispersiyonu için hem poliol hem de polimerik diizosiyanat bileşenleri ile çalışılmıştır. Dispersiyonlar homojenizatör ve sonikatör ile farklı güçlerde ve sürelerde yapılmıştır. KNT dahil edilmiş bileşen hazırlandıktan sonra PU köpüğün diğer bileşeni karışıma eklenerek mekanik karıştırıcı ile PU köpük üretilmiştir. Köpüklerin morfolojileri buna bağlı olarak da mukavemetleri her bir katkı durumu ve proses parametresi için incelenmiştir. KNT ile güçlendirilmiş PU köpükler (KNT/PU) daha sıkı paketlenmiş, hücreleri küçülmüş ve sonuç olarak hücre yoğunluğu artmıştır. Ek olarak, KNT/PU köpüklerin hücre duvar kalınlıklarının arttığı görülmüştür. PU köpüklerde yük taşıyıcı mekanizmalar hücre kenarları ve yüzeyi olduğu için KNT katkısı ile gelen hücre duvar kalınlıklarındaki bu artış daha iyi mekanik özellikler elde etmek için umut vaat edici olmuştur. %0.1 KNT/PU köpüklerin basma testleri sonucu özgül mukavemetin saf köpüğe kıyasla yaklaşık %13 artış gösterdiği görülmüştür. Bu gelişme sandviç kompozitlerin eğilme mukavemetine dolgu malzemesi için %30 kesme mukavemeti olarak yansımıştır. Ek olarak, polimer köpüklerin yüksek hızlı darbe altındaki hasarlarını minimuma indirmek ve katastrofik kırılmaları önlemek için yenilikçi bir yaklaşım ile Newtonsal olmayan akışkanların kayma kalınlaşması özelliklerinden köpük içerisinde yararlanılması düşünülmüştür. Şimdiye kadar, birçok araştırmacı Newtonsal olmayan akışkanlar ve kayma kalınlaşması ile Kevlar kompozitlerin zırh, kask gibi koruyucu malzemeler olarak kullanımı üzerine çalışmıştır. Kayma kalınlaşması yüksek derişimli bir çözeltinin içerisindeki nanoparçacıkların hidrodinamik kuvvetler ile etkileşimi sonucu kümelenmesi veya düzenlerinin bozulması sonucu viskozitenin belirli bir kayma gerilmesinden sonra ani artışı olarak tanımlanmaktadır. Bahsedilen kayma kalınlaştırıcı sıvıların (STF) yapı içerisine emdirilmesi ile yüksek hızlı darbeyle gelen şok dalgasını sönümlemesi savunma sanayii uygulamaları için umut vaat etmektedir. STF üretimleri silika nanopartiküllerin kütlece %24, 33, 40 ve 43 oranlarında etilen glikol (EG) içerisine kademeli olarak eklenmesi ile elde edilmiştir. Gerçekleştirilen reoloji testleri sonucu, kayma kalınlaştırıcı sıvıların 20s-1 kesme hızına kadar viskozitesinde bir düşüş olduğu, bu kesme hızından sonra ise yapının başlangıç viskozitesinin yaklaşık üç katına yükseldiği görülmüştür. Bu da yüksek hızlı bir darbe esnasında STF yapısının ani viskozite artışı ile sertleşmesi ve gelen enerjiyi sönümlemesi için yeterli bulunmuştur. STF/PU köpükler kütlece %1 ve 2 katkı oranlarında üretilmiş, morfolojik ve mekanik özellikleri karakterize edilmiştir. Kütlece %1 STF-40 katkılı köpüğün özgül basma mukavemeti saf köpüğe kıyasla %28 gelişme göstermiştir. Bu da STF yapısındaki silika nanopartiküllerin yapıya kazandırdığı tokluk olarak yorumlamıştır. Saf ve STF/PU köpükler ASTM-D7766 standardına uygun olarak ağırlık düşürme deneyleri altında test edilmiş, sandviç kompozitlerin sönümlediği enerjiler karşılaştırılmıştır. In foam cored sandwich composites, it is crucial to link micromechanical characteristics of foams with their properties to identify synergetic effects of adding nanomaterials such as CNTs. Even though, honeycombs are conventionally used in aerospace industry with their high strength-to-weight ratio, the risks of debonding and moisture absorption are inevitable within their open cell structure behaving as potential water ingress in cavities. Hence, honeycomb core sandwich composites are not durable and advantageous enough to attract engineers for further applications. Closed cell rigid polymer foams receive an increasing interest in both scientific and industrial communities since they promise to generate new class of materials with light-weight, stiffness and multifunctionality minimizing water accumulation and debonding. Among all structural solid polymer foams, polyurethane (PU) foams are distinguished with their ease-of-manufacture, accessibility, moderate price and, intrinsic properties. Besides, the opportunity of PU foams to be tailored easily by nanomaterials as well as adding multifunctionality to the system make them good candidates for various applications. In this study, first, the effects of carbon nanotube (CNT) dispersion and distribution on cell morphology and foamability of rigid PU foams, which is directly related to microstructure and mechanical performance of overall structures are investigated. Raw and functional CNTs are added to rigid polyurethane foams up to 0.2 wt.% and their compressive strengths are tested. The results show that dispersion media such as PMDI with low viscosity performs a better CNT dispersion and results into an enhancement of 13% in compressive strength compared to neat PU foams. This enhancement in CNT-reinforced PU foams bring an advantage to sandwich with a 30% increase in both core shear and face ultimate strength. Hence, core shear is the common failure mechanism for all sandwich composites. Besides, polymer foams attract a great attention as a core for sandwich composites within its potential to absorb impact energies compared to traditional honeycombs tested and presented in literature. Cellular structure of polymer foam cores with their compressible characteristics up to high strain rates is seen through squeezing of cells initially and followed by a crush under load with a higher energy absorption capability. Herein, a novel approach is implemented with shear thickening fluids (STFs) added into closed cell rigid polymer foams to investigate their synergetic effect on the impact performance of sandwich composites. Within this implementation, any catastrophic failure of sandwich composite under impact is expected to be prevented by rapid toughening mechanism of STF inside the structure that absorbs received energy. STFs are highly concentrated colloidal suspensions of solid particles in an inert carrier fluid and are prepared by adding silica nanoparticles gradually into ethylene glycol (EG) with different loading fractions of 24, 33, 40 and 43 wt.%. It is deduced from rheological analysis that STF has a shear thinning behavior until 20s-1 while the behavior turns into a rapid thickening after that critical shear rate. In shear thinning, particles are oriented in the direction of flow so they can slide over each other easier yielding to a decrease in viscosity. However, at higher shear rates, particles in the suspension tend to agglomerate within the increased hydrodynamic interactions and suspension viscosity increased sharply. It is found that the viscosity of STF-40 is tripled compared to its initial viscosity under shear stress. STF/PU foams are prepared by adding 1 and 2 wt.% STF into polyol component of the foam and the blend is then mixed with the other component, PMDI. Compression tests show that STF/PU foams have higher specific compressive strength since the density is reduced significantly. Hence, a higher specific strength is provided by a lighter core. Neat and STF integrated PU foams are subjected to drop-weight impact tests. Considering the different absorbed energy levels, this study reveals the importance of foam core presence in sandwich composites. 87

Kuş çarpmasının havacılık alanındaki tanımını yapılacak olursa; uçuş esnasında, kalkışta veya inişte, bir hava aracı ile bir kuş arasında gerçekleşen çarpışma olayı olarak ifade edilebilir. Kuş çarpması olayları, uçuş güvenliğini önemli derecede etkilemekle birlikte hava araçları için büyük bir tehdit oluşturmaktadırlar. Havacılık dünyasında gerçekleşen kuş çarpması olaylarında, önemli ölçüde kayıplar yaşanmaktadır. Geçmiş istatistiki veriler incelendiğinde; kuş çarpması olayları, yıldan yıla artış göstermektedir. Bu durumun yaşanması küreselleşme ile birlikte yıldan yıla artan uçuş sayısı, kuş popülasyonlarının dünya üzerindeki yayılma etkisi ve sürülerin göç durumu ile açıklanabilir. Tüm kuş çarpması vakaları incelendiğinde; çoğunlukla hava araçlarının kalkış ve inişleri sırasında, ya da düşük irtifadaki uçuşları sırasında meydana geldiği görülmektedir. Az sayıda da olsa, yüksek irtifalarda (6000-9000 m arası) kaydedilen kuş çarpması kazaları da bulunmaktadır. FAA'in 2005'te vahşi yaşam yönetimi konusunda hazırladığı rapora bakıldığında, kazaların %8'den azı 900 metrenin üzerinde gerçekleşmiştir. Kazaların %61'i ise 30 metreden düşük irtifalarda meydana gelmiştir. Uçağa çarpma kuvveti; çarpan nesnenin ağırlığına, hız farklarına ve çarpışmanın yönüne bağlı olmaktadır. Çarpma enerjisi, hız farkının karesi ile doğru orantılı olarak arttığından; küçük bir kuşun düşük hızda, bir araba ön canıma çarpması durumunda daha düşük bir zarar meydana gelecektir. Yüksek hızlı çarpışmalar önemli derecede maddi zarara yol açmakla birlikte ölümcül kazalara da sebebiyet vermektedirler. Ancak, FAA'e göre, kuş çarpmalarının sadece %15'i uçakta maddi hasara sebep olmaktadır. Son yıllarda (1990 ile 2009 arasında) gerçekleşen, hava araçları adına kayıtlı bulunan 99.420 kuş çarpması kazasının yaklaşık binde 5'i helikopterlere aittir ve helikopter kazalarının yaklaşık yüzde 50'si maddi zararla sonuçlanmıştır. Toplam kuş çarpması kazalarına bakıldığında, maddi hasarlı kazaların yüzde 4'ü, yaralanmalı kuş çarpması kazalarının ise yüzde 17'si helikopterlere aittir. İstatistiki verilere göre; bu projede incelenecek olan helikopterlerin kanopi bölgesine kuş çarpması; helikopter parçalarına kuş çarpması yüzdesi olarak en üst basamakta bulunmaktadır. Sertifikasyon amacıyla gerçekleştirilen deneylerde, çarpan ve çarptırılan cisimlerin çeşitliliği maliyetlerin yüksek olmasına sebep olmaktadır. Gerçekleştirilen bu deneylerde mevcut parametrelerin çokluğu, kuş çarpması kazasının test ortamında yapılmasını zorlaştırmaktadır. Bu koşullar düşünüldüğünde, kuş çarpması problemini bilgisayar ortamında gerçekleştirerek maliyet yükünden kurtulmayla birlikte, deneylerde kullanılan kuşların varlıklarını sürdürebilmesine olanak sağlanacaktır. Modelleme imkanlarını geliştirmek ve sayısal yöntemlerle doğrulama yapmak, zaman ve para kaybını ciddi anlamda önlemektedir. Çarpma etkisi altında uçak yapılarının nasıl tepki vereceğini tahmin edebilmek için, doğru şekilde bir kuş modeli oluşturulması gerekmektedir. Az sayıda deney yapılmış olmasıyla birlikte, kuş modelleri genelde son 30 yıldaki test verilerine göre geliştirilmektedir. Kuş modellemede kullanılan yöntemler, Lagrangian kuş modeli, ALE kuş modeli, ve SPH modeli olarak sıralanabilir. Birçok çalışma incelenerek elde edilen sonuçlarda, 1970'lerde basit simülasyon modellerinin kullanıldığı, ardından çarpan cismin Lagrangian ile modellendiği, sonraki zamanlarda ise, Lagrangian modelde çözüm ağı bozulmalarının fazla olmasından dolayı Eulerian ve SPH yöntemlerinin daha çok öne çıktığı ifade edilmiştir. Ayrıca, bu yöntemlerden hepsinin aslında dezavantajları olduğu, ancak farklı problemler için farklı yöntemlerin kullanılabileceği de sonuçlar içerisindedir. Bir diğer sonuç ise; oda sıcaklığında su ve hava karışımı özellikleri kullanılarak, çarpan cisim için SPH metodunun durum denklemi ile birlikte kullanımının ön plana çıkmasıdır. Bu sonuçlar doğrultusunda; model oluşturulurken, kuş karakterlerini en iyi yansıtan yöntem olan SPH metodunun kullanılması uygun görülmüştür. Kuş çarpması analizlerinde; ana problemler, şeklin seçimi ile başlar, malzeme özellikleri ve kuş modellemede kullanılacak olan simülasyon yaklaşımı ile devam eder. Katı kuş modeli oluşturmada, yaygın teknik olarak silindir, küre yada yarım küre uçlu silindir şekilleri kullanılır. Bu geometriler içinden, kuş geometrisine en yakın olan yarım küre uçlu silindir geometrisi, projede çarpan cisim olarak seçilmiştir. Malzeme özellikleri ise genel olarak suyun özelliklerine benzer olarak seçilmiş ve sıfır boşluk oranı kullanılmıştır. Yapılan kuş çarpması analizindeki asıl amaç, 2 farklı kanopi geometrisinin farklı bölgelerine farklı hızlarla yapılan çarpma analizlerinin nihayetinde elde edilecek sonuçların birbirleriyle karşılaştırılmasıdır. Havacılık sektöründe faal durumda bulunan Gazelle SA341 ve AS365 Dauphin helikopterlerinin kanopisinin modellemesi gerçekleştirilmiştir. LS-DYNA çözücüsünde; yarım küre uçlu silindir şeklinde oluşturulan ve SPH metodu ile modellenen kuş modelinin, oluşturulan iki farklı kanopi modelinin kritik olduğu düşünülen orta, üst ve köşe bölgelerine, 3 farklı hızla çarpma analizleri gerçekleştirilmiştir. Bu analizlerin sonucunda; kanopi geometrileri üzerinde oluşan deplasman değerleri ile von Mises gerilmeleri, ve kuş geometrisi ile kanopilerin enerji değişimleri elde edilmiş ve sonuçlar karşılaştırılmıştır. Farklı kanopi geometrilerinin benzer noktalarına aynı hız ile yapılan çarpma analizleri sonucunda, geometri etkisiyle farklı sonuçlar ortaya çıkmış, bombeli yapılara nazaran düzlemsel yapıdaki kanopilerin kuş çarpmasına daha az dayanıklı olduğu sonucuna varılmıştır. Aynı kanopinin farklı noktalarına yapılan çarpma analizleri sonucunda ise çoğunlukla ankastre bağlı kenarlara yaklaştıkça, oluşan maksimum deplasman değerlerinin azaldığı gözlenmiştir. Bir kanopinin aynı bölgesine farklı hızlarla gönderilen kuşun çarpması sonucunda ise, artan enerjinin sonucu olarak; hız arttıkça oluşan maksimum deplasmanlar artmış ve maksimum von Mises gerilmeleri daha fazla çıkmıştır. Çarpma anında yüksek kinetik enerjiye sahip kuş modeli ise, çarpmadan sonra enerjisini kanopiye aktararak kanopinin kinetik ve iç enerjisinin zamanla artmasına sebep olmaktadır. Kaybedilen bu enerjinin çoğunu kanopi modeli iç enerji olarak almaktadır. Kuş geometrisinin iç enerjisi ise, diğer enerjilere nazaran az da olsa sürekli bir artış göstermektedir. Genel duruma bakıldığında ise, polikarbonat malzemesinin sünek özelliğinden (düşük kırılma gerinimi ve düşük elastisite modülü) dolayı, yüksek deplasmanlar elde edilmiş ancak verilen hızlarda kırılma olayı gerçekleşmemiştir. Daha yüksek hızlarda çarpma analizi yapılması durumunda kırılmanın gerçekleşeceği öngörülmektedir. In aviation field; the definition of the bird strike can be expressed as a collision between any air vehicle and a bird while take off, descending or cruise flight. Bird strike incidents are a big threat to the air vehicles and have a significant effect to the flight safety. These strikes also lead to the rejected take off situations. Heavy losses occur on the bird strike incidents. In the last 20 years; there are 200 loss of lives during 18 big bird strike accidents. In addition, the annual cost of these bird strike events are 1.5 billion dollars for the whole aviation sector. According to the statistics of the past informations; bird strike occurences are increasing year by year, although the resistance of the structure of air vehicles to the strike is increasing while designing an aircraft. The main reasons of this contradiction can be explained as the increasing flight numbers year by year with the globalizing world, propagation of bird popoulations over the world and immigraton of flocks of birds. According to the investigation of all bird strike incidents, it can be clearly seen that these collisions mostly occurs during take off and landing phases or low altitude flights. However, there are also collisions with a small number which occurs during flight at high altitudes between 6000 and 9000 meters. Considering FAA, which was prepared for the topic of wild life management in 2005; less than 8% of the accidents occurred at above 900 meters altitude. On the other hand, 61% of the accidents occurred at less than 30 meters altitude. The force of any strike to an air vehicle is dependent to the weight of impacted object, speed differences and the direction of the collision. Since the strike energy is increasing as directly proportional to the square of speed difference, there would be a small damage in case of a collision between a small bird with low speed and a car windshield. The collisions with higher speeds not only cause material damages, but also results in several fatal accidents. However, according to the FAA, only 15 % of all bird strike incidents result in material damages. Recent years (Between 1990 and 2009), helicopters have 0,5 % of recorded 99420 bird strike accidents for air vehicles. Additionally, approximately half of the bird strike accidents on helicopters ended up with material damages. In accordance with the data of previous accidents, canopy has the maximum number of the strikes compared to the other components of helicopter. Considering the tests aiming certification process, the variety of birds and targets leads to high costs. Existing lots of parameters in the tests makes difficult to perform these tests. With these conditions, by solving these bird strike problems in computers will not only decrease the cost for the tests, but also save the life of birds which are used in these tests. By improving modelling possibilities and make corrections with numerical methods will significantly prevent loss of time and money. In order to predict how the aircraft structures will give a reaction in case of any bird strike, it is essential to create a bird model in an accurate way. With the fact that there exist only small numbers of tests, bird models are generally improved by the test data of last 30 years. LS Dyna solver is mainly used for this kind of problems. LS Dyna is the most ordinarily utilized unequivocal recreation program, equipped for simulating the reaction of materials to brief times of serious loading. Its numerous components, contact definitions, material models and different controls can be utilized to simulate complex models with control over every one of the subtleties of the issue. In order to perform a bird strike simulation, it is essential to model a bird or similar geometry. The main methods to model the bird object can be expressed as Lagrangian bird model, ALE bird model, and SPH model. The Lagrangian method divides an infinite volume to the so many elements which are small geometries. Related geometries have a simple shape, so it becomes easy to understand the state of the solid during the simulation with the mathematical expressions. It is increasingly difficult to calculate the state and the stresses in the elements because the time step is decreasing with large deformations. In the ALE formulation, related material goes through the mesh. A material moves through a fixed mesh similar to Eulerian formulation. On the contrary, mesh is allowed to deform and move so as to follow the flow of fluid. This situation decreases the size of the required mesh. The SPH method is a particle method. Unlike the particle in cell method, SPH does not need a grid to calculate spatial derivatives. Instead, they are found by analytical differentiation of interpolation formula. According to the main results, which were obtained by investigating lots of studies; basic simulation models were used in the 1970s, afterwards, the bird object was modelled with Lagrangian. After that, because of the fact that there are lots of meshing degradation in Lagrangian; Eulerian and SPH came to the fore. Besides, it is already known that all these methods have disadvantages, however, different methods can be used for different cases. The another result for the bird model is to use the equation of state with SPH method by using the characteristics of the mixture of water and wheather in the room temperature. In the direction of these results, in order to get most successful output, the most convenient method was chosen as SPH method to create bird model. In the bird strike simulations, the bird acts like a fluid and divides into very small particles in severe conditions. In order to verify the method of this project; the verification study for the article with the name of `Effect of distance from the support on the penetration mechanism of clamped circular polycarbonate armor plates` has been performed. In this study, the rigid projectile is impacted to the polycarbonate plate for the different locations with both experiments and analyses. The related strike is performed for the locations at 0 mm, 10 mm, 20 mm, 30 mm, 40 mm and 50 mm with 138 m/s velocity. In this article, the effect of the distance for the circular polycarbonate plate for the strike condition was investigated. In the bird strike simulations, the main problems begin with the selection of the geometry and continue with the material specifications and simulation approach which will be used in bird modelling. After having a wide literature review, it is found that there are several geometries used instead of bird geometry. Cylinder, sphere or cylinder wih semi spherical ends are commonly used geometries for creating the solid bird model. Within these geometries, the cylinder wih semi spherical ends was chosen as the bird geometry for this project, because the most similar geometry for the bird shape is cylinder wih semi spherical ends. Material specifications were generally chosen as similar to the water specifications with zero porosity. In order to simulate the bird strike analysis for the different locations on the canopy, it is essential to create a canopy model. In this project, it is mainly intended to investigate and compare the results of bird strike analyses with different velocities and in different locations (middle, top and corner) of two different canopies. The canopy geometry can also be investigated since analyses are performed for two different canopy geometry. The canopies for the active helicopters Gazelle SA341 and AS365 Dauphin were chosen. The 3D CAD drawings of these geometries were obtained. Afterwards, these canopies are modelled in LS-DYNA program. In the LS-DYNA solver, the analysis for the strike has been performed with the bird geometry, which is modelled with the SPH method and in the geometry of cylinder with hemi spherical ends, to the different locations of different canopies with different velocities. For the both canopies, bird strike analyses have been performed to the middle upper and corner regions with the velocities of 90 m/s, 100 m/s and 110 m/s. The results of these analyses were compared in terms of obtaining maximum displacement values and maximum von Mises stress values of canopies, internal and kinetic energy changes with time for both bird geometry and canopy geometries. The definitions can be given for these physical expressions. Von Mises stress is a value used to determine if a given material will yield or fracture. It is mostly used for ductile materials. The von Mises yield criterion states that if the von Mises stress of a material under load is equal or greater than the yield limit of the same material under simple tension, which is easy to determine experimentally, then the material will yield. Displacement is an object's change in position, only measuring from its starting position to the final position. Kinetic energy is the energy of motion, observable as the movement of an object, particle, or set of particles. Internal energy is defined as the energy associated with the random, disordered motion of molecules. It is separated in scale from the macroscopic ordered energy associated with moving objects; it refers to the invisible microscopic energy on the atomic and molecular scale. For the two different canopy geometries; according to the results of the the bird strike analysis to the similar regions of the canopies with the same velocity, it is seen that curved structures have more resistance to the bird strike event compared with less curved structures. Because the maximum displacement values for curved canopy are so much lower than flat one. Behind the other design parameters, designers should take attention to this point for the strike conditions. The other result for the bird strike analysis which is performed for the same canopy but for different regions is that the maximum displacement value is getting smaller while the impact region is getting closer to the edges of canopy. In other words, the maximum displacement value is most in the case for striking in the middle area of canopy. However, the maximum von Mises stress is higher for the strike analysis which is performed at the corner region of the canopies. The other existing factor in this project is performing bird strike analysis with different velocities for the same region of each canopy. In this case, while the velocity value is increasing, with the result of increasing energy, maximum displacement values and maximum von Mises stresses are increasing. At the beginning of the strike event, the bird model has its own velocity. This is the reason that only the bird model have kinetic energy in the first phase of strike. However, after the strike starts, this kinetic energy is transferring to the canopy model time by time as both kinetic energy and internal energy. The kinetic energy of bird model is getting smaller while most of missing energy is obtained by canopy geometry as canopy internal energy. Even it is smaller when compared to the internal energy of canopy, the kinetic energy of the canopy is also increasing while the kinetic energy of the bird model is decreasing. Meanwhile, the internal energy of the bird model is slightly increasing time by time. According to the all these bird strike analysis, because of the ductility (low failure strain and low elasticity module) of the polycarbonate material, which is used as the main material for the canopy models, high displacement values are obtain but there is no failure for the canopy model with the given velocities. These velocities are probable bird strike velocities for the helicopters. However, it is foreseen that the failure will occur in the higher velocities for the canopy geometries. 119

Bu çalışmada bir quadcopterin otomatik uçuş kontrol sisteminin inovatif yöntemler ile eş zamanlı olarak tasarlanarak, daha iyi bir otonom performans elde etmek amaçlanmıştır. Otonom performans terimi bu çalışmada özellikli olarak, otonom uçuş sırasında yükselme zamanı, oturma zamanı, maksimum aşım gibi kriterleri içermektedir. Aynı zamanda inovatif yöntem olarak başkalaşım yöntemleri ele alınıp ve otomatik uçuş kontrol sistemi ile eş zamanlı olarak tasarlanacak. Başkalaşım yöntemi quadcopterlerde ilk defa teorik ve pratik olarak ele alınıp, otonom uçuş performansında çok önemli iyileştirmeler sağladığı gösterilecektir. In this study, it is aimed to obtain a better autonomous performance by designing simultaneously with the innovative methods of a quadcopter automatic flight control system. The term autonomous performance, in particular, includes criteria such as rise time, settling time, maximum overshoot during autonomous flight. At the same time, as an innovative method, morphing methods will be dealt with and will be designed simultaneously with automatic flight control system. The morphing method will be considered as the theoretical and practical for the first time in quadcopters and will provide significant improvements in autonomous flight performance. 0

Bu çalışmada, askıda uçuş durumu için pervane ve farklı pervane kolu geometrileri arasındaki etkileşimin hesaplamalı yöntemle yapılmış bir analizi sunulmaktadır. Pervane kolunun pervanenin aerodinamik performansı üzerindeki etkisi, ticari olarak temin edilebilen Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) çözücü yazılımı ANSYS Inc. Fluent 17 kullanılarak değerlendirilmiştir. Sayısal sonuçlar, bir 16x4 karbon fiber pervane kullanılarak yapılan itme ve tork ölçümleri ile askıda uçuş ve dikey uçuş koşulları için doğrulanmıştır. İtme ve tork ölçümleri, ODTÜ Rüzgem'deki düşük hızlı METUWIND C3 rüzgar tünelinin test bölümünde gerçekleştirilmiştir. 16x4 karbon fiber pervanenin sayısal simülasyonu itme ve tork ölçüm sonuçları ile doğruladıktan sonra, dört farklı pervane kol geometrisi (Eppler tipi, 25mm çaplı silindirik boru, 25mm kenarlı kare boru, ve ortasında 10mm olukdan oluşan 25mm kenarlı kare boru) oluşturulup pervanenin aerodinamik performansı üzerindeki etkilerini değerlendirmek için HAD modeline eklenmiştir. Pervane kolu geometrileri arasındaki pervane verimi karşılaştırmasının sonuçları, Eppler kol geometrisinin benzer ebatlı silindir pervane koluna göre % 4.89, benzer ebatlı kare kesitli pervane koluna kıyasla % 21.59 ve aynı kare kesitli pervane kolunun oluklu versiyonundan % 5.18 daha verimli olduğunu göstermektedir. This study presents a computational analysis on the interaction between rotor and different rotor frame-arm geometries in hovering flight. The influence of the frame arm on the aerodynamic performance of the rotor is assessed by using commercially available computational fluid dynamics (CFD) solver ANSYS Inc. Fluent 17. Numerical results are validated for hovering and vertical climb flight conditions with thrust and torque measurements conducted on a 16x4 carbon fiber propeller. The thrust and torque measurements were performed in the test section of the low-speed METUWIND C3 wind tunnel at the Rüzgem (Metuwind). After validating the numerical simulations with the thrust and torque measurement results of the 16x4 carbon fiber propeller, four different arm geometries (i.e., Eppler Arm, 25mm cylindrical tube, 25mm square tube, and 25mm square tube with a 10mm slot) are created, and added to the validated CFD model to assess their effect on the aerodynamic performance of the rotors. The results of this study reveal that the propeller-Eppler arm configuration has 4.89%, 21.59%, and 5.18% greater propeller efficiency than that of the propeller-cylindrical arm, propeller-square arm, and propeller-slotted square arm configurations, respectively. 107

Uçak ve uzay mühendisliği alanında kullanılan parçaların, dinamik çalışma koşulları altında yeterli dayanımı sağlaması ve mümkün olduğunca hafif olması önemlidir. Bu amaçla geliştirilen yapısal en iyileştirme yöntemlerinin en temeli, kavramsal tasarım aşamasında kullanılan yöntem olan topoloji en iyileştirilmesidir.Motor gibi dinamik uyarımların fazla olduğu bölgelerde kullanılan parçalarda, doğal frekansların uyarım frekanslarından uzak tutulması önem arz etmektedir. Bu doğrultuda, Eleman-etkisizleştirmeli Çift Yönlü Evrimsel Topoloji Optimizasyonu (BESO) yöntemi kullanılarak doğal frekans değerlerinin, belirtilen bir tasarım uzayı ve kütle kısıtı altında en iyileştirilemesi ve sonuçların yorumlanması amaçlanmıştır. Literatürde doğal frekans amaçlı topoloji en iyileştirilmesi üzerine yazılagelmiş makaleleler sınırlıdır. Bu tez çalışmasında topoloji en iyileştirilmesi konusunda bahsedilegelmiş başlıca yöntemler, mümkün olduğunca özet bir biçimde, üstün olan ve geri kalan yönleri belirtilerek anlatılmıştır. Tez içerisinde kullanılan yöntem olan BESO ise, gerek Evrimsel Topoloji Optimizasyonunun tarihsel gelişimi, gerekse matematiksel gösterimi ile ayrıntılı bir şekilde anlatılmıştır. Ayrıca, Eleman-etkisizleştirmeli BESO yöntemine ait en iyileştirme değişkenlerinin etkisi literatürdeki çalışmalardan takip edilerek yorumlanmıştır. Bu değişkenlerden biri olan Penaltı fakötürü, doğal frekansların en iyileştirilmesinde, rijitlik amaçlı en iyileştirme yaklaşımına göre farklı bir amaçla kullanılmakta; kinetik enerjinin eleman hassasiyetine olan etkisini sınırlamaktadır. Penaltı faktörünün doğal frekans amaçlı topoloji en iyileştirilmesine etkisi literatürde bulunamadığı için ön bir çalışma ile incelenmiş ve elde edilen bulgular değerlendirilmiştir.BESO yönteminin uygulanabilmesi için ANSYS Parametrik Tasarım Dili (APDL) üzerinde bir çalıştırma algoritması yazılmıştır. Çalıştırma algoritmasının doğrulanması, BESO yazarlarına ait bir referans makaleden seçilen bir örnekteki sonuçların elde edilmesi ile sağlanmıştır.Çalıştırma algoritması kullanılarak, akademik inceleme amaçlı, 3 boyutlu bir motor braketi için oluşturulmuş tasarım uzayının, belirli bir kütle kısıtı altında, öncelikle birinci doğal frekans değerinin, sonrasında eş zamanlı olarak birinci ve ikinci doğal frekans değerlerinin en yüksek düzeyde tutulmasını amaçlayan, topoloji en iyileştirilmesi gerçekleştirilmiştir.Oluşturulan tasarım uzayı, aynı amaç ve kısıtlar altında, bugün birçok ticari yazılımda kullanılmakta olan Yoğunluk (SIMP) yöntemi ile yeniden en iyileştirilmiştir. Elde edilen sonuçlar BESO yöntemi ile elde edilen sonuçlar ile karşılaştırılmıştır. Sonuçların büyük oranda benzer nitelikte olduğu gösterilmiş; BESO yöntemi ile kısmen daha verimli değerler elde edilebildiği gösterilmiştir. The parts used in the aeronautical and astronautical engineering field are required to have low weight and to be durable enough under dynamic loading conditions. Structural optimization approaches such as the size and the shape optimizations are used to improve the material efficiency of the parts to be designed. The most basic type of the structural optimization methods developed for this purpose is the topology optimization which is used in the concept design process.In the aerospace engineering field, the topology optimization applications are much limited and more recent than the automotive engineering field. One reason of this situation has been declared in the literature as due to the lately developed capability of buckling approaches in the topology optimization methods.The developments for the additive manufacturing process are significant to produce the parts in a more proper shape which is optimized by a topology optimization method in the concept design since the topological shapes are generally away from the ability of being produced by a traditional manufacturing process. Some examples of additive manufactured products are presented in the literature search section especially for the parts used in the power units of aircraft. It is explained, much more parts will be produced by additive manufacturing for the aircraft power units in the near future due to the advantages such as decreasing the number of the parts in complex components and therefore the ease of assembly, less time required for manufacturing process, ability to produce the parts with tough materials difficult to process, reducing the waste production, and the design flexibility for the complex geometries such as designed with the topology optimization during the initial concept design process as well.While designing the parts used in the aerospace engineering field, it is significant to keep the natural frequencies of the parts away from the excitation frequencies in the areas with high dynamic excitations, such as the regions close to the engines of an aircraft. In an opposite case, resonance effects can exaggerate the dynamic response of the parts and therefore the required life of the parts may not be achieved. For this purpose, it is aimed to study maximizing the natural frequency values of a sample engine bracket under a certain design space with a certain mass limit and to interpret the results utilizing the Soft-kill Bidirectional Evolutionary Structural Optimization (or Soft-kill BESO) method which is some heuristic, however a well known and a candidate method of the future applications or the commercial software. The evolutionary methods have been studied since the beginning of the 1990s. The first main type of these methods is Evolutionary Structural Optimization (ESO). The ESO process is related with deleting (Hard-kill) some number of the elements considered inefficient by calculating the elemental sensitivities of each one in each iteration of the optimization. The Bidirectional Evolutionary Structural Optimization (BESO) is related with not only deleting (Hard-kill) some number of the elements, but also addingsome number of the elements to the design space again, which are considered efficient by calculating the elemental sensitivities of each one, in each iteration of the optimization. The Soft-kill BESO, which is a special type of the evolutionary methods is a newer method among them. The Soft-kill process has been introduced to contribute to the structural integrity and to keep the elements which are actually the variables of the optimization and therefore to provide more realistic optimization process. In the literature, the papers of the topology optimization studies have been generally published with the aim of the compliance optimization. The topology optimization studies with the aim of optimizing the natural frequencies are limited yet. In this thesis study, the primary methods of the topology optimization mentioned in the literature are explained as briefly as possible with their advantages and disadvantages. Those methods are the well known Homogenization, Solid Isotropic Materials with Penalization (SIMP) and the Level-Set. The method used in this thesis study, the Soft-kill BESO, is explained extensively with its mathematical concept and the historical background as well. Furthermore, the effects of the optimization parameters used in the Soft-kill BESO method, such as the Evolutionary Rate, the Maximum Adding Ratio or the Filter Radius are interpreted by following the related studies in the literature. These studies are found related with the compliance optimization in the literature. The Evolutionary Rate is a parameter used to define the number of the elements whose physical properties are to be reduced during the each iteration of the optimization process. On the other hand, the Maximum Adding Ratio parameter is used to define the number of the elements whose physical properties are to be improved during the iterations of the optimization process as well. The filter radius in the Soft-kill BESO method, and also in other methods such as the SIMP, is used to define the nearest elements domain for any element to share the elemental sensitivity with its neighborhood and therefore the checkerboard problem which can be seen often in the topology optimization process can be avoided and the stabilization of the optimization can be improved. To improve the stabilization of the topology optimization process, an additional approach called Stabilization Scheme is utilized in the Soft-kill BESO method by averaging the filtered elemental sensitivity values obtained in a current iteration with their values obtained in the previous iteration. The Penalty Factor, however, one of those parameters, is used in a different way in the natural frequency optimization approach then the compliance optimization approach by limiting the contribution of the kinetic energy to the elemental sensitivities. Since the effect of the penalty factor to the topology optimization with the goal of maximizing the natural frequencies are not provided in the literature, it is examined with a simple pre-study and the obtained results are presented, discussed and interpreted to use an initial value of this parameter in the engine bracket optimization. The results showed that a certain limit of the penalty factor is necessary to supply the structural integrity and thus to keep the mode numbers unchanged.An algorithm to implement the Soft-kill BESO process, is written in ANSYS Parametric Design Language (APDL). The verification of this algorithm is carried out by obtaining the same results with an example in a reference paper written by the authors of the Soft-kill BESO. The algorithm is formed to represent the method and to study the some parameter effects. Any approaches in the algorithm to diminish the time consumed by the optimization process is not aimed to study in the concept of this thesis.Using the written algorithm, topology optimization of a design space formed for a 3 dimensional engine bracket with the aim of academic examination, under a certainmass limit is carried out for the purpose of maximizing the first natural frequency at the initial study and maximizing the first and the second natural frequencies simultaneously in the following study. The results present that the material efficiency which is defined by the quantity of the natural frequency or frequencies that have been optimized, per structural mass is improved in the both cases. The material efficiencies related with the unoptimized natural frequencies, seems lower than the ones related with optimized natural frequencies.The design space is optimized again starting with its initial situation utilizing the SIMP (Density) method which is used in the tools of various commercial software of today. The aim of using another method is to compare the methods simply and to contribute the verification of the thesis study as well. It is presented that the results related with the topological view belong to the each method are quite similar, however slightly more efficient results are obtained by utilizing the BESO method. Ofcourse, the more efficient results obtained by the Soft-kill BESO method is necessary to be presented with more examples in the future studies.In the future studies, the effects of the parameters such as the Evolutionary Rate, the Maximum Addition Ratio and the Filter Radius can be examined extensively especially for the solving time of the optimization. Various programming approaches to diminish the solving time can be integrated with the optimization process. Some approaches such as Modal Assurance Criterion may be used to track the mode being optimized in the case of order changing of the mode numbers. 127

Helikopterler, üzerlerinde yer alan rotor sisteminin dönmesi sonucunda oluşan kaldırma kuvvetiyle hareket eden hava taşıtlarıdır. Helikopterler hareket esnasında çeşitli nedenlerden dolayı titreşime maruz kalırlar. Görülen titreşimin temel kaynakları; motor devri ve frekansı, aerodinamik kuvvetler ve kendi kendini tahrik eden titreşimlerdir. Helikopterlerde titreşim kaynakları incelendiğinde en önemli titreşim kaynağının rotor ve paller olduğu görülür. Pal tasarımının doğru yapılmaması durumunda uçuş esnasında meydana gelen aeroelastik kuvvet ve momentler önce rotora, rotordan da iletim mili vasıtasıyla dişli kutusu ve güç sistemine aktarılır. Bu sebeple helikopter gövdesinin büyük bir kısmında titreşim meydana gelmiş olur. Bu problemin ortadan kaldırılması için pal tasarımı ve malzeme seçiminin doğru yapılması ve pal üzerinde yüzey kontrol elemanları kullanarak aerodinamik etkileri azaltmak gerekmektedir.Tasarım çalışmasının ilk adımı olan titreşim ve doğal frekans hesaplamalarında birçok nümerik ve yaklaşık hesaplama metodu kullanılmaktadır. Bu yöntemlerin başında Sonlu Elemanlar Metodu (SEM) gelmektedir. Sonlu Elemanlar Metodu (SEM), kompleks bir mühendislik probleminin sonlu sayıda alt bileşene bölünerek her bir bileşenin ayrı ayrı ele alınması sonucunda kabul edilebilir yakınsaklıkta yaklaşık çözümlerin elde edilmesidir.Söz konusu tez çalışmasında bünyesinde iki farklı malzemeyi farklı kompozisyonlarda barındıran ve malzeme özelliklerinin eksen boyunca değiştiği fonksiyonel derecelendirilmiş pallerin serbest titreşimi davranışlarının incelenmesine yönelik bir hesaplama modülü geliştirilmiştir. Hesaplama modülü, Mathematica programında yapılacak kodlama çalışmaları sonucunda geliştirilmiş ve farklı malzeme özelliklerine bağlı olarak palin doğal frekans değerleri incelenmiştir. Geliştirilen modülün hesaplama yöntemi Sonlu Elemanlar Metodu olacak ve hesaplama çalışmaları sonucunda elde edilecek olan doğal frekans değerleri, literatür çalışmalarına ait sonuçlarla kıyaslanarak doğrulamalar yapılmıştır.Mathematica programı yardımıyla geliştirilen hesaplama modülü ile; farklı kiriş teorileri, farklı malzeme özellikleri ve homojenlik durumu, farklı sınır şartları, dönme hareketi ve merkezkaç kuvveti gibi birçok farklı durum için sayısal modelleme yapılmış ve bu modellemelerle titreşim analizi yapılarak doğal frekans değerleri bulunmuştur.Yapılan çalışmalar sonucunda elde edilen doğal frekans değerleri, literatürde yer alan ilgili değerlerle kıyaslanmış ve böylece geliştirilen sayısal modelin doğrulaması yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar karşılaştırıldığı zaman her farklı durum ve kiriş teorisi için de değerler arasındaki fark ve hata oranlarının kabul edilebilir seviyelerde olduğu görülmüştür. Helicopters are rotating aircraft systems. Helicopters are subject to vibration for various reasons during movement. The main sources of vibration; engine speed and frequency, aerodynamic forces and self-driving vibrations. When the sources of vibration in helicopters are examined, it is seen that the most important vibration source is rotor and rotor blades. If the rotor blade design is not done correctly, the aeroelastic forces and moments that occur during the flight are transferred to the rotor and to the gearbox and power system via the transmission shaft from the rotor. For this reason, vibration occurs in a large part of the helicopter body. In order to eliminate this problem, it is necessary to minimize the aerodynamic effects of rotor blade design and material selection using surface control elements on the rotor blade.In order to perform the vibration analysis in the rotor blade design process correctly, it is necessary to determine the natural frequency values and vibration types, to determine the variable forces and moments, to investigate the solutions for damping and to design the appropriate damping system. In addition, fatigue and life calculations under a certain working condition and physical tests should be performed and the results should be compared with theoretical calculations and validation studies should be done.Many numerical and approximate calculation methods are used in the vibration and natural frequency calculations which are the first step of the design study. Finite element method (FEM) is the beginning of these methods. The finite element method (FEM) is to obtain approximate solutions in acceptable convergence by dividing a complex engineering problem into a finite number of sub-components by considering each component separately.In this thesis, a calculation module has been developed for examining the free vibration behavior of the functionally graded rotor blades, which contain two different materials in different compositions and whose material properties change along the axis. The calculation module was developed as a result of coding studies in the Mathematica program and the natural frequency values of the rotor blade were investigated depending on the different material properties. The calculation method of the developed module will be a finite element method (FEM) and the natural frequency values that will be obtained as a result of the calculation studies are compared with the results of the literature studies.The thesis focuses on axially functional graded beams showing different boundary conditions and movement characteristics. Functionally graded material (FGM) technology has begun to take place in engineering applications at a near future. Functionally graded materials (FGM) resulting from the development of composite material technology is a new generation material that enables the advanced engineering applications by reflecting the mechanical, physical and chemical properties of the materials it contains. Nowadays, the material properties and material composition of functionally graded materials (FGM) whose production areas are increasing and application fields are increasing day by day with the development of additive manufacturing technology and powder metallurgy are changing throughout the structure. The material change takes place in the form of a gradient connected to a function. Due to these properties, the functional graded materials are used and applied in many different sectors such as aerospace, automotive and medical.Elements such as bars, columns and beams are frequently used in engineering applications. Various beam theories are used in the analysis and calculation of these elements. The assumptions and calculation methods of each beam theory differ. For this reason, the most appropriate beam theory should be applied by taking into consideration the element properties and acceptances. Beam theories, such as rotor blades and airplane wings, provide a one-dimensional modeling of structures that are very large in length. Within the scope of the study, the beam model was developed by using Euler - Bernoulli and Timoshenko beam theories.The Euler - Bernoulli Beam Theorem is a theory developed by Leonard Euler and Daniel Bernoulli, and is also known as thin bar theory. In this theory, the sections perpendicular to the plane and beam axis remain the same before and after bending. The reason for this situation is the neglect of the deformations due to shear in theory. The Timoshenko Beam Theorem is a theorem developed by Stephen Timoshenko and also known as thick beam theory. In Timoshenko Beam Theory, unlike the Euler - Bernoulli Beam Theory, shear stresses and deformations due to these stresses are considered. Thus, the sections which are perpendicular to the neutral axis rotate at a certain angle after bending. Therefore, the effect of shear stresses and deformations due to these stresses are also taken into consideration in the calculations. In addition, the shear correction factor is used for the Timoshenko beam to be a constant value.Within the scope of the thesis, axial functional graded beams were modeled according to the Euler - Bernoulli and Timoshenko beam theories and vibration analyzes were performed. In these studies, beam conditions with different boundary conditions and material properties were investigated. For the creation of mathematical model and solution, finite element method (FEM) was used. The related formulas and equations of the finite element method (FEM) and beam theories were transferred to the software environment with the help of Mathematica program and a calculation module which can perform free vibration analysis according to the different beam characteristics was developed. Calculation results were compared with the literature. Studies conducted in this context; Free vibration analysis of homogeneous and uniform beams and free vibration analysis of axially functional graded beams.With the calculation module developed with the help of Mathematica program; Numerical modeling has been made for different beam theories, different material properties and homogeneity status, different boundary conditions, rotational motion and centrifugal force.Natural frequency values obtained as a result of the studies are compared with the related values in the literature and thus the numerical model developed has been verified. When the results were compared, it was found that the difference between the values and the error rates for each different state and beam theory were acceptable. Clamped-free and clamped-clamped boundary conditions were applied. In addition,the situation of turning the beam or not has been examined. Different power-law exponent values representing the distribution of the material on the beam are examined and the effect of this value on natural frequency is examined.The calculation module developed in this sense has been a successful finite element solution which can calculate the natural frequency value according to different boundary conditions, different geometric properties (length and thickness) and different material gradients of axially functional graded beams. It is foreseen that with the specializations and improvements to be made on the module, different vibration conditions such as forced vibration and successful results can be obtained for different systems. 99

Bu tezin odak noktası, yakıt akışının daha geleneksel bir yakıt dozajlama ünitesinden ziyade dişli tip bir yakıt pompası tarafından sağlandığı küçük, düşük maliyetli turbojet motorlardır. Bu tip yakıt akışı eyleyicilerinin sisteme dahil edilmesi, küçük turbojet motorların modellenmesi ve kontrolüne ek doğrusal olmayan özellikler getirmektedir. Alternatif bir çözüm olarak, bu tezde, bu tür alt sınıf turbojet motorlara çevrimiçi / çevrimdışı parametre tahmini ve adaptif kontrol yöntemleri önerilmekte ve uygulanmaktadır. Benzetim ve analiz için yakıt sistemini de içeren yüksek doğrulukta bir turbojet motor modeli geliştirilmiştir. Öte yandan, doğrusal olmayan hızlı bir motor modeli, dişli tip bir yakıt pompasıyla donatılmış küçük bir turbojet motorunun şaft dinamiklerini yakalamak için önerilmiştir. Bu hızlı motor modelinin parametreleri, regresyon analizi yöntemi kullanılarak tahmin edilmiştir. Aynı tanımlama prosedürü, önerilen yaklaşımı doğrulamak için gerçek motor test verilerine de uygulanmıştır. Daha sonra, önerilen hızlı motor modeli yapısını kullanan bir çevrimiçi parametre tahmin yöntemi, aero-termal turbojet motor modeline uygulanmıştır. Ardından, çevrimdışı ve çevrimiçi parametre tahmin yaklaşımlarının çıktıları birbiriyle karşılaştırılmıştır. Daha sonra, çevrimiçi parametre tahmin algoritması, dolaylı model referans uyarlamalı kontrol olarak bilinen bir adaptif kontrolcüye dönüştürülmüştür. Son olarak, geliştirilen kontrolcünün geleneksel kontrol yaklaşımlarına karşı getirdiği ana avantajlarını göstermek ve diğer uygulama alanlarını ortaya çıkarmak için aero-termal motor modeline çeşitli kontrol ve arıza senaryoları uygulanmıştır. The focus of this thesis is on small low-cost turbojet engines where the fuel flow is provided by a gear-type fuel pump rather than a more traditional fuel metering unit. The incorporation of such type of fuel flow actuation devices introduces additional nonlinearities into the modeling and control of the small turbojet engines. As an alternative solution, this thesis presents and applies online/offline parameter estimation and adaptive control methods to such sub-class turbojet engines. For the simulation and analysis, a high-fidelity turbojet engine model including the fuel system is developed. On the other hand, a nonlinear fast engine model is proposed to capture the shaft dynamics of a small turbojet engine equipped with a gear-type fuel pump. The parameters of the fast engine model are estimated using the regression analysis. The same identification procedure is also applied to real engine test data to verify the proposed approach. Next, an online parameter estimation method using the same fast engine model structure is applied to the aero-thermal turbojet engine model. Then, the outputs of the offline and online parameter estimation approaches are compared with each other. Later, the online parameter estimation algorithm is converted to an adaptive controller known as indirect-model reference adaptive control. Last, several control and failure scenarios are applied to the aero-thermal engine model to show its main advantages over the traditional control approaches and also to reveal its further application areas. 122

Yeni nesil hava araçları ile beraber kompozit malzeme kullanımının havacılıkta kullanım oranı her geçen gün artmaktadır. Kompozit Malzemelerin kullanımı arttıkça bu malzemelerin üretim sonrası ve servis ömürleri boyunca tahribatsız olarak kontrol edilmesi ihtiyacı doğmuştur. Bu kontrol yöntemlerinden bir tanesi olan termografik analiz yönteminin temel prensiplerinin araştırılması ve örnek uçak malzemeleri üzerinde deneysel bir çalışma yapılması amaçlanmıştır.Uçak kompozit malzemelerinin tahribatsız kontrol yöntemleri araştırılmış ve özel bir yöntem olan termografik kontrol yöntemi bu çalışmada çalışılmıştır. Araştırmada öncelikle termografik analizinde kullanılan parametreler belirlenmiş ve bu parametrelere dikkat alınarak farklı uçak yapılarında kullanılan kompozit ham malzemelerinden imal edilen kontrol parçaları incelenmiştir.Araştırma sonucunda havacılıkta kullanılan kompozit malzemelerden önceden reçine emdirilmiş cam elyafı malzemeden katmanlı kompozit malzemeleri incelenmiştir. Farklı hata tipleri benzetimi yapılarak, termografik olarak tespit edilmiştir. Termografik analizde önemi kriterlerden biri olan ısı kaynağı seçimi ve uygulaması zor olduğu tespit edilmiştir. Genel olarak çok hızlı bir şekilde malzemeler kontrol edilmesi avantaj sağlamaktadır. Hata tespit edilen bölgedeki hassasiyet düşük olmakla beraber, ikinci bir kontrol yöntemi ile tam teşhis yapılmaktadır.Yapılan testlerden elde edilen sonuçlarda uçak yapılarında termografik analizin kullanılabilirliğiincelenmiştir. Gerçek bir uçak yapısının kontrol edilebileceği belirlenmiştir. Bir uçak parçasının incelenebileceği ve termografik testler için referans malzemelerin üretilebileceği ve bu malzeme için prosedürlerin önceden değerlendirilebileceği belirlenmiştir. With the new generation of air vehicles, the use of composite materials in aviation is increasing every day. As the use of composite materials increased, the need for non-destructive control of these materials arose throughout their production and service life. It is aimed to investigate the basic principles of thermographic analysis, one of these control methods, and to conduct an experimental study on sample aircraft materials.Non-destructive control methods of aircraft composite materials have been investigated and a special method, thermographic control method, has been studied in this study. As a research method, parameters used in thermographic analysis were determined and control parts manufactured from composite raw materials used in different aircraft structures were examined by taking care of these parameters.As a result of the research, layered composite materials from pre-impregnated glass fiber material were examined from composite materials used in aviation. Different error types were simulated and determined thermographically. One of the criteria of importance in thermographic analysis, the selection of heat source and its application were found to be difficult. In general, materials are tested very quickly provides an advantage. Although the sensitivity in the area where the error is detected is low, full diagnosis is made with a second control method.The usability of the thermographic analysis in aircraft structures was examined in the results from the tests carried out. The inspectability of an actual aircraft structure has been determined. It was determined that an aircraft part could be examined and reference materials could be manufactured for thermographic testing and procedures could be prepared for this material. 92

Buzlanma, bulut içerisindeki aşırı soğumuş su damlacığın sıvı fazda halini sürdürmesi ile donma sıcaklığının altında veya civarındaki sıcaklıklarda, uçuş esnasında uçak yapısı üzerinde direk hava akışına maruz kalan bölgelerde tutunarak gelişen, uçaklar için tehlike arz eden önemli bir meteorolojik hadisedir. Havacılıkta, buzlanma önemli bir uçuş riski olarak tanımlanır. Buzlanma uçağın dış yüzeylerindeki bölgelerde, genellikle kanat hücum kenarları gibi ince yapılarda ve küçük yarıçapa sahip bölgelerin ön kısımlarda görülmekte olup, uçuş performansını ve emniyeti olumsuz etkiler. Dolayısıyla, uçağın çevresel koşullara karşı hayatına idame ettirme yeteneğine sahip olması gerektiğinden ve emniyetli olarak uçuşa devam etmesi adına sertifikalandırma sürecinde buzdan koruma sistemi donanımına ihtiyaç vardır. Buzdan koruma sistemi seçimi ve bilinen buzlanma koşullarında uçuş gerçekleştirme süresince de buzlanmayı etkileyen meteorolojik ve aerodinamik parametrelerin etkisinin incelenmesi gerekmektedir. Uçak kanadı üzerinde buz birikiminin nümerik olarak çözümleme sürecinde, hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemi olan OpenFoam ile hava hızı ve taşınımlı ısı transfer katsayısı hesaplanmıştır. Kanat yüzeyi ile havada bulunan su damlacığı arasında termodinamik ve enerji dengesi genişletilmiş messinger modeli kullanılarak yüzey üzerinde maksimum hava hızı görülen bölgede buz birikim kalınlığı hesaplanıp, buzun çeşidi belirlenmiştir. Kanat yüzeyi üzerindeki kırağı buz birikimi belirli bir zamandan sonra camsı buza geçtiği süre ve camsı buza geçiş sürecinde yüzey üzerindeki su tabakasının kalınlığı hesaplanmıştır. Camsı buzlanma tipi kırağı buzlanma tipine göre akış alanını önemli ölçüde etkilediğinden dolayı daha tehlikelidir. Buz birikim kalınlığı hava hızı, sıvı su içeriği, birikim verimliliği ve hava sıcaklığa bağlı olarak paremetrik incelenmiştir. Sıvı su içeriğinin artması, uçak üzerinde görülen buz tipinin kırağı tipinden camsı şekline dönüşmesine etki ettiği görülmüştür. Hava sıcaklığının düşmesi buz kalınlığı değerinden daha çok oluşan buzun çeşidini değiştirdiği tespit edilmiştir. Hava sıcaklığı donma seviyesinin altında olduğu sıcaklıklarda, sıfır dereceye yakın sıcaklıklarda daha çok camsı buz oluşumuna neden olurken, daha düşük sıcaklıklarda ise kırağı buz oluştuğu gözlemlenmiştir. Birikim verimliliği değeri ise doğrudan buz kalınlığının artışı ile oranlıdır. Birikim verimliliği ise uçak kanat geometrisi, damlacık çapı, hücum açısına bağlı olarak değişmektedir. Dolayısıyla, havada bulunan damlacıkların çapının ve konsantrasyonun artması, geometrinin küçülmesi, hücum açısının artması da hava hızı ve ışınımlı transfer katsayısının da artışı ile buz birikim değerinin artmasına neden olduğu görülmüştür. Hava hızı değerinin artması ile de buz birikim değeri arttığı görülmüştür. Fakat ses üstü hava hızlarında yüzey üzerinde aerodinamik ısınmadan kaynaklı buz oluşumu gözlemlenmemektedir.İrtifa parametresinin uçuş profili, performansı ve uçuş rotası boyunca buzlanma oluşumu üzerinde önemli bir etkisi vardır. Tez kapsamında ilk olarak raporlanan buzlanma hadiseleri verileri kullanılarak Türkiye İSTANBUL FIR sahasında potansiyel buzlanma yükseklikleri belirlenmiştir. Atmosferin dinamik yapısından dolayı buzlanmayı etkileyen meteorolojik parametrelin gün, yatay ve düşey eksen boyunca değişikliği söz konusudur. Havada bulunan sıvı su içeriğinin oluşması hakkında teorik bilgilerin olmasına rağmen gerçek zamanlı parametrelerin tahmini bilgisayarların ve modellerin gelişimi ile söz konusu olmuştur. Dolayısıyla, uçuş profili ve rotası boyunca potansiyel buzlanma bölgesinin WRF hava tahmin modeli ile tahmin edilerek buz birikimi ile ilişkilendirilmiştir. Belirlenen uçuş profili boyunca buzlanma bölgelerinin önceden WRF hava tahmin modeli kullanılarak belirlenerek uçak yüzeyindeki bir bölgede buz birikim kalınlığı ve tipi hesaplanıp, yüksekliğe göre değişimi saatlik tahmin olacak şekilde gösterilmiştir. Raporlanan SIGMET ve AIRMET verilerine göre, buzlanma 1500 m ile 4500 m aralığında gözlemlenirken, en sık yaşanan yükseklik 2500 m irtifasındadır. WRF modeli ile buz birikim modelinin sonucunda uygun meteorolojik ve aerodinamik koşullar altında belirlenen rota üzerinde buz birikimi irtifalara göre değişiklik göstermiştir. 700 m altında ve 2200 m yukarısında Türkiye üzerinde belirlenen bir rota üzerinde ve zamanda buzlanma görülmediği tahmin edilmiştir. Buz birikim değeri ise rota boyunca değişiklik göstermekle birlikte deniz üzerinde daha yüksek değerlere ulaştığı modellenmiştir. Maksimum 14 mm kalınlığa ulaşan buzlanma 1600 m yüksekliğinde camsı buz şeklinde tahmin edilmiştir. Ek olarak, yüzey üzerinde buz oluşumu için gerekli enerji dengesinin kurulabilmesindeki için geçen süre yaklaşımı hava hızı ile WRF çözünürlüğüne göre belirlenmiştir. Icing is an important atmospheric phenomenon which has dangerous effects on aircraft and ice develops by clinging to areas exposed to direct air flow on the aircraft structure surfaces during in-flight at below or near freezing temperatures as the particle or supercooled water droplet in the cloud maintains its liquid state. In aviation, icing is defined as an important flight risk. Icing occurs in areas on the outer surfaces of the aircraft, usually in thin structures such as wing and tail leading edges, propeller, windshield, antennas, air intake zone, engine, flight sensors and in the front of small radius areas, adversely affecting flight performance and safety. Therefore, there is a need for an ice protection and detection system in the certification process to ensure that the aircraft must be capable of maintaining its life against environmental conditions and that it continues to fly safely. There are several types of ice protection and ice detection systems. The ice protection system equipment is selected considering weight, power consumption, applicability, cost, design, flight profile parameters. Therefore, it is not possible to define the best ice protection system for aircraft. System design should be chosen in accordance with requirements of aircraft.Meteorological and aerodynamic parameters are main factocrs affecting ice accumulation on the aircraft. Liquid water content, air temperature, droplet diameter, altitude, collection efficiency are evaluated as meteorological parameters while air speed, aircraft geometry such as chord distance and time in known icing condition are evaluated as aerodynamic parameters. These parameters effect the icing needs to be examined during the selection of the ice protection system and during the flight into known icing conditions. Furthermore, supercooled water droplet is fundamental parameters for ice formation on aircraft surface. Supercooled water droplets cores have properties maintaining water between -40 °C and 0 °C temperatures without any condensation nuclei. While maintaining the liquid phase of the supercooled droplets, under suitable atmospheric conditions, water film is required for ice formation. In this process, the energy balance, the elapsed time and pressure between the surface and droplet particles are important for ice formation process. Also, the description of clouds are an important determinant of icing. There are two kinds of clouds cause icing on the aircrafts which are stratiform and cumuliform clouds.There are several methods for the investigation of ice accumulation under certain meteorological and flight conditions on the aircraft. Experimental icing tunnel and flight tests such as natural icing flight tests and artifical ice shape method complicate the design process in both time and cost. Therefore, interest in icing studies with numerical approach has increased. In thesis, numerical analysis process of ice accumulation on aircrafts, air speed and convective heat transfer coefficient were calculated with OpenFoam which is open source computational fluid dynamics method. NACA 0012 airfoil is selected as wing-geometry platform for ice accretion analysis. For fluid flow analysis, Spalart-Allmaras model are chosen as the turbulence model and validated with pressure and lift & drag coefficient values with existence literature data certain flight conditions and different angle of attacks. Convective heat transfer coefficient is also calculated with integral boundary layer method to compare OpenFoam results. Both calculations of heat transfer coefficients are compatible with each other. Moreover, along the airfoil surface at the specified angle of attack, maximum air speed and heat transfer coefficient value and region are extracted from CFD results to operate as input for thermodynamic and energy balances approach which based on extended messinger method in one dimensional solution. After that, ice accumulation is calculated in the region where maximum air speed and convective heat transfers coefficient are observed on the surface by the numerical approach and the type of ice is determined as rime or clear ice.Ice accumulation on the wing surface passes the rime from ice to clear ice at a certain time. The thickness of the water layer on the surface is also calculated during the transition to clear ice. Clear ice type is more serious than rime ice type due to its significantly affets the aerodynamic flow and run-back ice. In this study, thickness of ice accumulation is evaluated as parametric depending on air velocity, liquid water content, collection efficiency and air temperature. The increasing in the liquid water content has been shown to affect the conversion of the ice type seen on the aircraft from the rime to the clear ice type. As a result of this section of study, it was found that the decrease in the air temperature changed the icing type and shape more than the ice thickness value. At temperatures where the air temperature is below freezing level, clear ice formation is observed at temperatures close to zero degrees and rime ice is mostly formed at more lower air temperatures. The collection efficiency value is directly proportional to the increase in ice thickness. Collection efficiency varies depending parameters such as airspeed, aircraft geometry, droplet diameter and angle of attack. Therefore, it has been observed that the increase in ice accumulation value increases with increasing diameter and concentration of droplets, decreasing geometry, increasing angle of attack and increasing airspeed and convective heat transfer coefficient. It is shown that with the increasing of air velocity value, ice accumulation value also increased. However, at supersonic air speeds, ice formation is not observed on the surface due to heat is generated by friction which is aerodynamic heating.The altitude parameter has a significant effect for ice accumulation on aircraft along the flight profile and route. Firstly, the altitude effect was anaylzed by SIGMET and AIRMET report obtained from the Turkish State Meteorological Service between 2015 and 2017 years to determine potential icing heights and location on Istanbul FIR field. Atmospheric icing potential is not easy to forecast, however, there are some therotiacal atmospheric process producing aircraft icing conditions such as barrier forcing, frontal forcing, shear enhancement of large water droplet size by aggretion and advection. Nevertheless, due to the dynamic nature of atmosphere, meteorological parameters affecting the icing change rapidly along the horizontal and vertical axis hourly. Therefore, real-time forecasting of atmoshperic parameters made possible by the development of computers and models. Because of that the potential icing area along the flight profile and route was estimated by the WRF weather forecast research model and enable to associate with ice accumulation. The WRF model has been calculated for the estimated hourly temperature, pressure, wind, humidity and liquid water content. Icing zones were determined using the WRF weather prediction model with 9 km resolution, and thickness and type of ice accumulation in an area on the surface of the aircraft were calculated along the flight profile. Then, variation of ice accretion with respect to altitudes are shown as an hourly forecast for specified day. According to the reported SIGMET and AIRMET data, icing is observed in the range of 1500 m to 4500 m, while the most frequent altitude is found as 2500 m altitude.As a result of the WRF and ice accretion model, ice accumulation on the route under appropriate meteorological and aerodynamic conditions varied according to the altitudes. Icing estimation is not expected between below 700 m and above 2200 m on a specific route over Turkey. Ice accumulation values varies along the route but it is modeled to reach higher values on the sea. The icing reaching a maximum thickness of 14 mm was estimated as clear ice at a height of 1600 m. In addition, the time approach for establishing the energy balance required for ice formation on the surface was determined by airspeed of aircraft and WRF resolution. 115