Search

Lamine Kompozit Yapılar (LKY) son yıllarda uçak ve gemi inşaatı gibi mühendislik uygulamalarında giderek daha fazla kullanılmaktadır. Bununla birlikte, LKY kullanımındaki sürekli artışa rağmen, birtakım özelliklerin ayrıntılı olarak araştırılması gerektiği unutulmamalıdır. Bu özellikler iki ayrı konuda özetlenebilir: farklı mikro-hasar tiplerinin LKY'lere etkisi ve bazı mekanik özelliklerin ölçümü için yeni test yöntemlerininin geliştirilmesi. Burada bu iki konu, mikro-hasar birikiminin ve bu mikro-hasar birikiminin LKY'nin elastik sabitleri üzerindeki etkisi araştırılarak ve ayrıca ince tabakalı kompozitlerin belirli mekanik özelliklerini hesaplamak için yeni bir test yönteminin Sonlu Elemanlar Analizi (SEA) yapılarak işlenmiştir.Metallardenden farklı olarak LKY'ler yük altında farklı mikro-hasar türleri geliştirebilir. Bu mikro hasar türleri LKY'lerin hasara uğrayıp kullanım dışı kalmasında kritik bir rol oynamaktadırlar. Farklı mikro hasar türlerinin ilk oluşumu ve birikmesi anlaşıldıktan sonra, operasyonel yükler altında LKY'lerin davranışı detaylı bir şekilde anlaşılabilir. Bu anlayışla beraber LKY'lerin muhtemel işlev dışı kalma süresinin tahmin edilmesine ve bazı esneklik sabitlerinin mikro hasar gösterge katsayısı olarak kullanılmasının yolu açılabilir. Bu amaçla, mikro-hasar başlaması ve birikmesiyle beraber Poisson oranı azalmasının mikro-hasar birikim göstergesi olarak kullanılması üzerine deneysel bir çalışma sunulmuştur. Poisson oranının azalması, bu çalışma sırasında geliştirilmiş ve LKY'ya üretim sırasında gömülmüş, çift eksenli fiber Bragg ızgara (FBG) sensörler ile statik çekme testi sırasında izlenmiştir. Buna ek olarak, farklı mikro hasar türlerinin birikimi, Akustik Yayılım (AY) düzeneği ile izlenmiştir. Çekme yükü altnda Poisson oranı düştükçe, LKY'ler tarafından yayılan Akustik dalgalar artan mikro-hasar oluşumundan dolayı artış göstermiştir.Yine düzlemsel kayma yükü altında düzlemsel kayma modülündeki azalmanın, mikro hasar birikimine bağlı olduğu gösterilmiştir. Bu amaçla, iki farklı fiber takviye, S-cam ve E-cam, LKY üretmek için seçilmiştir. Biriken toplam mikro-hasar miktarı ve termografi ile ölçülen ortalama sıcaklık değişimi E-cam takviyeli LKY için daha yüksektir. Uygulanan düzlemsel kayma yükü altında, düzlemsel kayma modülü E-cam ve S-cam takviyeli LKY'nin ikisinde de önemli oranda düşüş göstersede, E-cam takviyeli LKY için bu düşüşün S-cam takviyeli LKY'ye göre daha yüksek olduğu gözlemlenmiştir.Bunlara ek olarak, ince lamineli kompozitlerde Lamb dalgası yayılımı SEA ile gerçekleştirilmiştir. Gerçekleştirilen SEA, ince LKY için yeni, zaman alıcı olmayan,rijitlik matrisi bileşenlerini ve esneklik özelliklerini hesaplamak için kullanılabilecek tahribatsız bir test yönteminin hesaplamalı sayısal analizidir.Bu amaçla, Lamb dalgasının A0 ve S0 modlarının grup hızları, yanal izotropik simetreye sahip bir ince LKY üzerinde ölçülmüştür. Sonra, bu grup hızları Christofel denkleminde kullanılan LKY'nin rijitlik matrisinin bileşenlerini hesaplamak için kullanılmıştır. Daha sonra ise, hesaplanan rijitlik matrisinin bileşenleri tersine denklemler içinde kullanılarak aynı ince LKY'nin esneklik sabitleri hesaplanmıştır. Laminated Composite Structures (LCS) have been used increasingly in recent years in engineering applications such as aircraft and shipbuilding. However, it is important to note that despite the constant increase in the usage of LCSs, a number of certain aspects need to be investigated in detail. These aspects can be summarized in two di erent topics: the effect of different micro-damage types on LCSs and novel test methods for the measurement of certain mechanical properties. Here, to touch on these two issues, we investigate micro-damage accumulation and its effects on elastic constants of the laminated composite as well as we introduce a Finite Element Analysis (FEA) of a possible test method to calculate certain mechanical properties of thin-laminated composites. Unlike metals, LCSs can develop different types of micro-damage under load. These different types of micro-damage play a critical role in the failure of LCSs. Once initiation and accumulation of different types of micro-damage are understood, an adequate understanding of LCSs under operational loads can be established. This understanding results in the prediction of possible failure time of LCSs and usage of a number of elastic constants as a micro-damage monitoring index. For that purpose, we present an experimental study on the monitoring of the reduction in Poisson's ratio coupled with micro-damage initiation and accumulation. Poisson's ratio is monitored with a novel an embedded-biaxial Fiber Bragg Grating (FBG) sensor during the static tensile test of composite coupons. Accumulation of different types of micro-damage are monitored with Acoustic Emission (AE) set-up. It is seen that as Poisson's ratio reduces under tensile loading, composite coupons emit a higher number of acoustic waves due to the micro-damage formation. It is also demonstrated that reduction in in-plane shear modulus under in-plane shear loading is due to micro-damage accumulation. For this purpose, two different fiber reinforcement, S-glass and E-glass, are chosen to produce laminated 121

Gaz türbinleri gibi tüm turbomakinalarda dönen rotor ile sabit stator arasındaki açıklıklardan istenmeyen akışkan kaçaklarını engellemek ve/veya kontrol etmek için çeşitli sızdırmazlık elemanları (keçeler) kullanılır. Bu keçelerden birisi olan bal peteği keçe, gaz türbinlerinde sıklıkla kullanılan labirent keçe dişlerinin karşısına yerleştirilen bal peteği şeklindeki parçadır. Bu tezde, bal peteği boyutunun, açıklığın ve rotor hızının kaçak debiye etkisi HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) analizleri ile incelenmiştir. HAD analizleri için 3-boyutlu periyodik geometri oluşturulmuştur. Sınır şartı periyodikliğini ve geometrik periyodikliği sağlamak için bal peteği bölgesi 1 adet tam, 2 adet yarım petek olacak şekilde ele alınmıştır. HAD modeli, literatürde sonuçları bulunan test çalışmaları ile doğrulanmıştır. İlk aşamada, karşılaştırma amaçlı olarak bal peteği bulunmayan durum yani düz stator analizi yapılmıştır. Ardından; 1/32` (0,793 mm), 1/16` (1,59 mm) ve 1/8` (3,175 mm) boyutundaki bal petekleri için analizler yapılmıştır. İkinci aşamada rotor hızının etkisi incelenmiştir. Rotor hızı analizlerinde; düz stator, 1/32`, 1/16` ve 1/8` petek boyutlarında sırasıyla vt=0 m/s, vt=100 m/s ve vt=200 m/s rotor yüzey hızları kullanılmıştır. Üçüncü aşamada dişler ile bal peteği arasındaki açıklığın kaçak debiye etkisi incelenmiştir. Açıklık analizleri bal peteği bulunan durumlarda (1/32`, 1/16`, 1/8`) 0,127 mm, 0,254 mm ve 0,508 mm açıklıklar için yapılmış, düz stator ile karşılaştırılmıştır. Yapılan HAD analizleri sonucunda, 1/32` bal peteği kaçak debinin azalmasına, 1/16` ve 1/8` bal peteği kaçak debinin artmasına neden olmuştur. Bal peteği boyutunun diş ucu kalınlığına göre açıklığı artırma etkisinden dolayı böyle bir farklılık gözlenmiştir. Uygulanacak bal peteği boyutu, diş uç kalınlığına göre belirlenmelidir ki bal peteği uygulaması kaçak debiyi azaltacak etki oluşturabilsin. Various seals are used to prevent and/or control unwanted fluid leaks from openings between rotor and stator in all rotating turbomachines such as gas turbines. The honeycomb seal, one of these seals, is a honeycomb piece opposing the labyrinth seal teeth that are often used in gas turbines. In this thesis; the effects of honeycomb size, clearance and rotor speed on leakage were investigated by using CFD (Computational Fluid Dynamics) analyses. Three-dimensional periodic geometry was formed for CFD analyses. In order to ensure periodicity in terms of boundary conditions and geometry, the honeycomb zone is considered with 1 full and 2 half honeycombs. The CFD model has been verified with test data available in the literature. First of all, for comparison purposes, a case with a flat stator without honeycomb was analyzed. Then; analyses were made for honeycomb sizes of 1/32` (0.793 mm), 1/16` (1.59 mm) and 1/8` (3.175 mm). In the second step, the effect of rotor speed was investigated. In rotor speed analyses, rotor surface velocities of vt = 0 m/s, vt = 100 m/s and vt = 200 m/s were considered for flat stator, honeycomb sizes of 1/32`, 1/16` and 1/8`. In the third step, the effect of clearance between the teeth and the honeycomb on leakage was investigated. Clearance analyses were performed for 0.127 mm, 0.254 mm and 0.508 mm clearances in honeycomb cases (1/32`, 1/16`, 1/8`) and were compared with flat stator. As a result of the CFD analyses, 1/32'' honeycomb caused decrease in leakage while 1/16'' and 1/8'' honeycomb caused increase in leakage. Such a difference was observed due to the effect of increasing the clearance according to the tooth thickness and the honeycomb size. The honeycomb size should be determined according to the teeth thickness so that the honeycomb application could reduce the leakage. 95

Günümüzde, savaş durumunda düşman uçaklarının muhtemel gidebileceği rotalarla ilgilenen kurumlar, uzun istihbarat çalışmaları sonunda titizlikle elde ettikleri gizli bilgilerle önlem almaya çalışmaktadırlar. Ancak, pek çok sebepten ötürü, düşman devletlere istihbarat elemanı yerleştiremeyen veya bilgiye ulaşamayan servisler, önceden önlem alamamakta ve sadece kendi savunma sistemleriyle ve savaş uçaklarıyla düşman uçaklarını durdurmaya çalışmaktadırlar. Ne var ki bu durum pek çok insan hayatını tehlikeye sokmakta ve devlet prestijini ekonomik ve sosyal yönden yıkıma uğratmaktadır. Bu çalışmada, anlamsal tabanda çalışabilen ve pilotların, seyrüsefer subaylarının veya konuyla ilgilenen istihbarat birimlerinin yararlanmaları için tasarlanmış rota önermesi yapabilen, gerçekçi verilerle donatılmış yapay zekâ tabanlı Rota Tahmin mimarisi sunulmaktadır. Bu mimarinin ontolojik tabanı OWL (Web Ontology Language) dili uygulanarak geliştirilmiş, uçak, uçak yakıt modeli ve askeri alana ait tüm kavramlar, bireyler, özellikler ve bunlar arasındaki semantik bağlamdaki ilişkiler ontoloji aracılığıyla mantıksal sınıflandırılmıştır. Nowadays, in the event of war, the institutions that are interested in the possible routes of enemy planes are trying to take precautions based on the secret information they have gained through long intelligence research. However, for many reasons, these institutions cannot locate intelligence agents in enemy states or are unable to gain access to information, thus they cannot take precautionary measures. So, they try to stop enemy aircraft only with their own defense systems and warplanes. Nevertheless, this situation puts many people at risk and destroys the prestige of the state economically and socially.In this study, we present you the Structure of Artificial Intelligence based Route Estimation System with realistic data, capable of working semantically and proposing routes designed for the use of pilots, navigation officers or intelligence units interested in the subject. Database of this system is improved by using the OWL (Web Ontology Language) language. Moreover, aircraft, aircraft fuel system, all concepts and features of the military field, and the relations between them in the semantic context are logically defined through ontology. 111

Hava savaşı askeri operasyonların temeli haline geldi. Savaş boyunca, uçak manevraları, savaşın sonucunu belirleyen temel faktörlerden biridir. Savaş uçaklarının savaşta nasıl bir performans göstereceğine karar vermek kolay değildir, çünkü bunlarla ilgili güvenilir veriler genellikle mevcut değildir. Uçak üreticileri ve hava kuvvetleri sıklıkla uçaklarının diğer eşdeğer uçaklardan daha üstün olduğunu iddia ediyorlar. Ancak, gizlilik sebebi nedeniyle uçaklarının gerçek yetenek bilgilerini vermezler. Bu tez, savaş uçağı değerlendirmesi için mevcut uçuş zarflarının ve enerji manevra kabiliyet metriklerinin kullanılmasına odaklanmaktadır. Uçuş zarfları, uçağın yeteneklerini değerlendirmek ve karşılaştırmak için kullanılırken, metrikler çeşitli savaş manevraları için en iyi giriş stratejisini belirlemek için kullanılan bir karar sürecine uygulanacaktır.Bu çalışma bir point-mass uçak modeli kullanmaktadır. Bu modelde, kuvvetlerin ağırlık merkezi üzerinde hareket ettiği varsayılmaktadır. John Boyd ve Thomas Christie tarafından geliştirilen Energy-Maneuverability (E-M) teorisi de uygulanmaktadır. Bu analiz, uçağın kinetik ve potansiyel enerjisinin değişimi, yakıttan enerji ve sürtünme ile yayılan enerji arasındaki dengeyi kullanır. Bilgisayar simülasyonunu kullanmanın yanısıra, bu çalışma Endonezya Ulusal Silahlı Kuvvetleri'nin hava kuvvetleri kolu olan Endonezya Hava Kuvvetleri (TNI AU) F-16 pilotu ile yapılan tartışmaların sonuçlarını içermektedir. Gerçekçi hava muharebesi ve savaş manevraları üzerine birçok bakış açısı verir. Bakış açısı, uçağı değerlendirmesi için uygun karşılaştırma tekniklerinin seçilmesinde ve karar sürecinin yeniden şekillendirilmesinde kullanılır.Bir savaş uçağı, her irtifada ve her hızda rakiplerinden daha üstün olamaz. Iyi tecrübeli bir pilot, rakibin zayıf noktalarından nasıl yararlanacağını bilir. Düşmanını, uçağının bariz avantajlara sahip olduğu noktalarda zorlayabilir ve hücum eylemlerini başlatır. Bu avantajı sahiplenip koruyabilen pilot, sadece savaşı kontrol etmekle kalmayıp, sonucunu da belirleyebilir. Bu çalışmada, savaş sırasında uçak performansını ve manevra kabiliyetini değerlendirmek için kullanılabilecek üç diyagram ele alınacaktır. Bunlar V-n diyagramı, Spesifik Aşırı Güç (P s ) diyagramı, ve Enerji-Manevra kabiliyeti (E-M) diyagramıdır. V-n diyagramı bir uçağın anlık manevra kabiliyetini gösterirken P s diyagramı sürekli manevra kabiliyetini gösterir. E-M diyagramı hem anlık hem de sürekli manevra kabiliyetlerini gösterir. Bu zarfları kullanan üç karşılaştırma tekniği sunulacaktır. Onlar V-n overlay, P s overlay, ve E-M overlay.V-n diyagramı, bir uçağın anlık manevra kabiliyetini göstermektedir. Dikey eksende yük faktörü vardır ve hızı yatay eksendedir. Diyagramın şeklini veren özel koşullar sabit ağırlık, sabit yükseklik, sabit yapılandırma ve sabit itme veya güç seviyesidir. V-n diyagramının sınırları, sol taraftaki maksimum ve minimum taşıma, sağ taraftaki maksimum dinamik basınç, üst ve alt sınırları ise maksimum ve minimum yük faktörü ile belirlenir.Ps diyagramı dikey eksende irtifaya ve yatay eksende hıza sahiptir. P s diyagramının şeklini belirleyen özel koşullar sabit ağırlık, sabit yük faktörü, sabit itme gücü veya güç seviyesi ve sabit yapılandırmadır. Maksimum kararlı durum performansı, bir uçağın çalışma zarfı olarak bilinen P s = 0 kontur ile gösterilir. Zarfın içinde, P s pozitiftir, yani uçak, hızlanmak, tırmanmak veya her ikisini birden yapmak için yeterli güce sahiptir. Zarfın dışında, P s negatiftir ve bu nedenle sadece enerji kaybetme pahasına, uçak bu bölgede kısa bir süre uçabilir.E-M diyagramı dikey eksende dönüş oranına (ω) ve yatay eksende hıza sahiptir. Savaş uçakları için yüksek dönme kabiliyetine sahip olmak önemlidir, çünkü bu yetenek rakiplerine göre daha hızlı atış pozisyonuna ulaşmalarını sağlar. E-M diyagramının şeklini belirleyen özel koşullar sabit ağırlık, sabit yükseklik, sabit itme gücü veya güç seviyesi ve sabit yapılandırmadır. E-M diyagramı üç limite sahiptir: sol tarafta maksimum taşıma, üst tarafta maksimum yük faktörü ve sağ tarafta maksimum dinamik basınç. Enerji kazanma ve kaybetme bölgesinin sınırını işaretlemek için, P s = 0 kontur da verilir. Diyagram, sabit yük faktörü ve dönüş yarıçapı (R) konturları da içerir.Bu çalışmada, savaş uçağı kabiliyet değerlendirmesinde, P s , yükleme faktörü, dönüş oranı ve dönüş yarıçapı gibi E-M parametrelerine odaklanmıştır. P s ve dönüş oranını en üst düzeye çıkarmak ve dönüş yarıçapını aynı anda en aza indirmek mümkün değildir. Yüksek enerji durumunda (yüksek hız ve yüksek P s), uçak tırmanma, dönme ve hızlanma gibi birçok manevra yapabilir, ancak dönüş oranı azalır ve dönüş yarıçapı artar. Düşük enerji durumunda (düşük hız ve düşük P s ), dönüş yarıçapı azalır ve dönüş oranı artar, oysa uçağın manevra yapması için yeterli enerjiye sahip olmadığından saldırılara karşı savunmasızdır. Bu nedenle, mücadele planlaması boyunca bu parametreler arasında bir denge veya uzlaşma sağlamak için dikkatli bir inceleme yapılmalıdır.Hava savaşında temel noktalar hızlı öldürme ve enerji yönetimidir. Savaş boyunca, pilot genellikle birkaç defansif ve hücumlu manevralar gerçekleştirmek zorundadır. Her manevra, ya kazanılan ya da harcanan enerjiyle sonuçlanır. Düşmana karşı bir enerji avantajı kazanmak ve manevra enerjisinin zamansız kaybını önlemek önemlidir. Ancak, en iyi giriş stratejisini belirlemek sadece manevra süresini ve harcanan enerjiyi analiz ederek yapılamaz. Manevra boyunca yük faktörü, hız, dönüş oranı ve P s varyasyonu gibi diğer parametreler de dikkate alınmalıdır. Böylece, manevra sırasında zaman, harcanan enerji ve kısıtlama varyasyonlarını değerlendirmek için üç metrik kullanılacaktır: manevra zamanı, enerji çevikliği, ve geçici çeviklik metrikleridir.Manevra süresi, manevrayı tamamlamak için gereken süreyi ölçer. Enerji-çeviklik metrik parametresi, belirli bir manevrayı tamamlamak için harcanan enerjiyi ölçmek için kullanılır. Genellikle, zaman-enerji eğrisi, başlangıçtaki spesifik enerjinin (E s i ) seviye çizgisinin altındadır. Bunun nedeni enerji genellikle manevra sırasında tüketilmektedir. Sonundaki toplam enerji genellikle manevranın başlangıcındaki toplam enerjiden daha azdır. Fakat, zaman-enerji eğrisinin E s i çizgisinin üzerinde olduğu birkaç manevra da vardır. Bu durumda, enerji harcanmaz, ancak kazanılır ve sonundaki toplam enerji başlangıçtaki toplam enerjiden daha yüksektir. Böylece, E s i çizgisi ve zaman-enerji eğrisi arasındaki alanın gölgelenmesi durumunda, bu enerjinin harcanması anlamına gelir. Zaman-enerji eğrisi ile E s i çizgisi arasındaki alanın gölgelenmesi durumunda, enerjinin kazanıldığını gösterir. Geçici çeviklik metriği Ps, ω, n, V , R ve h gibi parametreleri içerir. Manevra sırasında, uçağın maksimum ve minimum yük faktörünü, kritik hızını, maksimum hızı ve maksimum dönüş oranı sınırlarını aşmaması önemlidir. Dahası, gelecekteki manevra dizileri için manevranın sonunda dönme kapasitesi (dönüş oranı ve dönüş yarıçapı) da değerlendirilmelidir. Metrik bilginin gösterimi zaman dilimi grafikleri ile elde edilir. Pilot genellikle, uçağın enerjisini kokpitteki hız göstergesi ve uçağın rakiplerinden göreceli konumu aracılığıyla gözler. Genel olarak, banka açısı ve oranı eğitim prosedürlerine göre belirlenir. Pilot genellikle onların büyüklüklerini bilmek için ADI (Attitude Director Indicator) kullanır. Ancak, yüzlerce uçuş saatinden sonra, ADI kullanmak yerine, pilot banka açısı girişinin büyüklüğünü belirlemek için sezgisini kullanır. Genellikle, pilot düşman uçağının taşıma vektör pozisyonuna dayanarak manevra girişlerini belirler. Bu nedenle, low yo-yo manevrası sırasında banka açısı girişinin büyüklüğü rakibin konumuna ve uçağın taşıma vektörünün istenen yönüne bağlıdır. Eğim açısının ve oranının büyüklükleri için pilotun rakibine göre uçtuğu noktaya bağlı olarak ayarlanır. Bu karar örneğin takip türünü belirleyecektir: lead, lag veya pure. Bu bilgi başarılı bir savaş için gereklidir. Bu çalışmada, uçak manevraları dikkate alındığında, aileron roll, immelmann, low yo-yo ve high yo-yo gibi bazı temel savaş manevraları bulunmaktadır. Başarılı bir hava savaşı için temel kurallar hızlı öldürme, enerji yönetimi, ve geçici özelliklerin değerlendirilmesidir. Savaş sırasında, pilot enerjisini sürekli değerlendirmeli ve aynı zamanda düşmanın enerjisini de değerlendirmelidir. Enerji avantajı elde etmek için her iki rakip de hız için irtifayı ya da irtifa için hızı bir çok kez takas edecekler. Bu bilgi başarılı bir savaş için gereklidir. Enerji çok hızlı veya çok büyük bir şekilde harcanmamalıdır. Savaş uçaklarının geçici özelliklerinin değerlendirilmesi, savaş manevraları için en iyi giriş stratejisini belirlemede son bir yorum yapmamızı sağlar.Tam askeri verilere erişim olmadan, bu çalışmanın sonucunun sadece temsilci olarak kabul edilebileceğine ve bu hesaplamaların diğer sonuçlarının varlığına dair birihtimal olduğuna inanılmaktadır. Verileri ikincil kaynaklıdır ve mevcut olan verilerin eksikliğinden dolayı bazı parametreler daha az belirgindir. Yine de, sonuçlar yazarın tahminlerini destekliyor görünmektedir.Yakın gelecekte, hava savaşını kazanmak için uçağın manevra kabiliyetinin önemi tartışılabilir. Önemli özellik, örneğin uçağın yeteneklerinden füze yeteneğine geçebilir. Füzeler ve radar teknolojisi uçak teknolojisinden daha sık gelişti. Savaşı kazanmak için uçakların sadece yeterli miktarda füze taşımaları, mükemmel radar ve kendini savunma yeteneklerine sahip olmaları gerekir. Hız ve E-M parametrelerinin üstünlüğü dışında, silahlar, menzil kabiliyeti, radar sistemleri (düşmanın tespiti), düşman tarafından tespit edilmekten kaçınma kabiliyeti, havada yakıt ikmali ve pilot kabiliyeti etkinliği belirleyen diğer önemli faktörlerdir. Bu nedenle savaş planlaması boyunca bu parametreler arasında bir denge veya uzlaşma sağlamak için dikkatli bir inceleme yapılmalıdır. Aerial combat is the cornerstone of military operations. One of the seminal elements that determine its outcome is aircraft maneuver. It is not easy to decide how fighter aircrafts will perform in combat, since reliable data regarding them are not usually available. Aircraft manufacturers and air forces frequently assert that their fighters are more superior than other equivalent fighters. However, they do not provide the real capabilities information of their fighters due to confidentiality reason. This study focuses on using existing flight envelopes and energy-maneuverability metrics for fighter aircraft assessment. The flight envelopes will be used to evaluate and compare fighter capabilities while the metrics will be applied to a decision process used to determine the best input strategy for various combat maneuvers.A fighter aircraft is hardly more superior than its adversary at every altitude and at all speeds. A well experienced pilot knows how to benefit from the weak points of the adversary. He/she may force the adversary at the points where his/her aircraft possesses obvious advantages and launches offensive actions. Pilot, who enjoys and can maintain this advantage, may not only control the combat but also determine its outcome. In this study, three diagrams that can be used to assess aircraft performance and maneuverability during combat will be discussed. They are V-n diagram, Specific Excess Power (P s ) diagram, and Energy-Maneuverability (E-M) diagram. V-n diagram shows the instantaneous maneuvering capability of an aircraft while P s diagram displays its sustained maneuvering capability. E-M diagram shows both the instantaneous and sustained maneuvering capabilities. Three comparison techniques using these envelopes, will be presented. They are V-n overlay, P s overlay, and E-M overlay.The fundamental rules for a successful aerial combat are quick kill, energy management, and assessment of transient characteristics. During combat, pilot must continuously evaluate his/her energy while at the same time assess the energy of the enemy. In an effort to gain energy advantage, both opponents will trade altitude for airspeed or airspeed for altitude many times. Energy should not be expended either too fast or too large. The assessment of aircraft transient characteristics allows us to give a final remark in determining the best input strategy for fighter maneuvers. 99

Havayolu şirketleri için uçak kullanımının maksimizasyonu önemli konulardan biridir. Belli bir zaman aralığında daha fazla uçuş saati gerçekleştirmek, uçuş saati başına düşen direkt işletme maliyetlerinin azaltılmasını sağlar. Uçakların, uçuş operasyonunda havada olduğu sürelerin mümkün olabildiği ölçüde fazla olması arzu edilmektedir. Uçuş operasyonları dışında yerde kaldığı sürelerin en aza indirgenmesi önem arz etmektedir. Uçağın uçuş operasyonu için planlandığı kullanım süresini artırabilmek, uçağın çeşitli sebeplerden dolayı yerde kaldığı sürelerin azaltılmasıyla mümkündür.Uçak, uçuş operasyonu dışında çeşitli sebeplerle yerde tutulabilmektedir. Uçağın uçuş operasyonu dışında yerde kaldığı sürelerden biri de `bakım amaçlı` yerde kalmasını gerektiren süredir. Uçağın bakım için yerde kaldığı süreden kazanılacak her saat, uçağın uçuş operasyonuna katkı sağlayacak uçuş saati olarak bir kazanımdır. Daha fazla uçuş saati gerçekleştirebilmek doğrudan uçağın uçuş için kullanılabilir olmasına bağlıdır.Uçağın uçuş için kullanılabilirliğinin arttırılmasının yöntemlerinden biri de planlı bakım yerde kalış süresinin azaltılmasıdır. Bu tez kapsamında bir uçağın planlı bakım yerde kalış süresinin azaltılmasıyla ilgili yöntemler incelenmiştir. Bu yöntemler sayesinde uçağın planlı bakım gereksinimleri için yerde tutulması gereken süreler azaltılmış, uçağın uçuş için kullanılabilirliği arttırılmış, sonuç olarak sağlanan ilave uçuş saatiyle havayolu şirketine kazanç sağlayabilecek bir yapı oluşturulmuştur.Tez kapsamında uçakların planlı bakım için yerde kalış sürelerinin azaltılması amacına yönelik ihtiyaç duyulan yöntem ve analiz metodlarının geliştirilmesi çalışmalarıyla elde edilen sonuçlar, havayolu şirketleri için uçak kullanımının maksimizasyonuna katkı sağlaması, direkt işletme maliyetlerinin azaltılmasına etki etmeleri açılarından önemlidir.Tezin kapsamı sivil havacılık sektöründe ticari havayolu taşımacılığında kullanılan uçakları içermektedir. Askeri havacılık ve genel havacılık kapsamındaki uçaklar bu tez çalışması kapsamı dışında tutulmuştur.Sivil havacılık sektöründe `uçuşa elverişlilik - airworthiness` kavramı çok önemlidir. En genel anlamda bir hava taşıtı için uçuşa elverişlilik, hava taşıtının onaylı tasarım özelliklerine uygunluğunu muhafaza etmesi ve emniyetli uçuş için fiziksel şartlarını koruması olarak özetlenebilir. Sivil havacılık sektöründe, uçuşa elverişli şartları haiz olmayan bir uçağın uçmasına asla izin verilmez. Havayolu şirketleri işletmekte oldukları uçakların sürekli uçuşa elverişliliğinden sorumludur. Uçakları sürekli uçuşa elverişli durumda tutabilmenin vazgeçilmez unsuru ise bakımdır. Dolayısıyla bakım, uçağın sürekli uçuşa elverişli şartlarını koruyabilmesi için yapılması gereken gerekliliklerden biridir ve bu gereklilikten kurallar gereği asla imtina edilemez.Günümüzde bir çok havayolu şirketinde, bakım kontrolleri önceden belirlenmiş intervallerde gerçekleştirilmektedir. Havayolu şirketlerinin planlama bölümleri, işletmekte oldukları uçak tipleri için bu bakım intervallerini belirlerler ve her uçak tipi için bakım programları hazırlayarak, bakım işlemlerinin o uçak tipinde belirlenen intervallerde uygulanmasını takip ederler. Bakım programında verilen bakım işlemleri, belirlenen bu kontroller sırasında yapılmaktadır. Bununla birlikte günümüzde bir çok havayolu şirketi tarafından kullanılan bu yöntem yetersiz kalmakta, kalan süresi itibarıyla bir sonraki bakım kontrolüne yetişemeyecek bakım işlemleri, zorunlu olarak bir önceki bakımda uygulanmaktadır. Bakım kontrollerinin bu katı yapısından ve sabit intervallerden dolayı, havayolu şirketleri fazla malzeme ve adam-saat kaybına maruz kalmakta; uçaklar bakım için daha fazla yerde tutulmakta dolayısıyla uçuş için kullanılabilirlikleri azalmaktadır. Birçok bakım işlemi esnek olmayan rijit yapı dolayısıyla erken uygulanmakta, bu da bakım işlemlerinin gereğinden fazla uygulanmasına neden olmaktadır. Belirli bir zaman aralığında bakım işlemlerinin kümülatif uygulanma sayıları artmaktadır. Bunun sonucunda fazladan yapılan bakım işlemleri için, fazladan adam saat harcanmakta ve yine belirli zaman aralığında fazladan parça, malzeme değişimi yapılmaktadır.Bu tezde önerilen yöntemde, bakımı sadece uçağın periyodik kontrolleri sırasında değil de, uçağın herhangi bir nedenden dolayı yerde olduğu tüm zamanlarda yapmak için daha esnek bir yapı geliştirilmiştir. Bu yöntemde tek bir bakım işlemi güdümlü bakım kavramı önerilmiştir.Uçağın yerde olduğu her anı bir bakım fırsatı olarak değerlendirerek, kurallar gereği yapılması gereken ve bakım programlarında da tariflenen bakım gerekliliklerini, bu yerde kaldığı süreler esnasında planlayarak gerçekleştirmek ve bunun metodolji ve yöntemini oluşturmak, bunun sonucunda elde edilebilecek mali, kazançları analiz etmek bu tez kapsamındaki çalışmalardandır. Benzer şekilde esnek yapıyı kurabilmek için lojik diyagramının oluşturulması ve bu yapıyı destekleyecek bütün kriterlerin analiz edilme çalışmaları da tez kapsamında gerçekleştirilmiştir. Önerilen bu yöntem, bir havayolu şirketinde gerçekleştirilen bazı örnek durum çalışmalarıyla desteklenmiştir. Örnek durum çalışmasında oluşturulan model, geliştirilen yöntem uygulanarak, esnek yapıyla ilgili sonuçlar elde edilmiş ve elde edilen bütün sonuçlar mevcut yapıyla karşılaştırılarak, geliştirilen yöntemin sağladığı faydalar analiz edilmiştir. Tez kapsamında yine ayrıca uçakların kullanılabilirliğinin arttırılmasına hizmet eden, uçakların gerçek zamanlı kullanımlarının dikkate alındığı, bakım işlemlerinin en uygun bakımlarda yapılabilmesini sağlayan bir yazılım geliştirilmiştir.Uçakların gerçek zamanlı kullanımları dikkate alınmadan, belirli kabullere göre zamanından önce planlanan bakım işlemlerinin, kayıplara neden olduğu ve neticede uçak kullanılabilirliğini azalttığı bilinmektedir. Birçok bakım işlemi uygulanması gereken intervalden önce uygulanmakta, erken uygulamaların da sonuç olarak adam saat kayıbı, fazla malzeme değiştirme, uçağın fazladan yerde tutulması gibi olumsuz sonuçları olmaktadır.Bu nedenle tez kapsamında geliştirilen yazılımda, bakım işlemlerinin uçak kullanımlarına göre en uygun zamanda yapılabilmesi ve harf kodlu bakım kontrolleri için en uygun intervallerin hesaplanarak uçak kullanımının arttırılması konuları üzerinde çalışılmıştır. Yazılımın kuvvetli yönlerinden biri de uçak bazında çözüm arayışına gidilebilmesidir. Sadece uçak filosu bazında en uygun ve en az kayıpla bakım işlemlerini uygulamaya ilave olarak, o uçak filosunda bulunan herbir uçak için ayrı ayrı, o uçakların gerçek kullanım parametrelerine uygun olarak bakım işlemlerinin uygulanabilmesi yazılımın sağladığı bir avantaj olarak değerlendirilmektedir. Dolayısıyla herbir uçağın özelinde değerlendirme ve analiz yapılabilmekte, herbir uçak için daha hassas ve gerçekçi sonuçlar elde edilebilmektedir. Tek bir bakım işlemi güdümlü bakım kavramı yaklaşımı, bakım işlemlerinin kayıplara neden olmadan gerçek zamanlı uçak kullanımlarına göre en uygun zamanda yapılabilmesi ve harf kodlu bakım kontrolleri için en uygun intervallerin hesaplanmasıyla ilgili çalışmalar bu tezin içeriğinde yer almaktadır. Bu iki yöntemle, uçağın planlı bakım için yerde kalış süresinin en aza indirgenmesi, bakım işlemlerinin daha etkin ve verimli şekilde gerçekleştirilmesi, erken uygulanmasının engellenmesi, havayolu şirketinin bakım masraflarının azaltılması; bakım yapma şeklinin değiştirilerek bakım için uçağın daha az yerde tutulması dolayısıyla uçakların uçuş için daha fazla kullanılabilir durumda tutulması ve belirli bir zaman aralığında daha fazla uçuş saati yapabilmesi hedeflenmektedir.Tez kapsamında gerçekleştirilen çalışmalar, geliştirilen yöntemler ticari havayolu taşımacılığında işletilen uçaklar için olup, bu uçakların planlı bakım için yerde tutulduğu sürelerin azaltılmasını hedeflemektedir. Uçakların planlı bakım dışında da birçok nedenden dolayı yerde tutulmasını gerektiren operasyonel nedenler, yer işletme ile ilgili gereklilikler bulunmaktadır. Diğer alanlardaki sürelerin azaltılarak, buralardan sağlanacak faydalar, farklı doktora çalışmalarına ışık tutabilir, bu konularla ilgili yapılabilecek çalışmalarda analiz edilebilir. Maximization of aircraft utilization is one of the most important issues for airline companies. By accumulating more flight hours in a certain period of time, direct operating costs per flight hour can be reduced. Achieving more flight hours depends on aircraft availability for flight. One of the methods for increasing aircraft availability for flight is to reduce scheduled maintenance downtime of the aircraft. Methods of reducing maintenance downtime of an aircraft were examined in the scope of this thesis. By means of these methods, scheduled maintenance downtime of the aircraft is reduced, aircraft availability for flight is increased and a cost based structure has been established for the airline companies.Today many airline companies perform maintenance checks in predetermined intervals. Maintenance tasks given in maintenance programs are performed during these maintenance checks. However, this method used by many airline companies remains currently insufficient to prevent earlier accomplishment of maintenance tasks. Due to the rigid structure of this maintenance concept and fixed intervals, such airlines are subjected to enormous loss of material, man hour etc… This cause the aircraft to be kept much more time on gorund for maintenance purposes, consequently the aircraft availability for flight decreases. In the method proposed in this thesis, a more flexible structure has been developed to perform the maintenance not only during periodic checks but also whenever the aircraft is on the ground for any reason. In this method, a single task-oriented maintenance concept has been proposed. The method proposed in this thesis has been supported with some case studies performed in an airline company.In the scope of this thesis, a software which will help to increase the aircraft availability for flight has been developed to calculate more accurate and appropriate letter check alternatives according to real-time utilization values accumulated by each aircraft. This software allows us to use real-time utilization values for all aircraft and therefore it may suggest different appropriate letter check alternatives for each aircraft. Maintenance tasks which are planned in maintenance checks without taking into account the real-time utilization of the aircraft cause losses because of potential earlier accomplishment of these tasks and therefore decrease the aircraft availibility eventually. For these purposes, the accomplishment of maintenance tasks in the most appropriate letter check alternatives according to real-time utilization values and the suggestion of different appropriate letter check alternatives for each aircraft are studied in the software developed in this thesis.Single task-oriented maintenance concept, the accomplishment of maintenance tasks in the most appropriate letter check alternatives according to the real-time utilization values and the calculation of different appropriate letter check alternatives for each aircraft are subject of this thesis.With this method and maintenance concept, it is intended to decrease maintenance scheduled downtime of the aircraft, to accomplish maintenance tasks on time and to prevent losses and earlier accomplishment, to reduce maintenance cost of airline companies, to increase aircraft availability for flight and to maximize aircraft utilization, therefore to increase the flight hour in a certain period of time. 152

Havayolu taşımacılığı, 20.yüzyıl içerisinde önemini her geçen yıl arttırmış ve herkes tarafından tercih edilen bir noktaya gelmiştir. Artan talep ve rekabet ortamı, havayolu şirketlerini maliyet hesaplamalarında ciddi çalışmalara iterek özellikle yakıt tasarrufuyla maliyet iyileştirmesi hedeflerin başını çekmektedir. Bu zamana kadar maliyet iyileştirmesi için birçok çalışma yapılmış ve olumlu etkileri görülerek havayolu şirketlerine kar sağlanmıştır.Literatürde yer alan çalışmalar, yakıt tasarrufunda birçok etken parametre olduğunu göstermektedir. Toplam kazanç eldesinde, uçağın yapısal ve operasyonel ağırlığı düşürülerek maksimum ticari yük miktarı kapasitesiyle uçuşun gerçekleştirilmesi en etkin yollardan biri olmuştur. Seyir uçuş sürati ve irtifası optimizasyonu, üstgeçiş maliyetleri, meteorolojik şartlar ve hava sahalarının kapalılıkları ele alınarak gerçekleştirilen rota optimizasyonları, periyodik motor bakımları, tek motor ile yapılan taksi planlamaları, uçağın bekleme esnasında yedek motor yerine harici elektrik ve hava ünitelerin kullanımı, uçak aerodinamik yapısındaki geliştirmelerin uygulanması, uçak ağırlığına etki eden uçak içi eğlence sistemleri, kitaplar, dergiler ve kullanılabilir su kaynaklarının azaltılması gibi çalışmalar toplam uçuş maliyetini olumlu yönde etkilemektedir.Yapılan çalışmalar ve araştırmalar uzun menzilli uçuşlarda oluşturulan uçuş planlarının meteorolojik şartlara, uçuş sürati ve irtifasına göre optimize edilmesi ve bu planlamaların gerçeğe en yakın tahminler ile yapılması toplam uçuş maliyetinde önemli ölçüde azalma sağladığını göstermektedir. Bu nedenle havayolu şirketleri günümüzde piyasada bulunan ve maliyet açısından fayda sağlayan ve optimizasyonların en etkin biçimde yapılabildiği ticari uçuş planlama paket programlarını kullanmaktadır.Bu çalışmada, Boeing 777-300 ER uçağının maksimum kalkış ağırlığı ile gerçekleştirilen uzun menzilli İstanbul-Los Angeles uçuşu performans ve planlama yöntemlerine dayalı maliyet iyileştirmesi amaçlanmıştır. Örnek uçuş planlamaları, günümüzde dispeçer eğitimlerinde ve sanal havacılık platformlarında kullanılan, ticari uçuş planlama yazılımlarına yakın sonuçlar veren `Professional Flight Planner X - PFPX` paket programı kullanılarak oluşturulmuştur. Literatürde yer alan maliyet iyileştirmelerinde en etkin performans yöntemlerinden biri olan Cost Indeks metodu ve planlama yöntemi olarak da Redispatch metodu İstanbul – Los Angeles uzun menzil uçuşunda incelenmiştir.Öncelikle Büyük Daire Mesafesi planlama yöntemi ile İstanbul - Los Angeles arası uçuş menzili belirlenerek en kısa mesafe tespit edilmiştir. Bu bilgiden yola çıkarak navigasyonel veriler doğrultusunda 3 noktadan oluşan büyük daire mesafesine en yakın menzile sahip GCD rotası ve bu zamana kadar yapılan gerçek uçuş planlamalarının menzil ortalaması olarak ele alınan OPT rotası oluşturulmuştur. Çalışmada, tırmanma ve süzülüş performans verileri kullanılan paket programının veri tabanı dahilinde ele alınacaktır. Her iki rotaya etki eden ortalama rüzgar şiddeti ve ISA sapması, `Climate Reanalizer` yaz ve kış dönemi veri tabanı incelenerek belirlenmiş ve planlamalarda kullanılmıştır. Elde edilen planlama parametreleri kullanılarak oluşturulan İstanbul - Los Angeles uçuş planlarında farklı Cost Indeks değerleri uygulanarak en düşük maliyetli uçuş rotası ve Cost Indeks değeri saptanmıştır. Bir havayolu şirketinin filosundaki uçak sayısı ve yıllık uçuş sayısı toplam maliyeti etkilediğinden dolayı bu çalışmadaki yaklaşımlar tek bir uçak ve rota üzerinden değerlendirilmiştir.Cost Indeks metoduyla en düşük uçuş maliyetine ulaşılan rota ve dönem ele alınarak Redispatch metodu aynı planlamaya uygulanmıştır. Hedef, standart planlamada elde edilen ticari yük miktarı sabit tutularak Redispatch metoduyla aynı uçuş planındaki yedek (Contingency) yakıt miktarını azaltmak olmuştur. Bu sayede uçuş için gerekli yakıt miktarı azaltılacak ve tasarruf sağlanacaktır.Tüm bu veriler bir araya getirilerek sonuçlar karşılaştırıldığında rota optimizasyonunda ve planlama yöntemlerinde kullanılan parametrelerin uzun menzil uçuşlarında maliyete ne kadar büyük etkisi olduğu açıkça görülmektedir. Ayrıca halihazırda uygulanan uçuş planlarına doğru hesaplamalar sonucu Cost Indeks ve Redispatch metodu uygulandıktan sonra tek bir uzun menzil uçuşunun yıllık operasyonu ele alındığında, en kötü şartlarda bile 120000$ maliyet iyileştirmesi sağlandığı sonuçlarda görülmektedir. Bu yüzden elde edilen sonuçlar, uzun menzil uçuşlarında performans ve planlama yöntemlerinin havayolu şirketleri tarafından imkanlar dahilinde uygulanması ve derinlemesine çalışmalar yapılması gerektirdiğini kanıtlar haldedir. In the 20th century every passing year, Airline transportation has increased its own importance and come to a point where it is preferred by everyone in the world. Fuel consumption and cost improvement research and studies in the aviation world have been intensified especially after the Arab oil embargo in the 1970s. Moreover increasing demand and competitive environment pushes the Airline Companies to enter into a study deeply about their total operational costs, which in particular leads to the goal of improving total costs through fuel saving strategies. Up to this time, a lot of researches have been done to improve the total airline operational cost efficency and the Airline companies have been profitable by gaining the positive effects of researches.The studies in the literature show that there are many effective parameters in fuel saving strategies. Within the extend of operational cost improvement studies, it was clearly understood that one of the most effective ways to operate the aircraft with the maximum payload capacity by reducing the structural and operational weight of the aircraft. Optimization of cruising speed and altitude, route optimizations taking into consideration overfly costs, meteorological conditions and closures of airspaces, periodic engine maintenance, planning taxi with single engine, application of external electrical and air units instead of APU engine during standby of aircraft on ground, implementation of aircraft aerodynamic improvements such as winglets, reductions books, magazines, potable water resources and in-flight entertainment systems that affect aircraft weight, are all positively affecting the overall flight costs.The studies and researches show that the flight plans created for long-haul flights are optimized according to meteorological conditions, flight speed and altitude, and that making these plans with the closest estimates provides a significant reduction in total flight cost. For this reason, airline companies use commercial flight planning package softwares on the market that are cost effective and optimizations are most effective. These planning softwares which have high cost for non commercial uses, also provide the airline total cost analysis within route optimization and helping to create flight plans with fewer errors.In this study, it was aimed to improve the total airline operational cost which is based on performance and planning metods of the long-range Istanbul-Los Angeles flight by Boeing 777-300 ER aircraft with maximum take-off weight. The exemplary flight plans in this research were created using the '' Professional Flight Planner X - PFPX '' package program, which is used today in dispatcher training and virtual aviation platforms and the package software has significantly close results like commercial flight planning softwares used by airline companies. The Cost Index metod, one of the most effective performance metods in the total operational cost improvements in the literature for fuel saving strategies, and the Redispatch metot as a planning metot have been examined in Istanbul - Los Angeles long range flight.First, the shortest distance was determined by determining the flight distance between Istanbul and Los Angeles with the Great Circle Distance planning metod. In the view of such information and in the direction of the navigational data lead to create the GCD route consisting of 3 points with the closest range to the great circle distance, and the OPT route which is regarded as the range average of the actual flight plans made up to this time. In the study, the climb and glide performance data will be handled within the database of the PFPX package program used. The average wind values and ISA deviation affecting both routes were determined by examining the summer and winter period data of the `Climate Reanalizer` and used in planning.In this thesis, aircraft performance parameters are presented with general approaches, calculation metods and informations. This data has been added to the study to help planners to make general flight performance calculation without using flight planning softwares.In general, Cost Index is defined as the ratio of time related costs, such as hourly overages for flights and cabin crews, hourly rates for motor and structural maintenance of aircraft and fuel cost. The time related costs also include the hourly rate of the aircraft owner or the leased company in the parameters such as costs arising from delays in the planning of the connected flights. However, since these cost parameters vary too much and the effect is small, the above mentioned crew and maintenance cost are taken as basis in general calculations in this study. With Cost Index, the faster the airplane travels, the more earnings are recorded for airline companies. This is due to the fact that the aircraft is flying faster, more distance and time dependent components are available, and the maintenance cost is reduced at this rate. However, if the aircraft travels faster than necessary to reduce time related costs, fuel consumption increases and saving is lost. Therefore, the flight cruising speed should be determined in flight planning by rating all flight parameters and fuel consumption parameters optimally.For years in the flight plans, constant cruising speed metot at the determined optimum altitude is used. It has been theoretically and practically proven that there are high cost savings in the planning which is made by the Cost Index metot compared to the plans made with the constant speed. Since the number of aircraft in an airline's fleet and the annual number of flights affect the total operational costs, the approach in this study was evaluated on a single aircraft and route. In this study, four different Cost Index values were applied to Istanbul - Los Angeles flight plans which were created by using the obtained planning parameters and the lowest cost flight route and Cost Index value were determined. In addition to the Cost Index metod, applying the Redispatch metot on flight plans especially on long-range flights reduces aircraft weight and provides less fuel with the same payload. With the Redispatch metot contingency fuel is planned as the ratio of the fuel required from the decision point to the main destination rather than the ratio of fuel required for the entire flight. Thus, the weight of the aircraft over all phases is reduced by reducing fuel consumption and cost improvement is achived due to the standart flight planning at the same routes.In this thesis, the Redispatch metot was applied to the same plan, taking into account the route and period that reached the lowest flight cost with the Cost Index metod. The goal is to reduce the amount of contingency fuel on the same flight plan by using the Redispatch metod, keeping the amount of payload on standard flight plans that is achived with Cost Index metot planning constant. In this way, the amount of fuel required for the flight will be reduced and the savings will be achieved in total operational costs.When all these data are combined and the results are compared, it is clear that the determined parameters used in route optimization and planning metods are the greatest effect of the financials on long range flights. In addition, it is observed that, after applying the correct Cost Index value and Redispatch metot to the currently applied flight plans, the annual operation of a single long-haul flight is taken into consideration, even in the worst case conditions in this study, total operational cost improvement of $ 120000 is achieved. Therefore, the results obtained are evidence that the performance and planning metods should be implemented by airlines in long-haul flights, and that in depth studies should be undertaken.In order to obtain more efficient results for total operational cost improvement efforts in the next long haul flight researches, wind data and ISA deviation approaches along the route to be selected need to be analyzed in detail. In addition, more realistic results could be achived by examining in detail the actual step climbs that are needed for aircraft performance for fuel saving strategies. Also, aircraft performance parameters can be examined more closely in climbing and descending phases to obtain cost improvement results close to the actual weather conditions. For determination of real time related costs and direct cost analysis, the crew and maintenance costs are needed to calculate precisely acording to the airline company data. This would help to choose the correct value of Cost Index for actual flight plans and reduce the direct operational costs. In addition to this information, Redispatch metot can be considered more effectively to select most efficent redispatching point on the flight plan route and the total amount of fuel savings can be increased by detailed studies. 119

Bu tez kapsamında, güvensiz uçuş rejimine girmiş hava taşıtları için güvenli uçuşa dönüş problemi ve genel nonlineer sistemlerin kararlılık analizi irdelenmektedir. Güvensiz uçuş rejimi olarak tabir edilen durumlarda son derece bağlaşık ve lineer olmayan dinamikler sisteme hakimdir. Bağlaşık ve lineer olmayan dinamikler ise klasik ya da modern lineer kontrol teknikleri ile ele alınması oldukça güçtür. Bu tip kontrolcüler nonlineer dinamiklere yakalamada düşük performansa sahiptirler. Bu sebeple, güvensiz uçuş rejimine girmiş hava taşıtlarının, güvenli uçuşa dönmesi için nonlineer kontrol tekniklerini içeren stratejiler benimsenmiştir.Bu tezin odağında çevik manevra yapan uçakların karşılaşacağı güvensiz uçuş koşulları vardır. Bu sebeple, bu tezin kapsamında, güvensiz uçuş rejimleri, yüksek açısal hız değerlerini içeren uçuş koşulları olarak tanımlanmıştır. Bu uçuş rejimlerini kapsayacak simulasyon çalışmaları yürütebilmek adına çevik manevra kabiliyetine sahip bir uçak modeli üzerinde çalışmak gereklidir. Bu bağlamda, simulasyon modeli olarak yüksek duyarlıklı F-16 modeli kullanılmıştır. Bu model güvensiz uçuş rejimlerindeki dinamikleri de içeren bir aerodinamik veritabanına sahiptir. Daha önce de bahsedildiği gibi güvenli uçuşa dönüş problemi nonlineer kontrol teknikleri ile ele alınmıştır. Buna karşın, bu problemi çözme konusunda kontrol stratejilerinin performanslarının değerlendirilmesi açısından hem lineer hem de lineer olmayan kontrol teknikleri sunulmuş ve uygulanmıştır. Bu bağlamda, doğrusal karesel regülatör, tek çevrim nonlineer ters dinamik bazlı açısal hız regülatörü ve çift çevrim nonlineer ters dinamik bazlı aerodinamik açı regülatörü oluşturulmuştur. Bunlara ek olarak, en son bahsi geçen tek çevrim nonlineer ters dinamik bazlı açısal hız regülatörü ve çift çevrim nonlineer ters dinamik bazlı aerodinamik açı regülatörünün anahtarlamalı olarak çalıştığı, anahtarlamalı nonlineer ters dinamik kontrolcüsü önerilmiştir. Tüm kontrolcü çıkarımları, gerekli uçuş denklemleri de detaylı olarak ele alınarak açık bir şekilde sunulmuştur.Oluşturulan tüm kontrol stratejileri, bu çalışma kapsamında önerilen bir sistem ile değerlendirilmiştir. Bu sistem, kullanılan kontrol stratejilerinin güvensiz uçuş rejiminden güvenli uçuş koşullarına geçişte harcadıkları süreyi ve de başarılı bir şekilde güvenli uçuş koşullarına taşınabilen başlangıç koşullarının oluşturduğu zarfı performans kriteri olarak ele almaktadır. Burada uçağın gövde eksenindeki üç açısal hız değeri(yuvarlanma hızı, yunuslama hızı, yalpalama hızı) zarfı oluşturmak için kullanılmaktadır. Bu sebeple, geniş bir yelpazede yüksek sayıda açısal hız kombinasyonları sisteme başlangıç değeri olarak verilmiş ve bahsi geçen kontrolcülerin bu koşullardan ne kadarını güvenli uçuş rejimine döndürebildiği takip edilmiştir. Ayrıca bütün zarflar farklı hücum açıları değerleri için tekrarlanmış ve böylelikle hücum açısının da güvenli uçuşa dönüşteki etkisi incelenmiştir. Bu çalışma kapsamında hangi kontrolcülerin geniş toparlanma zarfına, hangilerinin ise daha dar toparlanma zarfına sahip olduğuna bakılarak kontrolcülerin performansları karşılaştırılmıştır. Tüm kontrolcüler geniş açısal hız zarflarında ve çeşitli hücum açılarında Monte Carlo simulasyonlarına tabi tutulmuş ve bahsi geçen performans kriterlerine göre değerlendirilmiştir. Buna göre, lineer kontrolcü beklendiği gibi çok sınırlı bir toparlanma zarfına sahiptir. Toparlanma hızı açısından başarılı bir performans göstermesi ise optimal kontrol tabanlı bir kontrolcü olması ile uyuşmaktadır. Diğer yandan en geniş toparlanma zarfına sahip kontrolcü ise tek çevrim nonlineer ters dinamik bazlı açısal hız regülatörüdür. Toparlanma hızı ise hücum açısıyla ters orantılı bir karakter sergilemektedir. Geniş toparlanma zarfına sahip olmasına karşın bu kontrolcünün aerodinamik açıları kontrol edebilme yetisi bulunmamaktadır. Her ne kadar açısal hızları regüle etmede çok üstün bir performans gösterse de, tam anlamıyla güvensiz uçuş rejiminden kurtulma problemine yanıt vereceği söylenemez. Buna karşın bu işlevi yerine getirebilecek çift çevrim nonlineer ters dinamik bazlı aerodinamik açı regülatörü ise nonlineer açısal hız regülatörüne karşın çok daha küçük bir zarfta etkin olabilmektedir. Bu sonuçlar vesilesi ile önerilen anahtarlamalı nonlineer ters dinamik kontrolcüsü ise geniş bir zarfta açısal hızları regüle etmeyi başarmış, açısal hızları regüle olmuş sistemde de başarılı bir şekilde aerodinamik açı regülasyonunu sağlayabilmiştir. Ek olarak, anahtarlamalı kontrolcünün anahtar değişim eşiğinin güvenli uçuş rejimine dönüş sürelerine etkisi gözlemlenmiştir. Öyle ki, farklı bir eşik değeri ile aynı şartlar altında Monte Carlo simulasyonları koşulduğunda toparlanma sürelerinde ortalama on saniyeye varan kısalma görülmüştür. Kontrol kaybı durumlarında, süre çok kiritk bir parametredir. Uçağın güvensiz uçuş rejiminde kaldığı her saniye daha da geri dönülemez uçuş rejimlerine girmesine sebep verebilmektedir. Bu sebeple de kontrolcüler için önerilen performans kriterlerinden biri toparlanma süresi olarak belirlenmiştir. Bahsi geçen son çalışmanın geliştirilebilir ve bir optimizasyon çalışmasına döndürülebilir olması, geleceğe yönelik akademik araştırma olanağı doğurması demektir ve bu bağlamda önemlidir.Güvenli uçuşa dönüş için değerlendirilen bir diğer strateji ise iki basamaklı toparlanma stratejisidir. Buna göre açısal hızlar ve aerodinamik açılar doğrudan regüle edilmeye çalışılmayıp, arada bir uçuş koşulu üzerinden geçilerek tam regülasyona yönlendirilmektedir. Dar bir zarfta test edilen bu yaklaşımda bazı noktalar için toparlanma süresini kısaltan ara durum koşullarının bulunduğu gösterilmiştir. Bu koşulların neredeyse tamamında yalpalama ve yunuslama hızları hedeflenen son değer ile aynı olup sıfırken yuvarlanma hızında farklı değerler gözlemlenebilmiştir. Bu çalışmanın güvenli uçuşa dönüşü hızlandırma konusunda yol göstericiliğinin yanı sıra, güvenli uçuşa dönüşün dinamikleri konusunda da bilgilendirici olmuştur. Öyle ki, güvenli uçuşa dönüş açısından, yunuslama ve yalpalama hızlarının düşürülmesi, yuvarlanma hızının düşürülmesine göre daha fazla önem arz etmektedir. Dolayısıyla, kontrol yüzeylerinin öncelikli olarak sadece yunuslama ve yalpalama hızlarının düşürülmesi için kullanılması güvenli uçuş zarfına dönüşte zaman avantajı sağlayabilmektedir.Yüksek uygunluklu 6 serbestlik dereceli bir F-16 modeli ve nonlineer kontrolcüler düşünüldüğünde Monte Carlo simulasyonları bazlı yapılan kararlılık analizi çalışmaları hesaplama yükü ve zaman açısından oldukça maliyetlidir. Bu sebeple, aynı çalışmaların daha az hesaplama yükü ve zaman ile üretilebilmesi açısından yapay sinir ağı bazlı bir çalışma yürütülmüştür. Bu çalışma kapsamında 1 giriş, 1 çıkış ve 4 gizli katmandan oluşan 2 ayrı model oluşturulmuştur. Modellerden birinin amacı 4 farklı sınıflandırma yapmasıdır. Bu sınıflar, güvenli uçuşa dönüşün yanı sıra güvenli uçuşa dönüşün başarısız olması durumunda hangi sebepten başarısız olduğunu da belirten durumları ifade etmektedir. Güvenli uçuşa dönüşte başarısızlık durumları hız şartının, irtifa şartının ve yük faktörü şartının ihlal edildiği durumlardır. Bu üç farklı durumun yanı sıra başarılı olduğu durumlarla birlikte 4 ayrı sınıflandırma yapılmış ve oluşturulan ilk model bu sınıflandırmayı yapmak üzerine tasarlanmıştır. Diğer modelin amacı ise 2 farklı sınıflandırma yapmasıdır. Bunlar ise güvenli uçuşa dönüşün başarılı ve başarısız olduğu durumlar olarak tanımlanmıştır. Modellerin eğitimi için daha önce yapılan Monte Carlo simulasyonlarının verileri kullanılmıştır. Burada önemli olan nokta ise eğitim için bu verilerinin sadece %20'sinin kullanılmış olmasıdır. Hesaplama yükü ve zaman açısından maliyeti düşürme de bu şekilde gerçekleşmiştir. Verilerin sadece küçük bir kısmı kullanılarak %87 oranında benzer toparlanma zarfları elde edilmiştir. Bununla birlikte, sınıflandırmada karşılaşılan hata oranları ve hangi sınıfların daha kolay hangi sınıfların daha zor ayrıştırıldığına yönelik sonuçlar da ortaya konmuştur. Hata oranlarının düşük olması, parametrelerin optimizasyonu ve sınıflandırma koşullarının sıkılaştırılması gibi çalışmalar yapılarak modelin daha yüksek başarı oranlarına çıkabileceği konusunda umut vermekte ve ileriye yönelik çalışma imkanları sunmaktadır. This thesis investigates the upset recovery problem of aircrafts as well as stability analysis of general nonlinear systems. In order to deal with upset recovery problem, the strategies which contains nonlinear control techniques are adopted. In order to validate through comparison, linear control technique which make use of linear quadratic regulator is also implemented. As a nonlinear control techniques nonlinear dynamic inversion (NDI) based angular rate regulator and double loop NDI controller for angle of attack, sideslip and bank angle are derived for High fidelity F-16 aircraft model. The choice of aircraft model enabled us to observe conditions with high angular rates which can be encountered in agile maneuver executions. Implemented controllers are evaluated through a novel framework where the recovery envelopes and recovery times are used as the performance criteria. Three dimensional recovery envelopes are constructed using three body angular rates which are used as initial points for simulations and included or excluded to recovery envelopes based on the success in recovery attempt. Successful recovery conditions are restricted so that the aircraft would not count as recovered if it exceed structural or altitude limits along with the constraints employed in actuator models. Based on the evaluations which are made by the proposed framework, another strategy is proposed which adopts the strong sides of single loop and double loop NDI controllers such that it utilizes the single loop NDI controller until the high angular rates are regulated below some predetermined threshold, then uses the double loop NDI controller to recover aerodynamic angles. This new strategy is called as switching NDI controller and its performance superiority is validated using the proposed framework.Thereafter conducting analysis based on simulation study, another approach is implemented to mitigate the computational burden which comes along with the simulations. Neural network model is constructed to reproduce the recoverability envelopes obtained via simulations. By this way, recoverability envelopes are created with high fidelity using only small portion of the whole simulations executed before. 75

Bu doktora tezinde, esnek kanatların çırpan kanat aerodinamiğindeki etkileri deneysel olarak incelenmiştir. Bu amaçla bir tane rijit kanat ve üç tane veter doğrultusunda esnek kanat üretilmiş ve kanatların aerodinamik performansları su kanalı deneyleriyle karşılaştırılmıştır. Parçacık Görüntüleyerek Hız Ölçümü sistemi ile kanat etrafı anlık hız alanları ve girdap yapıları belirlenmiş, eş zamanlı olarak kuvvet ölçümleri alınmıştır. Görüntü alma sistemi aynı zamanda esnek kanatların anlık deformasyonlarını elde etmek için de kullanılmıştır. Doğal frekans etkileri ve kanat deformasyonları kuvvet verileri ve verimlilik ile ilişkilendirilmiştir. Doğada kanat çırpma hareketi yapan uçucu ya da yüzücü hayvanlara baktığımızda, kanatlarında ya da kuyruklarında esnek yapılara sahip olduğunu görebiliriz. Bu yüzden, doğayı örnek alınarak yapılacak olan hava/su aracı tasarımlarında bu esneklik etkilerinin incelenip anlaşılması önem taşımaktadır. Ana amaç olarak, harmonik çırpma hareketi ya da ani yunuslama hareketi yapan kanatların farklı esneklik dereceleri altında aerodinamik performanslarının incelenmesi hedeflenmiştir.Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi'ne bağlı Trisonik Laboratuvarı'nda bulunan kapalı devre, açık yüzey, geniş ölçekli su kanalında gerçekleştirilmiştir.Deneylerde iki farklı hareket gerçekleştirilmiştir. Bunlardan birisi ani yunuslama hareketi olarak tanımlayacağımız, belirli bir sürede gerçekleşen hücum açısı değişimi ve sonrasında kanadın sabit hücum açısında kaldığı hareket tipidir. Kanatlara yunuslama hareketi Kollmorgen/Danaher Motion AKM33E servo motor kullanılarak verilmiştir. Kanat modellerine hızlı ve yavaş olmak üzere iki tip yunuslama hareketi verilmiştir. Kanatlar 0° hücum açısından 45° hücum açısına hızlı durumda 1 saniyede, yavaş durumda 6 saniyede getirilmiştir. Bunlar sırasıyla 1 ve 6 taşınım zamanına denk gelmektedir. Motor hareket profilleri belirli genlik ve süre için Labview programıyla oluşturulmuştur. Labview aynı zamanda kuvvet verisi alımını ve PIV sistemini senkronize çalışması için tetiklemektedir.Diğer hareket türü ise harmonik kosinüs konum fonksiyonu ile oluşturulan ötelenme hareketidir. Modellerin ötelenme hareketi Kollmorgen/ Danaher Motion AKM54K servo motor ile sağlanmıştır. Farklı genlikler ve frekanslar için ötelenme hareketi profilleri yunuslama hareketinde olduğu gibi Labview programı ile oluşturulmuştur.Deneyler dört farklı malzemeden üretilen kanatlar ile gerçekleştirilmiştir: pleksiglas malzemeden üretilen rijit kanat, esnek kanat olarak homojen polikarbon levha (lexan), asetat kanat ve üç boyutlu yazıcıda basılan kanat. Rijit kanat 5 mm kalınlığına, 100 mm veter uzunluğuna sahip olup her tarafının aydınlatılabilmesi için şeffaftır. Esnek kanatların hücum kenarında bulunan 10 mm metal parça ile kanatların veter boyunca esnekliğe sahip olmaları sağlanmış olup açıklık boyunca olan esneklik engellenmiştir. Kanatların bağlantı ve dönme ekseni hücum kenarı olup bu eksen aynı zamanda kuvvet sensörünün merkezi ile çakışmaktadır.Üretilen kanat modellerinin doğal frekansları bu tezin ana parametrelerinden birisidir. Hareket parametreleri bu doğal frekanslar göz önünde bulundurularak belirlenmiştir. Doğal frekans belirlenirken kanatlar su kanalının içerisinde, kendi deney pozisyonunda bulunurken ani yükleme ile veter doğrultusunda serbest salınımları sağlanmış ve sensör verileri hareket sönümleninceye kadar kaydedilmiştir. Bu verilerin analizi sonucunda rijit, lexan, baskı ve asetat kanatların doğal frekansları sırasıyla 7.40 Hz, 2.32 Hz, 1.25 Hz, 0.51 Hz olarak belirlenmiştir.Kuvvet verisi altı bileşenli ATI NANO-17 IP68 Kuvvet/Tork sensörü ile alınmıştır. Sensör model çubuğu ile motordan gelen çubuk arasına, z-ekseni kanadın hücum kenarına denk gelecek şekilde yerleştirilmiştir.Yunuslama hareketi yapan rijit kanatlar için, yavaş ya da hızlı harekette, akış genel olarak açıklık oranı AR=4 ve üzerinde iki boyutlu karakter göstermektedir. Hareket süresince, açıklık oranının etkisi kuvvet dağılımının karakterini değiştirmeden kuvvet genliğini ötelemek şeklinde olmaktadır. Açıklık oranının dolayısıyla akışın üç boyutluluğunun etkisi hareket bittikten sonra belirleyici olmaktadır. Kuvvet dağılımlarındaki lokal maksimumlar açıklık oranı AR > 2 için görülmektedir. AR ≥ 6 durumunda iki tepe noktası oluşmaktadır. Bu ikincil hatta üçüncül tepe noktaları yeni oluşan hücum kenarı girdabı dolayısıyla meydana gelmektedir.Kanatların efektif açıklık oranları aynı olsa bile, simetri ekseni kullanılanların, simetri ekseni kullanılmadan tamamen daldırılarak elde edilen açıklık oranlı kanatlar ile aynı akış topolojisine ve kuvvet-zaman dağılımlarına sahip olmadıkları görülmüştür. Akışın üç boyutluluğu sebebiyle bazı küçük farklılıklar oluşmaktadır. Bu yüzden, simetri ekseni vazifesi görecek plaka dikkatli bir şekilde kullanılmalı ve kanat ile bu plaka arasındaki mesafe iyi ayarlanmalıdır. Bu çalışmada bu mesafe 2 mm (diğer bir deyişle veter uzunluğunun %2'si) kadardır.Esnek kanatlarda yunuslama hareketi ana olarak gelen akışın kanatları deforme etmesi ile ilintilidir. Esnekliği en yüksek kanat olan asetat kanatta bu eğilme deformasyonu miktarı daha fazla olmakta bu da hücum açısını azaltmaktadır. Sonuç olarak da asetat kanatta düşük CD elde edilmektedir. Akış yapıları incelendiğinde, asetat kanatta akım çizgileri hem yavaş hem hızlı hareket durumunda diğer kanatlardan farklılıklar göstermektedir. Sürekli bir hücum kenarı girdabı ve firar kenarı girdabı oluşumu asetat kanat için gözlenmektedir.Ötelenme hareketi yapan rijit kanatlarda, hareket ile akışa dik kuvvet bileşeni arasında oluşan faz farkı, kanat çırpma frekansı arttıkça azalmaktadır. Belirli bir frekans için faz farkı, kanat çırpma genliği arttıkça artmaktadır. Kanadın iz bölgesinde oluşan girdaplar arasındaki yatay mesafenin dağılım grafiği ile akışa dik kuvvet bileşeninin fazlarının değişim grafiği benzer özellikler göstermektedir. Diğer taraftan, düşük kanat çırpma frekanslarında, akış doğrultusundaki kuvvet fazları çırpma genliği arttıkça azalmaktadır. Bu faz azalması, faz 90° değerine yakınsayacak şekilde devam etmekte, bu da kanadın maksimum hızına sahip olduğu duruma denk gelmektedir. Fazlar minimum değerine eriştikten sonra artış trendine girmektedir. Minimum faz gecikmesi, sürükleme rejiminden itki rejimine geçildiği ve maksimum verim elde edildiği indirgenmiş frekans ile çakışmaktadır. İtki üretilmeye başlandığında akış doğrultusundaki kuvvet fazları artışa geçmektedir. Ayrıca, girdap yapılarına bakıldığında, sürüklemeden itkiye geçiş, hücum kenarı girdabının hücum kenarı civarında kalmaya başladığı ve kanat üzerinden iz bölgesine doğru ilerlemediği durumda görülmüştür.Esnek çırpan kanatlarda, kanatlar doğal frekans civarında çırptırıldığında (f/fn ~1), firar kenarı genliği dağılımı tepe noktası yapmaktadır. Asetat kanat için doğal frekanstan daha büyük çırpma frekansları test edilebilmektedir ve f/fn = 2'den sonra firar kenarı genlikleri tekrar artışa geçmektedir. Genlik değerleri ölçüm aralığının maksimumu olan f/fn = 4.4'e kadar sürekli artış göstermektedir. Bu gözlem, rezonans frekansının ötesindeki çırpma frekanslarında da yüksek firar kenarı genliği elde edildiğini göstermektedir.Esnek kanatlar Φy fazlarında rijit kanatlara göre oldukça farklı dağılım göstermektedir. Doğal frekansın, Φy fazları üzerinde etkisi olduğu görülmektedir. Faz değerleri doğal frekans civarına kadar artmakta, daha sonra bir azalış ve sonrasında artış davranışı sergilemektedir (asetat kanat için gözlenebilir). Doğal frekansın yanında, çırpma genliğinin de fazlar üzerinde doğal frekans civarında görülen tepe noktasını yok edici şekilde etkisi vardır. Bu da doğal frekansın ve çırpma genliğinin birlikte yorumlanması gerektiğini göstermektedir.Birleştirilmiş Φy - ΦTE faz grafiklerinde ise ilginç bir sonuç elde edilmiştir: firar kenarı fazları ve Φy kuvvet fazları farklı kanatlar için farklı çırpma frekanslarında kesişmektedirler. Kesiştikleri frekanslar kanadın doğal frekansına denk düşmektedir. Diğer bir deyişle, Φy ve ΦTE fazları kanatlar doğal frekanslarında çırptırıldığında birbirine eşittir. Esnek kanatlar, firar kenarının ve Fy kuvveti fazlarının eşit olduğu doğal frekans salınımlarında yüksek verimliliğe sahiptirler.Rijit kanatların aksine, Φx fazlarının değişimi esnek kanatlarda Φy fazları ile benzerlik göstermektedir. Bu benzerlik, esneklik etkilerinin sadece akıma dik doğrultudaki kuvvetlere değil akım doğrultusundaki kuvvetlere katkı sağladığını göstermektedir. Esnek kanatlarda firar kenarının eğilmesiyle beraber, elastik kuvvetler hem akıma dik doğrultuda hem de akım doğrultusunda ortaya çıkmaktadır. Iki kuvvet bileşeni arasındaki bu benzerlik, özellikle akış doğrultusundaki kuvvetlerde elastik kuvvetlerin diğer kuvvetlere (sirkülasyon ve zahiri kütle) baskın olduğunu göstermektedir.Verimlilik tepe noktaları kanat çırpma genliği arttırıldığında daha yüksek Strouhal sayılarına doğru kaymaktadır. Esnek kanatlarda maksimum verimlilik 0.1 – 0.6 Strouhal sayısı aralığında elde edilmiştir. Yüksek verim bölgesi literatürde 0.2 – 0.4 Strouhal sayısı aralığında belirtilmiştir ve esnek kanatlar için de bu aralık genellikle geçerlidir. Aralığın sınırları farklı genliklerde çırpan esnek kanatlar için biraz genişletilmiştir.Aynı girdap yapıları esnek kanatlarda hareket döngüsünün farklı evrelerinde oluşmaktadır. Firar kenarı hareketinin girdap oluşum zamanını belirlediği gözlenmiştir. Kanatlar daha esnek hale geldikçe, firar kenarında oluşan girdaplar gecikmekte ve bunun sonucunda firar kenarı girdap yapıları bir kanat çırpma periyodunda daha geç oluşmaktadır. Veter boyunca olan esnekliğin burada sunulan parametreler ile firar kenarı girdap zamanlamasını ve girdap şiddetini değiştirdiği fakat hücum kenarı girdap yapılarına belirgin bir etkisinin olmadığı görülmüştür.Rijit kanat için, girdaplar bir veter uzunluğu mesafeden sonra patlamaktadır. Kanatlar esnek hale geldikçe girdaplar daha geç patlamaya başlamaktadır. En esnek kanat olan asetat kanatta girdaplar ölçüm alanının tamamında bütünlüğünü korumakta ve takip edilebilmektedirler. Ayrıca, iz bölgesinde görülen girdap sayısı da kanat esnekliği arttıkça artmaktadır.Doğal frekansı civarında çırpan esnek kanatların firar kenarı zamanlamasıyla beraber kanat etrafında oluşan yüksek hız alanlarını destekleyip bunlardan faydalandığı gözlenmiştir. Diğer düşük verimli durumlar ise bunu gerçekleştirememektedir. Bunu bir çeşit akışı `yakalayıp` girdaplar vasıtasıyla iz bölgesine aktarma şeklinde düşünebiliriz. Bu durumun da yüksek verimlilik için anahtar noktalardan biri olduğu görülmüştür. In the present PhD thesis, flexibility effects in flapping wing aerodynamics are experimentally investigated. For that purpose, one rigid and three chordwise flexible wings are produced and their aerodynamic performances are compared in a water channel. Digital Particle Image Velocimetry (DPIV) system is used to determine instantaneous velocity fields and vortical structures around the wings in conjunction with simultaneous direct force/moment measurements. The imaging system also acquired the instantaneous deformation of the wing. Natural frequency effects and deformation of the flexible wings are linked to the force measurements and efficiencies. Since all natural flyers and swimmers have some degree of flexibility on their wings, it is important to understand the phenomena for a more effective aerial/nautical vehicle design. Main objective is to determine the aerodynamic performances of different flexible wings under harmonic plunging or rapid pitch-up motions.The experiments are performed in the close-circuit, free-surface, large-scale water channel located in the Trisonic Laboratories at the Faculty of Aeronautics and Astronautics of Istanbul Technical University (Istanbul, Turkey). Two distinct motions are executed in the experiments. Perching or pitch-up is one of these motions and based on sudden change in angle of attack and halting the wing at a constant degree of angle. The pitch-up motions of the airfoil were accomplished using a Kollmorgen/Danaher Motion AKM33E servo motor. The models were subjected to performing two types of pitch-up motion: fast and slow. The model started from 0° and attained its final angle of attack of 45° in 1 second for the fast motion and in 6 seconds for the slow motion, corresponding to 1 and 6 convective times, respectively. The motor motion profiles were generated by a signal generator Labview VI (Virtual Instrument) for the given amplitude and duration. Labview VI also triggers both the force data acquisition and the PIV system. The other motion type is the purely plunging motion that is generated by harmonic cosine position function. Plunge motion of the model is accomplished with Kollmorgen/ Danaher Motion AKM54K servo motor. The motor motion profiles were generated by a Labview VI for various amplitudes and frequencies. The experiments are performed on four different wing materials: a rigid wing produced of plexiglass, three flexible wings produced of homogeneous polycarbonate sheet (lexan), an acetate wing, and an elastic model produced in 3D printer. The rigid wing has a thickness of 5 mm, chord length of 100 mm and transparent to illuminate both sides of the wing. Flexible wings have 10 mm metal part on leading edge to avoid spanwise flexibility and the total chord length is 100 mm. The wing's rotation axis is the leading edge, which also coincides with the center of the force sensor.Natural frequencies of the manufactured wings are one of the backbone parameters of the thesis. Motion parameters are determined based on these natural frequencies. The wings are exposed to sudden loading and given free chordwise oscillation to determine their natural frequencies while the wing is in its position, fully submerged in the water channel. Natural frequencies are determined as 7.40 Hz, 2.32 Hz, 1.25 Hz, 0.51 Hz for rigid, lexan, printed and acetate wings respectively.Force data is collected by a six-component ATI NANO-17 IP68 Force/Torque sensor. The sensor was mounted on the rod between the model and the plunge servo motor, oriented with its cylindrical z-axis coincides with the leading edge of the wings.For the perching rigid wings, whether the plate pitches up fast or slow, the flow remains mostly 2D along the span for plates with AR = 4 and above. During the motion, the effect of the AR is to shift the force variation in amplitude without changing its variation character. The effect of AR, hence, the three-dimensionality of the flow becomes pronounced after the motion ends. The formation of a local maximum in the force variations after the motion ends was evident for wings with AR > 2. There exist two peaks for wings with AR ≥ 6. These secondary or even tertiary peaks occur because of the formation of a new LEV.Even if the effective ARs of the wings are the same, the one with a symmetry plane did not yield exactly the same flow topology and hence the same force-time histories as the fully submerged wing. There were slight differences due to the three-dimensionality of the flow. Therefore, an endplate representing the symmetry plane should carefully be placed with special care to ensure that the gap between the wing root and the endplate is approximately 2 mm (i.e., 2% of the chord).Perching motion in flexible wings primarily depend on the deflection of the wings caused by the oncoming freestream. The deflection is high for the most flexible acetate wing, which results in a lower angle of attack. As a result, low CD is obtained for the acetate wing. When flow structures are examined, streamline topology of the acetate wing shows differences due to the reduced angle of attack both in fast and slow motion cases. Continuous LEV and TEV vortex shedding can be observed on the acetate wing.For the plunging rigid wings, it is found that the phase lag between the motion and the cross-stream force component decreases as the reduced frequency increases, and for a given reduced frequency, the phase lag increases as the plunging amplitude increases. The variation of the horizontal spacing between vortex cores with the reduced frequency follows the same characteristics as those of the phase lag for the cross-stream force. On the other hand, the phase lag for the streamwise force component decreases as the plunging amplitude increases for low reduced frequencies. The decrease converges to a phase lag value of 90°, which coincides with the maximum velocity of the wing. After the minimum is reached, the phase lag for the streamwise force component starts to increase. The minimum phase lag coincides with the reduced frequency where the crossover from drag to thrust is observed and maximum flapping efficiency is obtained. When the thrust is produced, the phase lag for the streamwise force component increases. Moreover, according to the vortex structures, the crossover from drag to thrust is observed when the LEV starts to hold around the leading edge and does not convect downstream along the plate.In flexible flapping wings, trailing edge amplitude makes a peak when the oscillations are performed near natural frequency of the wing (f/fn ~1). For the acetate wing, frequencies beyond natural frequency can be tested and after f/fn = 2, trailing edge amplitudes start to increase again. The values are in a continuous increase in the measurement range up to f/fn = 4.4. This finding suggests that, higher trailing edge amplitudes can be reached when the flapping frequencies are beyond the resonant frequency.When Φy phases are considered, it is observed that the flexible wings have completely different phase variations compared to the rigid wings. Natural frequency appears to have an effect on Φy phase variations. Phase values increase up to the near natural frequency, and then exhibit a decreasing followed by an increasing trend at higher flapping frequencies (can be observed for acetate wing). Besides the natural frequency, flapping amplitude also has an effect on phases such as the peak near natural frequency diminishes for higher amplitudes in acetate wing. This implies that natural frequency and flapping amplitude should be interpreted together.An interesting result is obtained from the combined Φy - ΦTE phases graph: trailing edge phases and Φy force phases are intersecting at different plunging frequencies for different wings. The intersecting frequencies coincide with the natural frequency of the wing. In other words, cross-stream force phases and trailing edge phases are equal when the wings are plunged near their natural frequencies. Flexible wings have peak efficiency around natural frequencies where their trailing edge phases and Fy force phases also coincide.Unlike the rigid wing, distribution of the Φx phases have similar characteristics with the Φy phases in flexible wings. That similarity indicates that the flexibility effects are observed not only in cross-stream direction but also in streamwise direction. In flexible wings, elastic forces emerge in both streamwise and cross-stream directions coupled with the trailing edge deflection. The similarity between the streamwise and the cross-stream force phases is a result of these prevailing elastic forces over the other existing forces (circulatory and added mass).The efficiency peaks shift towards high Strouhal numbers when the flapping amplitude increases. The peak efficiencies are obtained in a Strouhal number range of 0.1 – 0.6 for the flexible wings. High efficiency zone in the literature was expressed in a Strouhal number range of 0.2 – 0.4 and for the flexible wings, this range is generally valid. The boundaries of the range are slightly extended for the flexible wings in different flapping amplitudes.Same vortical instances are attained at different stages of the motion cycle for the flexible wings. It is observed that the TE motion determines the vortex shedding timing. As the wing gets more flexible, vortex shedding from the TE delays and similar vortex structures on the TE are observed later in the flapping period. Chordwise flexibility under parameters presented herein, alters the TEV shedding timing and vortex strength but does not have a pronounced effect on LEV shedding.For the rigid wing, the vortices burst after one chord length in the wake. As the wing gets more flexible, the vortices start to burst late. The vortices in the most flexible acetate wing's wake preserve their coherency and can be tracked in full measurement region. Also number of vortices observed in the wake increases when the wing is more flexible.While the flexibility for the wing flapping around its natural frequency exploits and enhances the high velocity zones created around the wing with the TE timing, another low efficiency flapping frequency cases cannot perform that. It can be considered as `catching` the flow and transferring it to the wake through vortices, which is found to be crucial for high efficiency. 174

Bu tezde, parçacık görüntülemeli hızölçer verilerinden basınç alanı elde etmek için bir yöntem önerilmiştir.Önerilen yöntemde, deneylerden elde edilen hız alanları, başlangıç ve sınır koşulu olarak kullanılarak, Basınç Bağlantılı Denklemler için Yarı Örtük Yöntem algoritması ile korunum denklemleri çözülmektedir. Zamandan bağımsız ve daimi akışların çözümleri için yüksek mertebeli ayrıştırma şemaları ile sonlu hacimler yöntemi kullanılmıştır. Önerilen yöntem teorik akışlar ile doğrulanmış ve takiben sonuçlar klasik basınç ölçüm araçları ile karşılaştırılmıştır.Yöntemin, girdi olarak kullanılan hız verilerindeki hatalara karşı duyarlılığı da değerlendirilmiştir.Hata içermeyen hız alanları ile yöntem kesin basınç alanını vermek ile birlikte çok yüksek mertebedeki hatalarda dahi düşük hata ile çözüm verebilmektedir.Yöntemin yüksek girdaplılıklı akışlardaki yeteneğini değerlendirmek için çırpan kanat çevresindeki akışın basınç alanı ölçülmüştür.Önerilen yöntem ile akış alanına müdahale etmeyen, bölgesel ve hız alanı ile eşzamanlı güvenilir basınç ölçümleri yapılabilmektedir.Ayrıca hataları düzelten doğası gereği, önerilen yöntem deneysel sistemlerin belirsizliklerini ölçmek ve hesaplamalı yöntemleri kalibre etmek için de kullanılabilir. In this thesis, a methodology is proposed to estimate pressure fields from particle image velocimetry measurements. The methodology uses the velocity fields acquired from the experiments as initial and boundary condition and employs Semi-Implicit Method for Pressure Liked Equations algorithm to solve governing equations.Finite volume method is employed with high order discretization scheme for solution of steady and transient flows.The methodology is validated with theoretical flows and further verified with conventional pressure measurement tools.The sensitivity of the methodology to the velocity field error is also assessed.Method estimates the pressure fields exactly for error free velocity fields.Moreover, method can correct the flow-fields to accurate values even with extremely high experimental uncertainties and errors.The methodology is further employed on a flapping airfoil experiment and capability of pressure estimation is tested for highly vortical flows.The proposed methodology offers a reliable, non-intrusive, global pressure measurements simultaneously with the corresponding velocity fields.Due to the error-correcting nature, it could also be used for quantifying the uncertainties of experimental systems or calibrating numerical tools. 137

Ferroakıskanlar, manyetik özelligi olmayan akıskanların içerisine nano boyutta parçacıkların karıstırılmasıyla elde edilir. Bu yeni akıskanın ısıl iletim gibi bazı özellikleri baz akıskanın özelliklerine nazaran çok farklı ve avantajlı olabilir. özellikle ısıl iletkenlik özelliginde sagladıkları belirgin üstünlük onları popüler bir aras ̧tırma konusu haline getirmistir. Bunların yanı sıra, dısarıdan uygulanan manyetik alan ile akıskanın hız ve sıcaklık gibi parametrelerini etkin bir s ̧ekilde degistirme olanagi saglarlar. Basta her ne kadar ölüm kalım meselesi gibi görünmese de, nanoakıskanlar kullanılarak yapılan tıp alanındaki son çalısmalar, bu girisimlerin ölüm kalım meselesi çözecek asamaya getirme yolundadır. Umut vadeden bir tıp uygulaması örnegi, tedavi edici manyetik parçacıklarla hazırlanmıs nanoakıskanların, dısarıdan uygulanan bir manyetik alan yardımıyla kanserli hücrelere yönlendirilmesinin saglanmasıyla sorunsuz hücrelerin minimum zarar almasını saglamak olarak gösterilebilir. Isı iletimindeki iyiles ̧tirme becerileri, her ne kadar altında yatan sebepleri tam olarak henuz çözulememis de olsa, farklı sogutma uygulamalarında kullanılabilir. Bu çalısma kanal içine enjekte edilmis nanoparçacıların akısa etkisi üzerini nümerik hesaplamalar ile aras ̧tırmaktadır. Bu sebeple, denklem sistemlerinin verimli bir sekilde çözülmesi bu çalısmanın önemli bir pars ̧asını olusturmaktadır. Nanoakısların kendine has özelliklerinin simulasyonunda deneylere dayalı empirik modeller literatürden arastırılarak kullanılmıstır. Ferrofluids, a mixture of nonmagnetic fluids with magnetic nano-sized particles, offer advantages such as adjustable thermal conductivity and ability to be controlled via an external magnetic field. Although referred to as not a matter of life and death, ferrofluids have various medical applications which might serve as one soon. An example for promising medical application of nanofluids is cancer treatments, where external magnetic field is utilized to guide special magnetic nanoparticles directly to the malign tumors giving less harm to the surrounding tissues. Their not totally understood superiority for heat conductance also offers effective solutions for a variety of different cooling applications.This work focuses on investigation of flow characteristics of this new engineered fluids in channel flows. Study here involves numerical calculations rather then experimentation. Thus, efficient tools to solve the system equations plays a vital role. Nanoparticle specific properties of the flow has been simulated by the available emprical models in the literature. 176

Uzay çağının başladığı zamandan günümüze, uzay araçlarının kararlılığı ve kontrolü önemli bir konu olarak gelişimini sürdürmektedir. Uzay araçları kendileri için belirlenen görevleri gerçekleştirmeleri için kararlı bir yönelme halinde olmaları beklenebilir. Örneğin sürekli dönen bir uydu ile iletişim kurabilmek için, uydunun üzerinde çok yönlü ve çok sayıda anten olması gerekir, ancak eğer uydu sürekli nadir doğrultusunda bakacak şekilde kararlı hale getirilirse tek bir anten ile iletişim sağlanabilir. Benzer şekilde, uzay aracının belirli bir noktaya yönelmesi beklenebilir, örneğin derin uzay araştırmaları, gezegen gözlemleri vb. Bunun gibi durumlarda uzay aracının yörüngesine de bağlı olarak, aktif bir kontrol yöntemi ile yönelmesinin değiştirilmesi gerekmektedir. Uzay araçlarının yönelme kontrolü aktif ya da pasif olarak gerçekleştirilebilmektedir. Pasif yöntemlerden uzay aracının belirli bir hızda döndürülmesi ile kararlı hale getirilmesi yöntemi ilk uzay araçlarında kullanılan bir yöntemdir ve jiroskopik etkiden yararlanılarak dönme ekseninde oluşan bozucu etkilerin giderilmesini sağlar. Bu yöntemde düşük hassasiyet ile kararlılık sağlanır ve haberleşme için çok yönlü antenler kullanılmalıdır. Yer çekiminin değişiminden faydalanarak da pasif olarak uzay aracının kararlı hale getirilmesi mümkündür. Bunun için aracın boyunun eninden çok daha uzun olması gerekmektedir. Bu hali ile uzay aracı bir sarkaca benzetilebilir. Aracın yere yakın bölümüne daha fazla ağırlık kuvveti etkiyor iken, uzak tarafına daha az ağırlık kuvveti etkiyecektir. Oluşan bu fark ile uzay aracının uzun olduğu eksen ile nadir doğrultusunun çakışması sağlanır. Yüksek hassasiyetli uygulamalar için uygun değildir.Aktif yöntemlerde ise kullanılan bir eyleyici ile aktif olarak yönelme kontrolü sağlanabilir. Manyetik eyleyiciler ile bobin üzerinden akım geçirilmesi sonucu bir moment elde edilip yönelme kontrolü sağlanabilir. Ayrıca diğer bir eyleyici olan momentum değişim cihazlarında bulunan disklerin limit hıza erişmeleri halinde kontrollü olarak yavaşlatılmalarında kullanılabilirler. İtki sistemleri yörünge transferlerinde kullanıldığı gibi, yönelme kontrolünde de kullanılabilirler, kimyasal, soğuk gaz ve elektrik olmak üzere üç alt gruba ayrılabilirler. Kimyasal itki cihazları yüksek kuvvet/moment üretebildikleri için momentum değişim cihazlarının yavaşlatılmasında kullanılabilirler. Ayrıca hızlı ve büyük açılı bir yönelme manevrasında kullanılabilirler. Elektrik ve soğuk gaz itki cihazları görece daha düşük kontrol momenti üretirler ve yönelme manevralarında kullanılırlar. Buraya kadar anlatılan aktif kontrol yöntemleri dış bir etki ile moment oluştururlar, momentum değişim cihazlarında ise uzay aracının içinde bir diskin dönüş hızının ya da dönme ekseninin değiştirilmesi bir tepki momenti elde edilir. Reaksiyon Tekerleri (RW), Momentum Tekerleri ve Kontrol Moment Jiroskopları şeklinde üç ayrı grupta toplanabilir. Reaksiyon tekerleri ve momentum tekerleri yapısal olarak aynıdır ancak çalışma prensipleri itibari ile farklılık gösterirler. Bu eyleyiciler, yüksek ataletli bir disk, bu diskin döndürülmesini sağlayan bir elektrik motoru ve motora giden akımı ve gerilimin ayarlanmasında kullanılan devreden oluşurlar. Momentum tekerleri sabit bir hızda döner ve oluşan jiroskopik etki ile kararlılık sağlanır. Reaksiyon (Tepki) tekerlerinde ise diskin dönüş hızı değiştirilerek bir tepki momenti elde edilir. Kontrol Moment Jiroskopları (CMG) ise reaksiyon tekerinin dönüş eksenine gimbal eklenmiş hali olarak düşünülebilir. Bu gimbal ekseninde yüksek tork sağlayabilen bir motor bulunur. CMG'lerde dönen disk sabit hızda dönebileceği gibi, reaksiyon tekeri gibi değişken hızlarda da dönebilir. Gimbal eksenine bağlı olan motorun çalıştırılması ile momentum vektörünün yönü değiştirilir ve RW'ye kıyasla yüksek bir kontrol momenti elde edilebilir. Yüksek hassasiyet gerektiren görevlerde, örneğin uzay teleskopunun belirli bir hızda dönüp, belirli bir noktaya bakması ve sabit olarak o noktaya bakıyor vaziyette kalması gibi, RW ve CMG'ler kullanılırlar. CMG, RW'ye göre daha kompleks bir yapıdadır ve daha maliyetlidir ancak daha yüksek kontrol momenti üretebilir. Uzay görevine bağlı olarak aktif ya da pasif bir yöntem belirlenerek, görevin gereklerini karşılayacak eyleyici(ler) seçilebilir.Bu çalışmada, reaksiyon tekerleri incelenmiş, mekanik-elektronik yapısı konusunda araştırmalar yapılmış, RW'ler ile uzay aracının kontrolü konusunda yapılan yayınlar taranmıştır. Yapılan yayınlarda genellikle kontrol yöntemleri anlatılmış ve simülasyon sonuçları verilmiş, gerçek bir senaryoda ya da donanımsal bir benzetim ortamında test edilmemiştir. Modelleme ve kontrol açısından bakıldığında donanımsal benzetim ortamı, gerçek testler gerçekleştirilmeden önce ve bilgisayar simülasyonlarından sonra önemli bir yer teşkil etmektedir. Test sistemi ile kullanılan eyleyiciler gerçeğe yakın senaryolarda test edilebilir, oluşabilecek hata durumları önceden fark edilip giderilebilir. Bu çalışmada modelleme ve kontrol işlemlerini gerçekleştirmek amacıyla reaksiyon tekeri mekanizması ve reaksiyon tekeri test mekanizması mekanik ve elektronik olarak tasarlanmış ve üretilmiştir. Bu sayede uzay araçlarında da kullanılan dinamik bir sistemin davranışı gözlemlenmiş ve matematiksel modellemesi ve fiziksel parametrelerinin belirlenmesi işlemleri gerçekleştirilmiştir. Sonraki aşamada ise test mekanizması üzerinde, tasarlanan yönelme kontrolörü test edilmiştir.Birinci bölümde konuya giriş yapılmış, literatüre atıf yapılarak hangi konuların çalışıldığı belirtilmiştir. Konunun neden seçildiği ve tezin amacı detaylı bir şekilde anlatılmıştır.İkinci bölümde teker tasarımında nasıl bir yol izlendiği, tasarımların hangi değişikliklerden geçtiği, bilgisayar destekli çizim ortamında hazırlanan çizimler eklenerek anlatılmıştır. Tasarlanan test düzeneği yunuslama ve sapma eksenleri etrafında hareket edebilmektedir. İki eksende de kontrolü sağlamak için birer RW bulunmaktadır. Eksenlerdeki dönüş açıları enkoderlar ile ölçülmektedir. Enkoderlardan gelen yönelme açıları tasarlanan kontrolörde işlemden geçerek RW'lere iletilmekte ve kontrol sağlanmaktadır. Veri işleme, kaydetme ve kontrolör implementasyonu işlemleri bir mikrokontrolcü ile gerçekleştirilmektedir.Üçüncü bölümde RW ve test sisteminin matematiksel modelinin nasıl elde edildiğinden bahsedilmektedir. RW, doğru akım motor modeli kullanılarak modellenmiştir. Farklı gerilimler için diskin sahip olduğu hızlar kaydedilmiş, motor üreticinin verdiği motor ile ilgili parametreler kullanılarak simülasyon gerçekleştirlmiş ve model, yapılan ölçümler ile doğrulanmıştır. Test sistemi ise Newton'un ikinci yasası kullanılarak modellenmiş, eksenlerdeki sürtünmeler viskoz sürtünme olarak denklemlere dahil edilmiştir. Bu aşamada yapılan ölçümler ile matematiksel modelin simülasyonu birbirleri ile eşleşmemiştir. Bunun sebebi olarak düzeneğin sürtünmesinin doğrusal bir davranış göstermemesi olarak görülmüştür. Bu noktada, test sisteminin modellemesini daha sağlıklı yapabilmek için literatürde bulunan sürtünme modelleri incelenmiş ve statik sürtünmeyi de içeren Stribeck modelinin uygun olduğu görülmüştür. Yapılan ölçümlerden elde edilen veriler, tezde anlatılan yöntemden geçirilerek sürtünmeyi belirleyen parametreler kestirilmiştir. Elde edilen yeni model farklı verilerde de test edilmiş ve yeni modelin ölçümlere yakınsadığı görülmüştür.Dördüncü bölümde, tasarlanan iki farklı kontrol yöntemi anlatılmıştır. Bunlardan ilki, sistem dinamiğinin baştan çözdürülerek, hangi anda diskin hızlandırılacağının hangi anda diskin yavaşlatılacağının bulunması prensibine dayanmaktadır. Bu yöntem açık çevrim kontrol yöntemi olarak adlandırılabilir, geri besleme kullanılmamaktadır. Ancak, sistemin yönelmesinin istenilen değerlere gelip gelmediğini anlamak için geri beslemeli bir yöntem kullanılmalıdır. Tasarlanan ikinci yöntemde, kontrolör parametreleri sistem transfer fonkiyonuna belirsiz parametreler olarak girilmiş, bu parametreler belirli bir uzayda taranarak, kararlılığı sağlayan kazanç değerleri bulunmuştur. Simulasyon sonuçları ve test sistemi sonuçları sunulmuştur.Sonuç bölümünde ise tezin katkısı ve gelecekte yapılması planlanan çalışmalardan bahsedilmişitr. The stability and control of spacecrafts has been an significant topic, since the beginning of the space age. The spacecrafts (S/C) can be required to be stable in some missions depending on the requirements. The S/C can also be required to rotate with a given speed, to observe a point in space, to keep its orientation. In these cases, depending on the orbit of the S/C, the attitude of the S/C should be changed with an active control method.The attitude control of a S/C can be realized with active and/or passive methods. Spin stabilization is a passive method and used for the control of some S/C in the beginning of the space age. This method utilizes the gyroscopic rigidity of a spinning object to reject the disturbances on the rotating axis. Gravity gradient stabilization is another passive stabilization technique. In this method, the S/C should be longer in one axis comparing it to the other axis. The gradient in the length causes the gradient in the gravity. In this way, the longest axis is aligned with the gravity vector and stability can be maintained through the orbit. However the S/C can rotate freely about the gravity axis, due to no control effort on that axis. Therefore it is not suitable for precise missions.In active methods, the attitude of the S/C can be changed with actuators. Magnetic torquers are used to exert a moment on the S/C by applying a current on an inductor. They can be used to dump the excess momentum of the momentum exchange devices. Thrusters can be used in the orbit transfers due to their high torque/force output. They can be used to apply high angle maneuvers on the S/C, also the momentum dumping operations can be done using thrusters. Momentum exhange devices uses the reaction torque generated when the speed or the rotating axis of a high inertia flywheel is changed. Reaction wheel (RW) is composed of a flywheel, an electric motor to drive it and electronic components to change the voltage/current applied on the motor in order to change the speed of the flywheel. Control moment gyroscopes (CMG) can be considered as a RW attached to a gimbal, and on that gimbal axis there is a high torque capable electric motor. The rotation axis can be changed by this gimbal and high control moments comparing to the RW, can be achieved by CMGs. RWs and CMGs are used in high precise missions. CMGs are more complex than the RWs and they are much more expensive. Depending on the mission requirements an active or a passive method and proper actuators can be chosen.In this thesis, reaction wheels, their electro-mechanical structure is researched. A literature survey is conducted on RWs and the control applications with RWs. In the literature, it is observed that most of the research is done on computer simulation environment. It is important to test the systems both mechanical and electronic, on a realistic test environment before real operations. On a test system, the sensors and actuators can be tested and a possible failure can be prevented beforehand. In this research, for the purposes of modelling an control, a RW and a RW actuated test system is designed on computer aided drafting (CAD) programme and then manufactured. As a result, it become possible to observe the behavior of this dynamic system. A mathematical model is developed and validated with the experimental data. Then, the desinged controller is tested on the platform.In the first section, the current research in the literature is presented. The purpose of the thesis is explained.In the second section, the design process of RW and the test platform is explained with the CAD drawings. The testbed can be rotated in two axis, pitch and yaw. On each axis, there is a RW to control the orientation. There are encoders on each axis to measure the angles. The measured angles are processed with a controller and the control signal is applied on the RWs. The processes of measurement, calculation, data recording, controller implementation are done on a micro-controller.In the third section, the mathematical model for a RW and the testbed is obtained. RW is modelled using DC motor model. The testbed is modelled with the Newton's second law, the friction is taken as viscous friction and embedded in the equation of motion. During tests, it is observed that the simulation results and the real data does not match. An update for the friction model is required. Literature is surveyed on the topic of friction. It is decided that the Stribeck friction model best represent the nonlinear behavior of the testbed.In the fourth section, controllers are designed. The first one is an open loop control law to determine the time when to increase speed of the flywheel and when to decrease it. In order to check if the desired angle is reached a feedback controller is needed. The second controller is A PD based controller designed using parameter space approach.In the last section, the contribution of the thesis is explained briefly and future work is discussed. 92

Hava harp sahası için geliştirilen silahlardaki son ilerlemelerin günümüz savaş uçaklarının çatışma kapasitesi üzerinde önemli tesirleri olmuştur. Dolayısıyla daha çetin hale gelen çatışma ortamında operasyon devamlılığının tesisi için, bir savaş uçağının sağlaması istenilen performans beklentileri artmıştır. Bu bağlamda, yakın çatışma koşulları modern savaş uçaklarının tasarımında hesaba katılması gereken önemli bir unsurdur. Bundan ötürü, bir savaş uçağının ileri teknoloji uzun menzilli füzelerle donatılmış olması günümüz operasyonel isterlerini sağlama açısından yeterli değildir. Halen daha, savaş uçaklarının çevik çatışma taktiklerini uygulayabiliyor olması gerekmektedir.İki savaş uçağı arasındaki bir it dalaşı sırasında yapılan çevik manevralar düşünüldüğünde, ani taşıma kaybı sonrası dinamiklere tabi olma ve dolayısıyla stall ve spin gibi güvensiz uçuş rejimlerine girme ihtimalinin artması işten bile değildir. Bahis konusu güvensiz uçuş rejimleri havacılıktaki ölümlü kazaların temelinde yatan kontrol kaybına sebebiyet vermektedir. Bu yüzden, toparlama manevralarının icrası ve güvenli uçuş koşullarının sağlanması son derece önemlidir. Mamafih, zamanın askeri operasyonlardaki önemi göz önünde bulundurulduğunda, toparlanmanın olabildiğince çabuk gerçekleştirilmesi ehemmiyet teşkil etmektedir. Bunun yanı sıra, pilotların uçak dinamiğinin nonlineer doğasına tam olarak hakim olamaması ve diğer belirsizlikler sebebiyle, güvenli uçuş zarfı sınırlarında uçuş esnasında kontrol kaybı yaşanması ihtimali artmaktadır. Bir başka deyişle, kritik uçuş rejimleri söz konusu olduğunda, hatalı pilot komutları kaza riskini önemli oranda arttırmaktadır. Yukarıda arz edilenler düşünüldüğünde, kontrol kaybı yaşandığı durumlarda toparlamayı sağlamak için pilot sezgilerine dayanan komutlara tam olarak riayet edilemez. İşbu vaziyet, savaş uçakları için seri toparlama stratejilerinin ve ilgili kontrolcülerin geliştirilmesi ihtiyacını ortaya çıkarmıştır.Literatürde bu ihtiyacı karşılamak üzere yayınlanmış çalışmalar mevcuttur. Bu çalışmalar neticesinde geliştirilen stratejiler ve kontrolcüler farklı performans özelliklerine sahiptir. Bu farklar karşılaştırma çalışmaları ile ortaya çıkarılmalıdır. Böylelikle daha üstün niteliklere sahip toparlama sistemleri geliştirilebilir. Sözü edilen karşılaştırma çalışmaları dahilinde uçuş zarflarının tetkik edilmesi, kuşkusuz, gerekli olacaktır. Fakat, sadece V-n (hız-normal ivme) türü diyagramlardan istifade edilmesi, bahis konusu mukayese çalışmaları için yeterli değildir. Uçuş dinamiğinin son derece karmaşık olması dolayısıyla daha kapsamlı karşılaştırma metriklerinin geliştirilmesi gerekmektedir.Demin arz edilen gerekçeler doğrultusunda, bu tez kapsamında otomatik toparlama sistemleri için bir mukayese yöntemi ve açısal hız zarfı tabanlı seri toparlama stratejisi geliştirilmiştir. Geliştirilen mukayese yönteminde, ele alınan açısal hız kümesi yuvarlanma (P) , yunuslama (Q) ve yalpalama (R) üçlülerinden (P-Q-R nodlarından) oluşmaktadır. Çeşitli kontrolcüler bu tezde yer alan mukayese yöntemine göre değerlendirilirken, farklı uçuş koşullarında göz önüne alınan açısal hız kümesi dahilinde, yapılan benzeşim çalışmaları sonucunda, toparlamanın sağlanıp sağlanmadığı incelenmiştir. Bir başka deyişle, açısal hız kümesindeki her bir P-Q-R nodu, P, Q ve R açısal hızını içeren bir başlangıç şartına karşılık gelmiş olup, ilgili simülasyonlar bu başlangıç şartlarından başlayarak gerçekleşmiştir. Bir P-Q-R noduna karşılık gelen simülasyon başladıktan sonra tetkik edilen kontrolcüyle açısal hızların regüle edilip istenen gövde oryantasyonuna ulaşılıp ulaşılmadığı incelenmiştir. Bu adımların bütün nodlar için tekrarlanması suretiyle, mukayese yönteminin ilk değerlendirme kriteri olan, açısal hız zarfı (ya da P-Q-R zarfı) elde edilmiştir. Ardından, ikinci değerlendirme kriteri olarak, toparlama zamanı histogramları çıkartılmıştır. Böylelikle göz önüne alınan kontrolcüler toparlama kabiliyeti ve toparlama hızı kapsamında karşılaştırılmıştır.Bu çalışmada lineer kuadratik regülatör, nonlineer ters dinamik tabanlı açısal hız kontrolcüsü, çift çevrim nonlineer ters dinamik kontrolcüsü ve yine nonlineer ters dinamik yapısına sahip anahtarlamalı bir kontrolcü, bu tez kapsamında geliştirilen mukayese metoduyla, toparlama kabiliyeti ve toparlama hızı bakımından karşılaştırılmıştır. Mukayese edilen kontrolcüler arasında anahtarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü, bu tezde geliştirilen mukayese yönteminin diğer kontrolcülerin noksanlarını ortaya koyması sonucunda tasarlanmıştır. Bu karşılaştırmaların neticesinde nonlineer kontrolcülerin, sert şartlar altında uçuş dinamiklerine hakimiyeti sebebiyle lineer kontrolcülere üstünlük sağladığı gösterilmiştir. Tek çevrim nonlineer tersine dinamik kontrolcüsünün açısal hızları regüle etme konusunda en iyi performans gösteren kontrolcü olduğu yapılan benzeşim çalışmaları sonucunda gösterilmiştir. Aerodinamik açılar üzerinde kontrol sağlamak için çift çevrim nonlineer ters dinamik kontrolcüsü kullanılmıştır. Ancak bu kontrolcünün yüksek açısal hızların varlığı ile birlikte etkili olmadığı tespit edilmiştir. Bu sebeple anahtarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü önerisi getirilmiştir. Önerilen kontrolcünün hem açısal hızların hem de aerodinamik açıların regüle edilmesi konusunda üstün bir performans sergilediği ortaya koyulmuştur. Bu tez kapsamında geliştirilen seri toparlama stratejisi, yukarıda da belirtidiği üzere, belli P-Q-R üçlülerinin bir kümesi olan, bir açısal hız zarfını temel almaktadır. Bahis konusu strateji kapsamında incelenen P-Q-R zarfının herhangi iki Pi-Qi-Ri, Pt-Qt-Rt nodu ele alınmıştır. Her Pi-Qi-Ri nodunun bir başlangıç koşul vektörünü temsil ettiği kabul edilmiştir. Öyle ki, bu vektör değerleri Pi, Qi ve Ri olan açısal hız girdilerini içermektedir. Simülasyon çalışmalarında uçak hareketine yukarıda belirtilen başlangıç koşullarından başlatılmış ve Pt-Qt-Rt geçiş açısal hızlarına ulaşılması amacıyla anahatarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü çalıştırılmıştır. İstenen geçiş noduna ulaşıldığında kontrolcü uçağın toparlanması için gerekli girdi sinyallerini üretmeye başlamıştır. Yani, kontrolcü açısal hızları, uygun bir yönelim sağlayarak, regüle etmiştir. Bu işlem boyunca geçen süre kaydedilmiştir. Yukarıda belirtilen süreç herbir Pi-Qi-Ri ve Pt-Qt-Rt ikilisi içi gerçekleştirilmiştir. Böylelikle bir kurtarma zamanı dağılımı oluşturulmuştur. Bu dağılım daha sonra en hızlı toparlanmayı sağlayacak Pt-Qt-Rt nodunun tespiti için kullanılmıştır. Simülasyon sonuçları daha hızlı toparlanma sağlayan P-Q-R nodu dizilerinin varlığını ortaya koymaktadır. Dolayısıyla upset problemi karşısında sezgisel olmayan çözümlerin olduğu söz konusudur. Yani, zaman açısından bakıldığında, direkt olarak açısal hızların regülasyonu doğru değildir. Öyle ki, bazı durumlar için evvela yuvarlanma hızı arttırılmalı ve ardından regülasyon sağlanmalıdır.Bu tezde yukarıda bahsedilen benzeşim çalışmaları sonuçları, stall sonrası dinamik davranışı simüle etmek son derece ehemmiyetli olduğundan, uygunluk derecesi yüksek nonlineer bir F-16 modeli vasıtasıyla elde edilmiştir. Simülasyonlarda üç boyutta, altı serbestlik dereceli uçak dinamiği göz önünde bulundurulmuştur. Bahis konusu F-16 modeli, hücum kenarı flap modeli ve eyleyici (dümenler, kanatçıklar ve motor) modelleri ile beraber, açık kaynaklardan elde edilmiş olup, kapsamlı bir aerodinamik veri tabanı içermektedir. F-16 motorunu modellemek için birinci mertebe gecikme yaklaşımı esas alınmıştır. Bu bağlamda çeşitli güç seviyesi durumlarını (rölanti, askeri ve azami) kapsayacak itki tablolarından istifade edilmiştir. Benzeşim çalışmaları için standart atmosfer modeli dikkate alınmıştır.Sonuç olarak, bu tez aracılığıyla, açısal hız zarfları ve toparlama süresi histogramlarının, toparlama sistemlerinin karşılaştırılmasında metrik olarak kullanılabileceği gösterilmiştir. Böylelikle, bu tezde, demin bahsedilen metrikleri temel alan, otomatik toparlama sistemleri için bir mukayese yöntemi geliştirilmiştir. Bu yöntem ile yapılan tetkikler neticesinde anahtarlamalı nonlineer tersine dinamik kontrolcüsü tasarlanmış ve bu kontrolcünün görece iyi bir toparlama performansı sergilediği, yapılan simülasyonlar ile gösterilmiştir. Mamafih, bu çalışma, literatüre, savaş uçakları için açısal hız zarfı tabanlı seri toparlanma stratejisi geliştirilmesiyle, katkıda bulunmaktadır. Çalışmanın özgünlüğü kurtarma zarfı problemine toparlama zamanının göz önüne alınarak yaklaşılması esasına dayanmaktadır. Öyle ki bu durum, literatürdeki önceki çalışmalarda söz konusu değildir.İleriye yönelik çalışmalarda seri toparlama sağlayacak P-Q-R dizilerinin ve güvenli uçuş zarfının çevrimiçi hesaplandığı algoritmaların geliştirilmesi ele alınacaktır. This theses proposes a novel framework to examine the effectiveness of controllers, which are designed for agile maneuvering aircraft upset recovery. The introduced framework incorporates two main assessment criteria. First, the angular rate envelope extent of the controller is determined, which provides a measure of functionality region of the controller. Second, time histograms are obtained in order to understand how fast does the controller recover the aircraft if the controller can recover the aircraft. Such recovery time analysis also lead this theses to cover a novel methodology which yields the recovery of an agile maneuvering aircraft from upset conditions as swiftly as possible. In this work, a linear quadratic regulator, a nonlinear dynamic inversion (NDI) based angular rate controller, double loop NDI controller, and another NDI based switching controller are considered for comparison. The latter controller presented in this theses is a new strategy for upset recovery of an agile maneuvering aircraft. As it is mentioned earlier, this theses introduces a novel methodology in order to recover an agile maneuvering aircraft from upset conditions as swiftly as possible. The current methodology based on an angular rate grid, which consists of angular velocity nodes. The aircraft is said to start its motion from an initial condition while the initial angular velocity corresponds to a certain node within the aforementioned angular rate grid. A nonlinear dynamic inversion (NDI) based controller is employed to reach transition angular rates, which are the desired rates before the recovery initiates. Once the desired transition node is reached, the controller produces necessary input signals to recover the aircraft. The time elapsed throughout the whole recovery process is recorded. The same sequence of control actions are repeated for each initial and transition nodes of the grid. In this way, a recovery time graph is obtained. The time graph is then used to determine the reference angular rate trajectory, which provides the minimum recovery time for the given rate envelope.Simulations are carried out by employing a nonlinear high fidelity F-16 model. Simulation results show that the switching NDI controller has the superior recovery performance in terms of angular rate envelope extent. Moreover it is revealed that there exist such angular rate trajectories results with faster recovery. Therefore, the aforementioned results point out non-intuitive solutions. That is, for certain initial states it is not suitable to directly regulate the angular rates when recovery time is considered. Rather, for some cases, it is more convenient to increase the roll rate first, and then regulate the angular rates. That being said, the recovery methodology proposed in this theses yields faster recovery. 113

Bu çalışmada, planör tasarımının ilk üç aşaması olan tasarım girdi tespiti, kavramsal tasarım ve ön tasarım aşamaları çalışılmış ve çift kişilik elektrik motorlu kendisini idame ettirebilen bir eğitim planörü tasarımı için uygulanmıştır. Başlangıç noktası olarak literatürde yer alan çift kişilik planörlerin kritik performans değerleri derlenmiş ve göz önünde bulundurulmuştur. Tasarım girdi tespiti aşamasında kritik hedef parametreler, derlenen bu bilgilere dayanarak gerçekçi olarak tahmin edilmeye çalışılmıştır. Kavramsal tasarım aşamasında kanat, kuyruk ve gövde konfigürasyonlarının avantaj ve dezavantajlarına dayanarak planörün genel hatları belirlenmiştir. Ön tasarım aşamasında aerodinamik olarak verimli bir kanat, kuyruk ve gövde kombinasyonu tasarlamak hedefiyle, her bir geometri stabilite ve özellikle düz uçuş denge şartlarını sağlayacak şekilde nümerik analizler yardımı ile optimize edilmiştir. Kanat ve kuyruk tasarımlarının deneme-yanılma ile optimizasyonu özellikle yüksek süzülme oranı ve düşük indüklenmiş sürüklenmeye sahip olma kriterlerine dayanarak gerçekleştirilmiştir. Bu amaçla kanat, kanat boyunca kaldırma kuvveti dağılımı eliptik kaldırma kuvveti dağılımına benzeyecek şekilde tasarlanmaya çalışılmıştır. Ağırlık merkezi hesapları gerçekleştirilmiş, ağırlık merkezi konumu optimize edilmiş ve sınırları belirlenmiştir. Çalışmanın sonunda, nihai tasarımın aerodinamik performans parametreleri nümerik analizlerle elde edilmiş ve ortaya konulmuştur. Elde edilen sonuçların geçmiş çalışmalarla iyi bir uyum içerisinde olduğu görülmüştür. In this study, the first general three phases of sailplane design, which are requirement defining, conceptual design and preliminary design have been studied and applied for a two-seater electric-powered self-sustaining training sailplane design. The critical performance specifications of two-seater sailplanes existing in the literature have been described and taken into consideration as a starting point. In requirement defining phase, critical objective parameters were tried to be realistically estimated depending on this collected data. General layout of the sailplane was determined at the conceptual design phase depending on advantages and disadvantages of wing, tail and fuselage configurations. In preliminary design phase, with the objective of designing aerodynamically efficient wing, tail and fuselage combination, each of the geometries were optimized to satisfy stability and especially level flight trim conditions by means of numerical analyzes. Trial-error optimization of the wing and tail designs were carried out especially depending on the criteria of having high lift to drag ratio and low induced drag. For this purpose, main wing was tried to be designed to have span-wise lift distribution similar to the elliptical lift distribution. Center of gravity calculations were carried out, its location was optimized and limitations were determined. In the end of the study, the aerodynamic performance parameters of the concluded design were obtained and revealed with numerical analyses. The obtained results were found to be in good agreement with the previous studies. 106

Bu çalışma kapsamında uçak motorları için en kritik performans kriterlerinden biri olan hava akış mertebesinin bellmouth yapısı vasıtasıyla belirlenmesi ve sınıflandırılmasına yönelik ölçüm ve değerlendirme faaliyetleri gerçekleştirilmiştir. Bellmouth, uçak motoru hava kanallarının girişine monte edilip havanın düzgün bir şekilde motora iletilmesini sağlayan katı, dairesel bir parçadır. Hava akışının motora düzgün bir şekilde iletilmesi için bellmouth farklı şekillerde tasarlanabilmektedir. Bellmouth tasarımında en önemli etken motor giriş çapıdır. Bu sebeple her bir motor giriş çapı değerlendirmeye tabi tutularak toplam basınç bozulmasını asgariye indirilebilecek bellmouth tasarımlarının gerçekleştirilmesi genel eğilimi teşkil etmektedir. Bellmouth tasarımı gerçekleştirilmesinin ardından, hava akış oranının doğru belirlenmesi amacıyla bellmouth üzerine enstrümantasyon çalışması gerçekleştirilmektedir. Enstrümantasyon çalışması, bellmouthtan geçen hava akışının basıncının ve sıcaklığının ölçülmesi için gerçekleştirilen sensör yerleştirilmesidir. Bellmouth üzerine yerleştirilen sensörlerin kalibre edilmesi motor yer testlerinden alınan verilerin doğruluğunun belirlenmesi için önem teşkil etmektedir. Bu tez çalışması kapsamında motor giriş çapına göre tasarlanmış olan bellmouth yapısının enstrümantasyon çalışmaları, kalibrasyon çalışmaları ve motor testleri ardından kalibrasyon verileri ile motorun test sonuçlarının karşılaştırmalı analizine dair çalışmaların çıktıları yer almaktadır. In the scope of this study, the measurement and evaluation activities for the determination and classification of air flow level, which can be stated as one of the most critical performance criteria for aero engines, with the bellmouth structure have been presented. At first glance, bellmouth can be illustrated as a rigid circular appratus which provides the transfer of air to the engines effectively by mounting to the intake nozzles. There are different bellmouth design alternatives for the most effective transfer of air to the engine. Engine intake diameter is one of the most important parameter in bellmouth design processes. Due to that reason, the overall tendency for bellmouth design is taking all of the engine intake diameters into consideration for minimizing the total pressure disturbance. After finalizing the bellmouth design process, Instrumentation activities have been performed for determination of air flow rate accurately. Instrumentation process can be summarized as mounting the appropriate sensors for pressure and temperature measurement of air flow through bellmouth structure. The calibration of mounted sensors onto bellmouth has importance for the reliability of data obtained from engine ground tests.This thesis study includes the outputs of instrumentation studies, calibration studies and the comperative analysis between calibration and engine test data obtained from Bellmouth structure which is designed according to engine intake diameter. 129

Çarpan jet akışının ünlü ve çok çalışlan teknik olma nedeni çeşitli endüstriel alanlarda kullanılmasıdır. Basit kurutuculardan gelişmiş gaz türbinlerine kadar tüm alanlarda kullanılmaktadır. Bu nedenden dolayı şimdiye kadar hem sayısal hem de deneysel çalışmalarla bu teknik incelenilmiştir. Çarpan jet akışınn yapısının öğrenilmesi, bu tekniği verimli bir şekil uygulamasını da beraberinde getirecektir. Şimdiye kadarki çalışmalarda farklı parametreleri incelenmiştir. Bu parametreler, Reynolds sayısı, Mach sayısı, jet'le hedef arası mesafe ve çoklu jet durumunda jetler arası mesafe'dir. Buna ilave olarak, farklı jet geometrilerini incelenmesi üzerine de çalışmalar yapılmıştır. Bu çalışmada da daralan lüle geometrisinde pah kırmanın akış yapısına oan etkisi incelenmiştir. Üç farklı açı incelenmiştir. Bunlar 00, 300 ve 450'dir. Açı deyişimine ek olarak, tüm deneyler iki farklı Reynolds sayısı (9,600 ve 19,200) ve üç ayrı jet'le hedef arası mesafede (H/dn = 4, 6, 10) yapılmıştır. Akış yapılarını incelemek adına, sıcak tel analizleri de yapılmış ve basınç dağılımı verileriyle desteklenmiştir. The widespread usage of impingement cooling makes this technique popular. From simple hand drier to advanced gas turbine, most of the industries use this technique for drying or cooling. Therefore, many studies both experimental and numerical are conducted to study every aspect of this technique. However, for optimum usage of this technique, the affecting parameters should be analyzed and designed accordingly. There are important parameters, which directly influences the heat transfer efficiency of jet impingement. These nozzle parameters are Reynolds number, depending on the flow speed and sizing of the jet nozzle, Mach number, jet-to-target spacing, jet-to-jet spacing and finally jet geometry. So far, variety of geometries have been tried and analyzed to study the flow structures and contribution to the heat transfer. Because, studying the flow structures would bring us at the end to the optimum shape of efficient heat transfer by impinging jet technique.Through this study another jet geometry, which is the chamfered, was studied. The experimental study was conducted by 00, 300 and 450 chamfered nozzles for two different Reynolds number (9,600 and 19,200) and for three different jet-to-target spacings (H/dn = 4, 6, 10) to observe the effect of these parameters. To understand the flow field, hot wire anemometer measurements were conducted and backed up with pressure measuerements. 97

Bu tez çalışmasında güvenilirlik kavramı, temelleri, güvenilirlik analizinin neden ve nasıl yapılması gerektiği anlatılmıştır. Havacılık uygulamaları için genel bir çerçeve çizilmiş, daha sonra insansız hava aracına takılmış bir servo eyleyici için örnek analiz yapılmıştır.FAA ve EASA'nın yayımladığı havacılık regülasyonları, uçuşa elverişlilik sertifikası için güvenilirlik analizinin yapılmasını şart koşmaktadır. ARP 4754A, ARP 4761 ve askeri standart MIL-STD 1629A gibi tavsiye niteliğindeki diğer belgeler, güvenilirlik analizlerin kapsamını ve nasıl yapılacağını tarif etmektedir. Bağlayıcı regülasyonlar ise bu tavsiye niteliğindeki belgelere atıfta bulunmakta ve bu belgelerin takip edilmesini tavsiye etmektedir.Bahsi geçen belgelerde yapılması tavsiye edilen İşlev zarar analizi (FHA: functional hazard analysis), uçak güvenliği ön değerlendirmesi (PSSA: preliminary system safety assesment), hata ağacı analizi (FTA: Fault tree analysis), arıza biçimleri, etkileri ve kritiklik analizi (FMECA: failure mode, effects and criticality analysis) gibi yöntemler hakkında genel bilgi verilmiştir.Analizler, işlev zarar analizi (FHA) ile başlar. Uçağın ana işlevleri belirlenir ve bu işlevlerin kaybedilmesinin güvenlik üzerindeki etkileri incelenir. Güvenlik üzerinde küçük etkileri olan işlev kayıplarının görece yüksek olasılıklı olması kabul edilebilir, ancak birden çok kişinin öldüğü, çoğunda uçağın düşüşü ile sonuçlanan felaket durumuna (catastrophic) neden olacak işlev kayıplarına yol açacak arızaların gerçekleşme olasılığı, 10-9/saat'i aşmamalıdır. Ayrıca arıza olasılığı ne olursa olsun tek bir parçanın arızasından dolayı felaket durumu oluşmamalıdır, yani tekil arızaya (single failure) imkân verilmemelidir. FHA analizi önce uçak için yapılır, daha sonra buradan çıkan sonuçlara göre alt sistemler için tekrar edilir. FHA analizlerinden sonra uçak güvenliği ön değerlendirmesi (PSSA) yapılmalıdır. Hata ağacı analizi, PSSA analizinin önemli bir öğesidir ve izin verilen arıza sıklıklarının en alt parçaya kadar indirilmesine izin verir. Bir parçanın arıza olasılığı gibi, arıza durumunda üst sisteme ne etki edeceği de önem teşkil eder.FHA, PSSA gibi `yukarıdan-aşağı` (top-down) yapıdaki analizler ile uçaktan en alt parçaya kadar inilerek her bir arızanın farklı biçimleri için olasılıklar, arızaların üst sistemlere etkileri, parça arızalar arası ortalama süresi (MTBF: Mean Time Between Failure) gibi isterler belirlenir.Parçaların veya alt sistemlerin kendi arıza sıklıkları ve arıza biçimleri bağımsız bir çalışma ile kestirilerek; hata ağacındaki ilgili yerlere yerleştirilmeli ve beklentilerin karşılanıp karşılanmadığı, olası arızaların üst sisteme öngörülenden farklı bir olumsuz etkisi olup olmadığı incelenmelidir. En doğru yaklaşım parçaların test edilmesi veya sahadaki kullanımından gelen değerlerin kullanılmasıdır. Ancak henüz geliştirme aşamasında olan, piyasaya sürülmemiş veya yeni sürülmüş parçalar için yeterince saha verisi yoktur, test ise çok maliyetlidir. Bu durumda benzer parçaların arıza sıklıklarından yola çıkılarak hazırlanmış ampirik formüller kullanılır.Elektronik parçalar için çok sayıda kaynak bulunmasına karşın mekanik parçaların arıza sıklıklarının kestirilmesi için en önemli kaynak, A.B.D. Donanması'nın yayımladığı Donanma Su Üstü Savaş Merkezi Carderock Bölümü'nün yayınladığı Mekanik Parçaların Güvenilirlik Kestirimleri için Prosedürler El Kitabı'dır. (NSWC – Naval Surface Warfare Center Carderock Division, Handbook of Reliability Prediction Procedures for Mechanical Equipment). Söz konusu kitapta yay, conta, filtre, rulman, kayış gibi kullanılan birçok mekanik parça için kestirimlerin nasıl yapılacağı tarif edilir. Çalışmada NSWC'nin yöntemleri ve hesaplama mantığı anlatılmıştır.Arıza biçimleri aynı kaynakta isim olarak geçse de arıza biçimlerinin oranları bulunmamaktadır. Arıza biçimleri için, Güvenilirlik Analiz Merkezi'nin yayınladığı CRTA-FMECA [28] belgesindeki bilgiler veya RIAC tarafından yayınlanan `Failure Mode/Mechanism Distributions – 2013 (FMD-2013) kullanılmıştır.Bu tez çalışmasında örnek çalışma olarak bir İnsansız Hava Aracı (İHA) sistemindeki bir servo eyleyici için arıza sıklığı hesaplanmış, arıza biçimleri ve olası üst seviye etkileri tespit edilmiştir. Yapılan çalışmalar, alt sistemin üst sisteme vereceği çıktıları içermektedir. Uçak sistemi seviyesinde yapılması gereken ve tüm uçağı kapsayacak olan FHA, FTA analizlerinin örnekleri, bu tez çalışması kapsamına alınmamıştır. Kullanılan eyleyici tasarımı ve boyutları, askeri alanda kullanılan parçanın gizliliği gözetilerek sadeleştirilmiş ve bir miktar değiştirilmiştir. Dolayısı ile sonuç rakamlar, gerçekte kullanılan örnektekinden farklıdır. This study is a summary of the reliability concept and the `why and how` to make a reliability analysis for the aviation industry framework according to the regulations, advised applications, and handbooks are put forward.Airworthiness regulations of both FAA and EASA states that reliability analysis is mandatory. Documents like aircraft recommended practices ARP-4754, ARP-4761 and military standards MIL-STD-1629A describe reliability analysis, including FHA (Functional Hazard Assessment), PSSA (Preliminary System Safety Assessment), FTA (Fault Tree Analysis), FMECA (Failure Mode, Effects and Criticality Analysis).According to the related documents, a civil aircraft's catastrophic failure, which means many casualties and even the loss of the aircraft, happens one in every million flights. Ten percent of these failures are due to sub-systems. It is assumed that there are one hundred of different sub-system originated catastrophic failures. Hence, one sub-system's catastrophic failure rate shall not be over 10-9/flight hour.For lower severity level failure conditions, probability of failure might be higher. For hazardous failures, which results with severe damage and few casualties shall have a failure probability of 10-7/flight hour or less. For major class failures, which means significant loss of functionality and small injuries, failure probability must be less than 10-5/flight hour. Similarly, 10-3/flight hour failure rate is the maximum limit for minor failure conditions, which covers slight functionality loss and one or few small injuries. Other accidents which may cause lower level safety reductions do not have a probability target.First, for a reliability analysis, a Functional Hazard Analysis (FHA) must be done. In this analysis, main airplane functions are determined and possible effects of loss of these functions are evaluated. Failure conditions are categorized, and probability limits are indicated for failures that cause function losses. This is airplane level FHA. Second, system level FHA is performed. Sub systems' effects on function losses are analysed.After FHA analysis, PSSA analysis (Preliminary System Safety Assessment) should be performed. One or more sub-system or part shall fail for a higher-level function loss. For sub-system, another lower level sub-system or part's failure is required. This top-down analysis shall be done from a function down to each part that may have a higher-level effect. Fault Tree Analysis (FTA), Dependence Diagram (DA), or Markov Analysis (MA) is suggested for this purpose. FTA, DA or MA is an important part of PSSA analysisAirworthiness regulations also demand that no single failure shall cause a catastrophic failure, even it has a failure rate lower than 10-9/flight hours. FTA, DA or MA analysis is also used in order to investigate and remove single failure conditions. A redundant or back-up part may be added, or this part's failure effect shall be reduced from catastrophic to a lower level.All top-down analysis are based on single parts' failure rates and failure modes which indicates the probability of a part's failure and possible higher-level effect of this failure. One part's failure mode, which means type of the failure, would have totally different higher-level effects. For instance, on a 4-engine passenger jet, shut-down and fire of a single engine would have very different higher-level effects. Similarly, if an actuator of the cover for landing gear is stuck open, the result is minor effect on safety with little performance loss. However, if the same actuator is stuck, the result is a bell-landing, which is a hazardous failure. Therefore, not only failure rates of the parts, but also failure mode probabilities are critical.Every single part's failure rates and failure modes shall be calculated, then these failure modes' higher-level effects shall be put forward. This part of reliability analysis has a bottom-up form.Best way to find out failure rates and modes is test results and field result. However, it's a very expensive and time-consuming method. For new designs; although tests of prototypes are possible, it is even more expensive and time-consuming and not practical at design phases. Instead historical data and empirical formulas are used as an alternative to test results. Upper system's design criteria, working conditions and assumptions are inputs for empirical formulas.For electric and electronic components, many references can be used. However, for mechanical parts' failure rates, the only available data is NSWC (Naval Surface Warfare Center)'s Handbook of Reliability Prediction Procedures for Mechanical Equipment. [27].Failure rates shall be calculated according to the NSWC formulas. Since all similar parts' failure rates like gears or seals will be calculated from one single formula, results will not be very accurate for the particular part. Still, formulas include different environmental effects, load variances, and similar effects on part failure rates are consideredFailure modes of mechanical parts are derived from historical failure modes of existing similar parts. RIAC's Failure Mode Mechanism Distribution 2013 is the reference that includes necessary information for this study. Whenever these assumptions are considered inaccurate, test results shall be used.Top-down analysis like FHA and FTA analysis and bottom-up analysis FMECA (Failure Modes, Effects, and Criticality Analysis) establish reliability analysis.This study includes an example for bottom-up part of the reliability analysis. An electric servo actuator is analysed. Failure rates of mechanical parts are calculated and failure rates for electrical parts are taken from similar parts.FHA and PSSA (FTA) analysis are not included in this thesis study.One electrical servo actuator mounted on an unmanned air vehicle's elevator and rudder is examined. For security reasons, actuator is simplified, and sizes are changed.There are 31 sub components like gears, bearing, seals, sensors etc. Main mechanical parts' failure rates are calculated according to the NSWC hand book. Simple parts like covers or joints are not calculated but estimated. Similarly, failure rates of electronic devices are not calculated and rough numbers close to real servo's electronic parts are used.For calculations, all variables like environmental conditions, working conditions, design features, speeds and forces are used on the related formulas.After failure rates, failure modes of these parts are evaluated. RIAC's failure modes are taken as an input. Unrelated failure modes, according to the design are omitted and modified failure modes are found.Undesired higher-level effects are estimated and as a result, total probabilities of higher-level effects are summarized. As a conclusion, benefits of reliability analysis and further studies are given. Most important point is that all existing documents are based on manned aircraft and safety of occupants is the main focus for these references. For an unmanned aircraft, failure rate targets must be put forward. A total reliability analysis including FHA, and PSSA is meaningful only after this. 103

Bir yapının dinamik analizi, havacılık endüstrilerinde genel olarak sonlu eleman modellemesi ile gerçekleştirilir. Modeller daha doğru sonuçlar elde edebilmek için çok sayıda eleman içerir. Çoğu bilgisayar, büyük ve karmaşık problemleri çözebilmesine rağmen dinamik optimizasyon, aeroelastik, frekans ve zaman cevabı gibi analizler, yinelemeli ve çok aşamalı süreçleri içerdiği için uzun zaman alabilir. Bu çalışmada, daha hızlı çözümler elde etmek için sonlu elemanlar modelinin büyüklüğünü azaltarak ve yapının dinamik davranışını koruyarak çeşitli model azaltma yöntemleri tanımlanmıştır. İndirgeme teknikleri, sistem matrislerinin azaltılması, bileşen modu sentezi ve çubuk modeli geliştirme olmak üzere üç farklı yaklaşımda sınıflandırılmaktadır. İndirgenmiş modeller oluşturmak için kullanılan teknikler ayrıntılı olarak gözden geçirilmekte ve yöntemlerin küresel yapının dinamik davranışını yansıtma yetenekleri incelenmektedir. İndirgeme prosedürünü gerçekleştirmek ve sunulan metodolojileri doğrulamak için basit bir konsol plakası ve tipik bir helikopter kuyruğu sonlu eleman modelleri kullanılmaktadır. Normal modların, frekans ve zaman cevabı analizlerinin sonuçları, indirgeme tekniklerinin verimliliğini göstermek için tam/küresel sonlu eleman modelleri ile karşılaştırılmıştır. Dynamic analysis of a structure is generally conducted by the finite element method in aerospace structures. The models usually contain large number of elements to be able to obtain more accurate results. Although the most computers are capable of solving the large and complex problems, the analysis problems such as dynamic optimization, aeroelastic, frequency and time response may take long time due to involving iterative and multi-step processes. In this study, various model reduction methods are described in order to achieve faster solutions by decreasing the size of the finite element model and preserving the dynamic behavior of the structure. The reduction techniques are categorized under three different approaches namely reduction of system matrices, component mode synthesis and stick model development. In this study, the techniques used to create the reduced models are reviewed in detail and the capability of the methods to reflect the dynamic behavior of the global structure is investigated. A simple cantilever plate and a typical helicopter tail finite element models are utilized to perform the reduction procedure and to verify the presented methodologies. The results of the normal modes, frequency and time response analyses are compared with the full/global finite element models to demonstrate the efficiency of the reduction techniques. 130

Halkalar arasında ve silindir yapılar içerisinde doğal taşınım ve zorlamalı taşınım olayı, ısıl enerji depolama sistemleri, yer altı elektrik iletim kabloları, güneş enerjisi kollektörleri, nükleer reaktörler, uçak gövdesi yalıtım malzemesi gibi birçok mühendislik uygulamalarında incelenen konular arasında yer alır. Kullanım amaçlarından biri ısı ve ses yalıtımı olan uçak gövdesi gözenekli yalıtım malzemesi içerisinde uçuş boyunca nem birikimi gerçekleşmekte, kabin ve dış gövde sıcaklık farkından dolayı yalıtım malzemesi içerisindeki su buharı hal değişimi ile sıvı veya katı hale geçebilir. Yalıtım malzemesinde gerçekleşen nem birikimi olayı uçağın ağırlığını arttırır ve malzemenin korozyona uğramasına neden olarak yalıtım özelliğini kaybetmesine yol açabilir. Yapılan çalışmada eş merkezli iç içe geçmiş halkalar arasında doğal taşınım, eş merkezli halkalar arasında gözenekli ortam olan doğal taşınım ve dış duvarın iç kısmında belli bir kalınlıkta gözenekli ortam olan silindir içerisinde zorlamalı taşınım olayı incelenerek bu üç problem için sayısal olarak elde edilen çözümler sunuldu. Yapılan tez çalışmasının bir diğer amacı ise sayısal olarak çözülen bu üç problem yardımıyla uçuş koşullarına göre uçaklarda kabin ve dış gövde arasında gerçekleşen hava akışını, gözenekli yalıtım malzemesinde ortaya çıkan nem birikimi ve su buharının hal değişimi olayını araştırıp inceleyebilmek ve sayısal olarak hesaplayabilmek için altyapı çalışması oluşturmaktır.Sonlu hacim methodu (FVM) ile ayrıklaştırılan akışkan ve gözenekli ortam için yazılan genel korunum denklemleri, basınç ve hız doğrulaması için kullanılan SIMPLE algoritması yardımı ile çözüldü. Eş konumlu ağ yapısının kullanıldığı bu çalışmada yön değiştirmeli kapalı yöntem ve üç bant genişlikli matris algoritması (TDMA), lineer cebir denklem sistemlerini çözmek için kullanıldı. İlk olarak iç ve dış duvarların sabit sıcaklıkta ve iç duvar sıcaklığının yüksek olduğu eş merkezli iç içe geçmiş halkalar arasında doğal taşınım olayı incelendi. Halkalar arasında sıcaklık farkından dolayı oluşan kaldırma kuvveti etkisi ile meydana gelen hava akışının sıcaklık ve akım fonksiyonu profilleri, belli açılardaki sıcaklık ve hız dağılımları, ortalama Nusselt sayıları farklı Rayleigh sayılarında elde edildi.İncelenen ikinci problem ise dış duvarın iç tarafında belli bir kalınlıkta gözenekli yalıtım malzemesi olan eş merkezli halkalar arasında doğal taşınım olayıdır. Duvar sıcaklıkların sabit olduğu halkalar arasındaki ısı geçişi ve hava akışı hesaplamaları farklı Rayleigh sayısı, Darcy sayısı ve gözenekli yalıtım malzemesi kalınlıklarında elde edilerek bu üç parametrenin etkileri irdelendi. Isıl dengesizlik kabulleri yapılarak ikinci problem sayısal olarak çözüldü.Son olarak dış duvar ile hava kanalı arasında gözenekli yalıtım malzemesi olan bir silindir içerisinde zorlamalı taşınım problemi ele alındı. Dikey simetri ekseni üzerinde silindirin alt tarafından belli bir sıcaklık ve hız ile kanaldan giren hava, yan yana bulunan gözenekli ortam ve kanaldan geçerek simetri ekseninin üst tarafından silindirin içerisini dolaşır. Daha sonra hava, kanal girişinin hemen üstünde yer alan çıkış bölgesinden tahliye edilir. Farklı Reynolds sayılarının, Darcy sayılarının ve gözenekli ortam kalınlıklarının zorlamalı taşınım olayı üzerinde etkileri tartışıldı. İncelenen bu problemde, gözenekli yalıtım malzemesinde ısıl dengesizlik kabulü yapılarak akışkan ve gözenekli ortam katı iskelet sıcaklığı profilleri, akım fonksiyonu, vektörel hızlar ve ortalama Nusselt sayısı hesaplamaları hesaplandı.Üç problem için elde edilen sonuçlar ile gözenekli ortamlı ve ortamsız eş merkezli halkalar arasında gerçekleşen doğal taşınım olayı ve dış duvarın iç kısmında belli kalınlıkta gözenekli ortam olan bir silindir için zorlamalı taşınım olayı ifade edildi. Bu sonuçlar, tez çalışması sonrasında incelenecek olan uçak gövdesi ve kabin arasında gerçekleşen ısı ve kütle geçişi olayları için alt yapı ve temel bir bakış açısı oluşturulması konusunda faydalı olacaktır. Natural convection and forced convection are among the topics studied in engineering applications such as thermal energy storage systems, underground electrical transmission cables, solar energy collectors, nuclear reactors, airframe insulation materials. During the flight, moisture accumulation occurs in the porous insulation material of the aircraft, and due to the temperature difference of the cabin and outer airframe, the water vapor in the insulation material can become liquid or solid by changing the state. The moisture accumulation in the insulation material increases the weight of the aircraft and may cause the material to become corroded and lose heat and sound insulation properties. In this study, natural convection in concentric cylinders, natural convection in annulus with partially filled porous medium and forced convection in the cylinder, which has a certain thickness porous media located in the inner part of the outer wall, have been investigated and numerical solutions for these three problems have been presented. By means of these three problems which are solved numerically, another aim of the thesis study is to create theoretical framework to investigate and examine the air flow between the cabin and the fuselage, the moisture accumulation and water vapor change occurring in porous insulation material.The governing equations for fluid and porous media separated by finite volume method (FVM) were solved by means of the SIMPLE algorithm used for pressure and velocity correction. In this study, collocated grid which all flow variables are stored at the same locations was used. By using alternating direction implicit method and tridiagonal matrix algorithm, the systems of linear algebraic equations were solved. Firstly, natural convection in between concentric cylinders with constant inner and outer wall temperature, $T_i>T_d$, was analysed. The temperature and stream function profiles of air flow caused by buoyancy force due to temperature difference in annulus were presented and temperature and velocity distributions at certain angles, average Nusselt numbers were obtained in different Rayleigh numbers. While conduction heat transfer is dominated for low Ra number, with increasing Ra number increases, convection heat transfer becomes dominant. The thermal boundary layer is closer to the walls and the temperature gradients increase in laminar flow for high Ra nummber. Temperature change in low Ra numbers shows linear properties. As the Ra number increases, the thermal boundary layer gets thinner and the temperature change in the middle regions is very low. In high Ra numbers, the fluid in the middle regions becomes almost stagnation and the temperature gradient in these regions is close to zero. In low Ra numbers, a single vortex formation is observed in approximately 90 degrees angle zone. As the number of Ra increases, the single vortex moves further towards the upper left wall area by taking an elliptical structure. As a result of incresing Ra number, the velocity boundary layer is getting thinner and the velocity gradients increase . The maximum velocity is increased, and also it is closer to the wall with rising Ra number.The second problem examined was the natural convection in annulus with porous insulation material which located in the inner part of the outer wall. Heat transfer and air flow calculations between concentric cylinders with constant wall temperatures were obtained in different Rayleigh numbers, Darcy number and porous insulation material thicknesses and the effects of these three parameters were investigated. The second problem was solved numerically by using thermal non-equilibrium model.In the second problem, it shows similar characteristics with the first problem in high Ra numbers. As Darcy number decreases, velocities and temperature in the annulus will increase but the velocities decrease in the porous insulation material. The average Nusselt number increases with higher fine porous media thickness and higher Ra and Da numbers.Finally, the problem of forced convection in a cylinder with porous insulation material between the outer wall and the air duct was discussed. The air entering the channel with a certain temperature and velocity by the bottom of the cylinder on the vertical symmetry axis passes through the porous media and channel located side by side, then enters the inner of the cylinder from the top of the symmetry axis. Finally, the air is evacuated from the zone located just above the channel entrance. The effects of different Reynolds numbers, Darcy numbers and porous media thickness on the forced Convection phenomenon were discussed. In this problem, fluid and solid temperature profile, stream function, vector velocities and mean Nusselt number were calculated. As Re number increases, the absolute maximum stream function value increases. the temperature rise is observed in the cylinder. As Darcy number representing permeability in the per unit area in porous medium reduces, the flow ability to fluid is restricted within the porous insulation material. The absolute value of maximum current function increases and the temperature values in the cylinder increase as Darcy number is reduced. For high Darcy numbers, the vectoral velocities in porous insulation material have higher values than ones in low Da number. As the the porous media thickness increases in the cylinder, the stream function curves change into circular shapes from elliptic shape and the absolute maximum stream function value increases. The dimensionless temperature values tends to rise in the cylinder for thicker porous material. As the thickness decreases and Re number increases, the average number of Nusselt increases.In the second step of the third problem, where the channel wall is adiabatic and horizontal impermeable walls, the Re number increases, the solid skeleton temperature values of the fluid, the vector velocity values, the average Nusselt number increase. As Darcy number decreases, the temperature values in the upper and lower parts of the cylinder, the velocity values increase, the porous structure vector velocity values are very low, the maximum stream function absolute value increases and the flow becomes stronger.At the upper side of the cylinder representing the cabin part, the temperature values are always higher than the area under the impermeable horizontal wall. The lowest temperature values in the cylinder, except for the porous insulating material region, are located just below the horizontal impermeable wall where the flow is the weakest. For the most recent problem, the critical insulation thickness and the temperature distribution in two different Darcy numbers were obtained under certain conditions and the Darcy number which is suitable for human health is determined by comparing the temperature values at the top of the cylinder which represents the aircraft cabin section. Also the results were obtained and evaluated for different air channels and exit sections.The natural convection and forced convection investigated in this study were expressed by means of numerical results obtained for three problems. These results will be useful in establishing a basic perspective and framework for the heat and mass transfer phenomena between the airframe and cabin that will be examined after the thesis study. 119

Geçiş kanalları ve kanal içi pervane sistemleri havacılık tarihi boyunca pervane ucunda oluşan kayıpların önlenmesi, gürültünün azaltılması, pervanenin uygun şartlarda çalışması için akışın yönlendirilmesi ve güvenlik gibi birçok alanda araştırılmış ve kullanılmıştır. Özellikle günümüz yolcu uçaklarında kullanılan turbofan motorların kanal içerisinde yüksek by-pass oranlı bir fanı barındırması ve bu fan ile itkisinin %80 oranını karşıladğı düşünüldüğünde kanal içi fan sistemleirnin önemi bir kez daha ortaya çıkmış olur. Öte yandan kanal içi fan sistemleri özellikle 2. Dünya Savaşı sonrasında artan kişisel kullanım hava araçlarının ve VTOL özelliğie sahip hava araçlarının geliştirilmesinde önemli rol oynamıştır. Günümüzde de VTOL özelliğe sahip elektrikli hava aaraçlarının gündeme gelmesi özellikle elektrik kanal içi fan (EDF) sistemlerini yeniden gündeme taşımıştır. Kanal içi fan sistemleri belirli ileri hız rejimlerinde, verim artışı, itki artışı ya da buna bağlı olarak boyutta küçülme, ses engelleme, güvenlik gibi konularda öne çıksa da çapraz akış içerisinde kaldığı durumlarda performans konusunda oldukça büyük sorunlar yaşamaktadır. Yüksek hücum açısı ile kalkış ya da iniş yapan bir yolcu uçağının motorunun bu kopma nedeniyle yeterli akışı alamaması, bir insansız hava aracının istenmeyen türbülans, titreşim ve momentlere mağruz kalması gibi birçok konuda sıkıntı yaşanmaktadır. Kanal yapısının da bir kanat profili olduğu göz önüne alınarak günümü uçaklarının yüksek hücum açılarına çıkarken kullandıkları yardımcı aerodinamik yüzeyler ve metodlar araştırılmış ve slot, slat ve jet akışı ile yönlendirme gibi konseptler bulunmuştur. Mekanik hareketli yüzeylerin bu tür dairesel yapılarda kullanılmasının zorlukları ve bu sistemlerin oluşturacağı ağırlıklar göz önüne alınarak pasif şekilde aerodinamik yönlendirme yapan tasarımlardan slot kanal tasarımı ana tasarım olarak seçilmiştir. Kanal için kullanılan NACA 4312 kanat profili üzerine tasarlanan slot sistemi duct ekseninde her yönden gelecek akışı yönlendirecek şekilde dairesel olarak tasarlanmıştır.Çalışma kapsamında kanal içi elektrikli fan sistemi bir MAV için modellenmiş ve 5 inch çapında 3 palli bir pervane seti ile deneyler yapılarak ileri uçuşta düşük sürükleme yaratacak, çapraz akış altında standart kanal yapısına göre daha iyi performans gösterecek ve bunları yaparken mümkün olduğu kadar mekanik bir yapı içermeyecek bir çözüm olarak slot tasarımlı kanal tasarımı yapılmıştır. Bu tasarım, açık pervane, standart kanal tasarımı ve toroid kanal tasarımı ile karşılaştırmalı olarak deneysel olarak incelenmiştir. Deneylerin gerçekleştirilmesi esnasında alınacak verilerin miktarı nedeniyle yarı otomatik veri alabilen bir itki test sistemi geliştirilmiştir. Bu itki test sisteminde rüggar tüneli hızı ayarlanması ardından manuel şekilde verilen gaz seviyesi üzerine itki, devir, voltaj ve akım değerleri otomatik olarak kaydedilmektedir. Bunun için kullanılan sensörlerle birlikte itki test standı ana yapısı bir yük hücresine bağlı moment kolu üzerine tasarlanmış olabildiğince basit ancak ölçümler için de oldukça hassas bir sistem olarak geliştirilmiştir. Standart kanal tasarımı deneyler esnasında açık pervaneye göre oldukça iyi bir performans göstermiştir; ancak serbest akış hızı arttıkça kanalın sürüklemesi kanalın itki kuvvetine sağladığı desteği geride bırakacak kadar artmıştır. Açık pervane sistemi ise akışa paralel durumlarda itki seviyesi azalmış ancak çapraz akış altında serbest akım hızı arttıkça itki seviyesi artmıştır. Bu beklenmedik sonuç için pervane hız vektörleri ile serbest akış arasındaki ilişki incelendiğinde çıkan verinin doğruluğundan emin olunmuştur.Toroid tasarım ise statik itki konusunda en iyi itki katkısını sağlamış ve çapraz akışlarda ise en düşük seviyede akış kopması yaşamıştır; ancak toroid kanal yapısı da akışa dik kesit alanının büyüklüğü nedeniyle olduça yoğun sürükleme kuvveti yaratmış ve bu sürükleme kuvveti nedeniyle statik akışta ve çapraz akışlarda istenilen beklentiyi verememiştir. Hücum kenarı daire çapının çok yüksek olması sebebiyle çapraz akış altında en hızlı yeniden yapışmayı sağlayan tasarım olmuştur.Beklenildiği üzere akışa dik kesit alanı küçük ancak yardımcı akış yönlendirici aerodinamik yapılarıyla akışa yön verebilecek slot tasarımlı kanal için fan sistemi toroid kanal kadar iyi çapraz akış performansı, normal duct kadar düşük paralel akış sürüklemesi sağlayamasa da hibrit bir tasarım olarak MAV ve VTOL hava araçları gibi yoğun şekilde çapraz akış içerisinde hareket eden sistemlerde performası önemli ölçüde arttıracağı gözlemlenmiştir. Bu aşamadan sonraki çalışmalarda viskoz etkileri daha az gözlemlemek adına daha büyük çaplı kanal tasarımları ile deney yapılabilir ve yapılan çalışmalar farklı CFD analizleri ile de tekrarlananabilir. Ducted propeller systems have been explored and used in many areas throughout the history of aviation, including the prevention of rotor tip losses, noise reduction, flow guidance for proper operation of the propeller and safety. Particularly when the turbofan engines used in today's commercial planes which are equipped with a high by-pass fan in the channel and 80% of the the total thrust of turbofan engine generated from this duct and fan combination, the prominence of the ducted fan systems once again. On the other hand, ducted fan systems have played an important role in the development of air vehicles with increased personal use air vehicles and VTOL capability, especially after World War II. Today, the introduction of taxi drones as electric aerial vehicles with VTOL feature, especially electric duct fan (EDF) systems, has been renewed.Ducted fan systems suffer from considerable performance problems in certain forward-speed regimes, where efficiency, thrust, or size reduction, noise suppression, safety, etc., remain in cross flow. There is a problem in many subjects such as an undesirable turbulence, vibration and unwanted moments on micro unmanned aerial vehicles; suction and safety problems of the turbofan engines of a passenger plane while taking off and landing with a high angle of attack. Considering that the duct structure is also a wing profile, the auxiliary aerodynamic strains and methods used by the planes during their ascents to the high angle of attack fields were investigated and concepts like slot, slat and directed jet flow guidance were found. Considering the difficulties of using mechanical moving surfaces in such circular structures and the weights that these systems will create, the slot design logic has been chosen as the aerodynamic directional design of the MAV systems. The slot system designed on the NACA 4312 standart profile used for the duct is designed circularly to direct the flow from each side on the duct axis.In the study, the ducted electric fan system is modeled for a MAV and it is tested with a 3 blade 5 inches diameter polycarbonate propeller and design boundaries are low drag at the forward flight and performing better than the standard duct structure under cross flow and will not have as much mechanical structure as possible. As a solution, slotted ducted fan design was developed. This design has been tested and evaluated in comparison with open propeller, standard channel design and toroidal channel design.A thrust test system capable of receiving semi-automatic data has been developed due to get high amount of data to be received during the execution of experiments. In this thrust test system, the throttle tunnel speed is set manually and the thrust, speed, voltage and current values are automatically recorded on a SD card an. The main structure of the thrust test stand is carbon tubes and 3 printed structure parts and sensors used for developing a sensitive system for measurements. Design of the system is based on a moment arm connected to a load cell, microcontroller, encoders, voltage and current sensros.During the experiments of the standard duct design, it performed very well compared to the open rotor propeller; but the free flow velocity has reduced the performance acoording to the increasing free stream so the performance of the duct decreasşng at one point duct became only have negative effects over whole propulsion system. In the open propeller system, the thrust level decreased according to the parallel to the flow, but the thrust level increased as the free flow velocity increased under the cross flow. This unexpected result confirms the correctness of the output when examining the relationship between propeller velocity vectors and free flow.The toroidal design provides the best impulse contribution to static thrust and the lowest level of flow cross flow; but the toroidal channel structure also created a large drag force due to the size of the perpendicular cross-sectional area of the flow, and due to this drag force, it couldn't not give the desired expectation in the static flow and in the cross flows. On the other hand, the leading edge is designed to provide the fastest reattachment under cross flow due to the very high diameter of the leading edge circle.As expected, the fan system for the slot-designed duct, which has a small cross-section perpendicular to the flow but can direct the flow with the auxiliary flow-guide aerodynamic structures, provides good cross-flow performance as well as the toroidal channel, while providing a parallel flow trajectory as low as the normal duct. it has been observed that the performance in the cross-flow motion system is considerably increased.Experiments can be conducted with larger diameter channel designs to observe the viscous effects less often during subsequent phase-in studies. Home-made studies can also be repeated with different CFD analyzes. 106

Küçük gaz türbinli motorların kullanıldığı günden beri eksenel ve karışık akışlı kompresörler, çeşitli havacılık uygulamalarında karşımıza çıkmaktadır. Bu tip kompresörler, yüksek performans ve düşük ağırlık talep edilen (yüksek güç yoğunluğuna sahip) insansız hava araçları, roketler gibi uygulamalarda yer almaktadır. Son senelerde eksenel kompresörlerde gelişim daha çok görülse de düşük basınç oranlarından dolayı birden çok kademe gereksiniminin olması, eksenel kompresörleri küçük gaz türbinli motor uygulamalarında dezavantajlı kılmaktadır. Bu nedenle yüksek performans ve düşük ağırlık kriterlerini göz önünde bulundurursak yüksek güç yoğunluğuna sahip küçük gaz türbinli motorlarda karışık akışlı kompresör kullanımı, zaruri hale gelmektedir.Karışık akışlı kompresörler, isminden de anlaşılacağı üzere eksenel ve santrifüj kompresörlerin ara formudur. Bu bağlamda karışık akışlı olarak tanımlanmasının nedeni çark çıkışındaki akış doğrultusunun eksenel ya da radyal olmayıp ikisinin arasında olmasıdır. Bu tip kompresörler, küçük çaplara ve yüksek debilere uyum sağlamalarından dolayı ve ayrıca eksenel kompresörlere göre yüksek basınç oranları; santrifüj kompresörlere göre yüksek debide verimli olarak çalışabilmeleriden dolayı avantaj sağlamaktadır.Bu çalışmada, yüksek debi ve basınç oranlı karışık akışlı bir kompresörün tasarım ve optimizasyon çalışmaları ele alınmıştır. Tez içerisinde bahsi geçen performans isterlerine göre boyutları sınırlı bir bölgede, literatürde mevcut karışık akışlı kompresörlere göre daha fazla enerji aktarımı yapılması gerektiği için kompresör çıkışının sesüstü olması gerekmiş ve dolayısıyla farklı geometrilerin üzerinde çalışılmıştır. Ayrıca literatürde mevcut karışık akışlı kompresörler hakkında bilgi de verilmiştir.Tez kapsamında tasarlanmış olan karışık akışlı kompresörün çıkışının sesüstü olmasının avantajları yanında dezavantajları da mevcuttur. Mach sayısındaki ve basınçtaki ani değişimlerden dolayı çeşitli kayıplar meydana gelmektedir. Bu bağlamda tez çalışması kapsamında sesüstü kompresörlerde çok önemli olan şok kayıpları da incelenmiştir.Yüksek debili ve yüksek basınç oranlı karışık akışlı sesüstü bir kompresör tasarlamanın ilk adımı meridyenel geometriyi oluşturmaktır. Meridyenel geometriyi belirleyen en önemli parametreler, eksenel uzunluk, kanalın çıkış doğrultusu ve göbek ve yanağın biçimleridir. Bu parametreler, makinanın özgül hızı ile yakından ilgilidir. Tüm bunların makinanın performansına olan etkileri bu çalışmada ele alınmıştır.Karışık akışlı kompresörlerin tasarımında diğer bir önemli parametre çark kanadının biçimidir. Bu bağlamda kanat sarılma açısı ile birlikte kanat giriş ve çıkış açılarına göre kanat boyunca açısal değişim önemli olmaktadır.Kompresör performansını etkileyen başka bir çark geometrisi parametresi ise kanat öteleme şeklidir. Kanat öteleme şekilleri, kanada göre teğetsel yönde ve meridyenel yönde yapılabilmektedir. Teğetsel öteleme, şok yapısını ve art-iz bölgesinin büyüklüğünü etkilemektedir. Bu sayede, çarkın kararlı çalışma bölgeleri de değiştirilmektedir. Teğetsel öteleme ayrıca çark kanadının yapısal dayanımını da etkilemektedir. Çark kanatlarının meridyenel yönde ötelenmesi ise çarkın şok karakteristiğini değiştirerek debi ve basınç noktalarına etki etmekte ve dolayısıyla çarkın kararsız çalışma aralığını ve verimini etkilemektedir.Çark girişinde ön dönme oluşturulması ve dolayısıyla giriş yönlendirici kanat kullanılması, kompresör çarkının verimi açısından incelenmesi gereken başka bir parametredir. Buna göre yüksek debili kompresör çarklarında, debiyle ilişkili hız bileşeni olan mutlak hızın eksenel bileşeninin sıfır dereceye yakın olmasında yarar vardır. Bundan dolayı yüksek debili kompresör çarklarında ön dönmeye, dolayısıyla giriş yönlendirici kanat kullanılmasına gerek yoktur.Sesüstü kompresörlerin kanat geometrisini etkileyen diğer bir parametreyse çark kanatlarının kalınlık dağılımıdır. Kanat kalınlığının kayıplara dolaylı olarak etkisi vardır. Kalınlık değerleri, kompresör boğulmasını etkilediği için hücum açısını da etkileyecektir. Hücum açısı ne kadar küçükse özellikle yüksek hızlarda kayıplar o kadar azalacaktır. Buna göre kanat kalınlığı ile verim değerleri de değişiklik gösterecektir.Sesüstü kompresör çark kanatlarındaki akışın davranışını hücum kenarı şekli de etkilemektedir. Şok dalgasının sınır tabakayla etkileşiminden dolayı oluşan kayıpların azaltılması için hücum kenarının mümkün mertebede sivri bir şekilde yapılması gerekmektedir.Bunların dışında rotorda yarım kanatların kullanımı, kanat katılığı değerini etkilediği için santrifüj ve karışık akışlı kompresörlerin performansında etkin bir parametredir. Ancak bu tezde yarım kanatlar çalışılmış olsa da hedeflenen sonuca ses üstü çıkış koşullarında ulaşılamamıştır ve dolayısıyla kompresör tasarımında oluşturulan rotor, yarım kanatlara sahip değildir.Kompresör kademesinin performansını, kompresör çarkının yanında difüzörler de etkilemektedir. Buna göre difüzörler kanatlı ya da kanatsız olarak imal edilebilmektedir. Yanma odasına eksenel olarak akışın sokulması istenen uygulamalarda daha çok kanatlı difüzörler kullanılmaktadır. Ancak özellikle sesüstü uygulamalarda sürtünme kayıplarından dolayı difüzörler, aerodinamik performansı düşürebilmektedir.Kanatlı difüzörlerin tasarımında ilk düşünülmesi gereken parametre, çark çıkışı ile kanatlı difüzör girişi arasında bırakılması gereken boşluk yani kanatsız bölgedir. Burada bırakılacak boşluk miktarı, özellikle tasarım dışı bölgeler için oldukça önemlidir.Süpersonik çıkışlı kompresör çarklarında difüzör kayıplarını azaltmanın diğer bir yoluysa kanatlı difüzörün eksenel uzunluğunu optimize etmektir. Burada difüzör içerisindeki yüksek hız nedeniyle sürtünme kayıpları fazla olacaktır. Bundan dolayı difüzördeki kayıpları azaltmak adına şok karakteristiği de ayrıca gözlemlenmelidir.Akış yanma odasına girmeden önce difüzör çıkışından çıkacağı açı da bir diğer tasarım parametresidir. Bu açı, genel olarak eksenel doğrultuya yakın olarak tercih edilse de çeşitli uygulamalara göre değişiklik gösterebilecektir.Bu çalışmada, literatürdeki bazı ampirik yaklaşımlar kullanılarak bir başlangıç tasarımı elde edilmiştir. Geometri elde etmek için kullanılan bilgisayar destekli tasarım araçları, bu tezin kapsamında anlatılmıştır. Ayrıca bu tasarım araçlarının kullanmış olduğu çizim yöntemleri de ele alınmıştır. Akabinde HAD analizlerine tabi tutmak için sayısal ağ araçlarında kullanılan yöntemler belirtilmiştir. Başlangıç tasarımında hedeflenen değerler elde edilemediği için göbekten yanağa doğru enerji aktarım miktarları incelenmiş ve buna göre kanat çıkış açıları optimize edilmiştir. Her iki tasarımın HAD sonuçları karşılaştırılmıştır.Bu tez kapsamında tasarlanacak olan karışık akışlı kompresörün hedef değerleri 5 kg/s kütlesel debi, 6 toplamdan toplama basınç oranı, 232 mm maksimum dış çapa ve 260 mm maksimum eksenel uzunluk şeklindedir. Yapılan çalışmalar neticesinde bu hedeflere ulaşılmıştır. Ever since the use of small gas turbine engines, axial and mixed flow compressors have been inserting in a variety of aviation applications. These type of compressors are in applications such as rockets, unmanned aerial vehicles with high performance and low weight demand (with high power density). In recent years, there is much more developments for axial compressors but the requirement of multiple stages due to low pressure ratios has made axial compressors disadvantageous for small gas turbine engine applications. For this reason, the use of mixed flow compressors in small gas turbine engines with high power density is essential, considering the high performance and low weight criteria.Mixed flow compressors are the intermediate form of axial and centrifugal compressors, as the name implies. In this context, the reason why it is defined as mixed flow is that the flow direction at the outlet of the impeller is not axial or radial, but between the both of them. Such compressors, due to their small diameters and high compliance with the high mass flow rates and also with respect to the axial compressors they have more total to total pressure ratios and compared to centrifugal compressors, they can operate efficiently at high flow rates, they have more advantageous.In this study, design and optimization studies of a mixed flow compressor with high flow rate and pressure ratio are discussed. The compressor outlet had to be supersonic and therefore worked on different geometries, as more energy would have to be transferred to the limited area of the mentioned mixed flow compressor. In addition, information about these type of mixed flow compressors available in the literature also is given.The mixed flow compressor designed within the scope of the thesis has the disadvantages as well as the advantages of being super sonic. Numerous losses occur due to instantaneous changes in Mach number and pressure. In this context, shock losses which are very important in supersonic compressors have been observed within the thesis study.The first step in designing a high flow and high pressure mixed flow supersonic compressor is to create the meridional geometry. The most important parameters determining the meridional geometry are the axial length, the direction of the exit of the channel, and the shapes of the hub and the shroud. These parameters are closely related to the specific speed of the machine. The effects of all of these on machine performance are considered in this study.Another important parameter in the design of mixed flow compressors is the shape of the impeller. In this context, angular change along the blade is important with respect to the blade inlet and exit angles as well as the blade angle.Another impeller geometry parameter that affects compressor performance is blade sweep. The shape of the sweep can be made in the tangential direction and the meridional direction according to the impeller. Tangential sweep affects the shock structure and the size of the wake zone. At this point, the operation point of the impeller are also changed. Tangential displacement also affects the structural resistance of the blade. The sweep of the impeller blades in the meridional direction changes the shock characteristic of the impeller and thus affects the flow and pressure points and therefore affects the operation point and efficiency of the impeller.The creation of pre-swirl at the impeller inlet and therefore the use of the inlet guide vane is another parameter that must be examined from the point of view of the efficiency of the impeller. Accordingly, it is advantageous in the high flow rate compressor impellers that the axial component of the absolute velocity's angle, which is the component of flow rate, is close to zero. Hence, there is no need to pre-swirl in the high flow rate compressor impellers, so the inlet guide vane is not required.Another parameter that affects the blade geometry of the supersonic compressors is the thickness distribution of the impeller blades. The blade thickness is indirectly affected by the losses. Thickness values will also affect the angle of attack because it affects the choking of the compressor. The smaller the attack angle, the lower the losses especially at high speeds. Accordingly, blade thickness and efficiency values will change.The supersonic compressor also influences the flow behavior of the impeller blades' leading edge. In order to reduce the losses caused by the interaction of the shock wave with the boundary layer, it is necessary to make the leading edge as sharp as possible.In addition to these, the use of splitters is an effective parameter in the performance of centrifugal and mixed flow compressors as it affects the solidity. However, even though splitters are studied in this thesis, the aimed result can not be achieved under supersonic outlet conditions and therefore the rotor formed in the compressor design does not have splitters.The diffuser also affects the performance of the compressor stage as well as the compressor impeller. Accordingly, diffusers can be manufactured as vaned or vaneless. The vaned diffusers are used mostly in the desired application of axial flow into the combustion chamber. However, due to frictional losses especially in supersonic applications, diffusers can reduce aerodynamic performance.The first parameter that should be considered in the design of vaned diffusers is the spacing that must be left between the impeller outlet and the vaned diffuser inlet, that is, the vaneless region. The amount of vaneless region is especially important for off-design conditions.Another way to reduce diffuser losses in a supersonic compressor impeller is to optimize the axial length of the vaned diffuser. Here, friction losses will be high due to the high velocity in the diffuser inlet. Therefore, in order to reduce the losses in the diffuser, the shock characteristic should also be observed.Another design parameter is the angle at which the flow will exit the diffuser exit before entering the combustion chamber. This angle is `namely diffuser outlet angle` generally preferred to be close to the axial direction, but may vary with various applicationsIn this study, an initial design was obtained by using some empirical approaches in the literature. Computer aided design tools used to obtain geometry are described in this thesis. Design methods are also explained. Subsequently, the meshing tools have been specified to subject them to CFD analysis. Since the target values could not be obtained in the initial design, the energy transfer values from the hub to shroud were examined and the blade exit angles were optimized accordingly. The CFD results of both designs are compared.The target values of the mixed flow compressor to be designed within the scope of this thesis are mass flow rate of 5 kg/s, total pressure ratio of 6, maximum external diameter of 232 mm and maximum axial length of 260 mm. These goals have been reached as a result of the studies made. 136

Bu çalışmada, dikdörtgen kesitli ince cidarlı anizotropik birleşik bir kiriş olarak modellenmiş bir palanın doğrusal olmayan dinamik ve aeroelastik çözümlemeleri (analizleri) gerçekleştirilmiştir. Kirişin çözümlemeli (analitik) simgelemi (formülasyonu), çırpma yönünde eğilme, burulma ve çırpma yönünde enine kesme şekil değiştirmeleri için türetilmiştir. Hem gerinim hem de kinetik enerji ifadelerinin çıkarımları yapılmış ve hareket denklemleri, Hamilton İlkesi uygulanarak elde edilmiştir. Hareket denklemleri, çepeçevre düzgün katılık-ÇDK (circumferentially uniform stiffness-CUS) olarak da adlandırılan ters bakışımlı (antisimetrik) yatırma biçimlenimi (konfigürasyonu) için Genişletilmiş Galerkin Yöntemi-GGY (Extended Galerkin Method-EGM) uygulanarak çözülmüştür. Sonuç olarak, doğal sıklıklar (frekanslar), yazındaki (literatürdeki) sonuçlar ile karşılaştırmalar yapılarak doğrulanmış ve sonuçlar arasında iyi bir uyum olduğu gözlemlenmiştir. Çırpma-burulma bağlaşımının, enine kesmenin, elyaf yönelimlerinin ve dönme hızının, dönen ince cidarlı birleşik kirişlerin doğal sıklıkları ve kip (mod) şekilleri üzerindeki etkileri ayrıca incelenmiştir. In this thesis, dynamic and aeroelastic analyses of a wind turbine blade designed as a rectangular thin-walled composite beam are carried out. The response of the blade is investigated by setting proper geometrical linear formulation. The blade is modeled as a uniform (untapered) thin-walled composite beam with rectangular cross-section. This composite beam is consisted of anisotropic material and contains warping and transverse shear effects. Also, there exists some elasticcouplings due to the directionality of composite material. In order to gather this coupled behavior, circumferentially asymmetric stiffness (CAS) is used for lay-up configuration. Firstly, free vibration analyses are performed for both of the nonshearable and shearable models. Then, static analysis is realized to find out divergence while the dynamic analysis is done for the flutter behavior. The unsteady aerodynamic loads are represented by Theodorsen function in frequency domain.Moreover, stiffness coefficients are found for different ply-angles and rotational speeds. The results are compared with the literature and it is seen that a good compatibility is provided. 106

HAD yöntemi 1970' lerin sonunda 2 boyutlu bilgisayar kod ve çeşitli algoritmalarla başlayarak önemli bir atılım gerçekleştirmiştir. HAD yöntemi günümüzde araştırma, geliştirme, optimizasyon, doğrulama vb. gibi işlemler için bir hayli kullanılmaktadır. HAD yönteminin kullanılma amacı varolan veya olmayan bir nesnenin akış karakteristiği hakkında bilgi sahibi olunması isteğidir. Model kompleksliliğiyle doğru orantılı olarak kaynak, yani gerekli olan bilgisayar yatırımı da artmaktadır.HAD yöntemi teoride hayatı oldukça kolaylaştıran bir alet olsada tecrübeyle sonuç yorumlama olmadan sadece renkli görüntülerden oluşur. Hatanın nerede olduğunun farkedilmesi ve çözülmesi bu yöntemin en önemli parçasıdır.HAD yöntemi teorik yöntemleri kullanan akademik veya ticari yazılımların numerik hesaplamalar yapması sonucu elde edilmektedir. Teorik hesaplamalarda probleme bağlı olarak Navier-stokes ve süreklilik denklemlerinde bazı parametreler ihmal edildiği gibi aynı şekilde HAD yönteminde de aynı kabulleri girdilere göre yazılım yaparak hesabı numerik olarak çözmektedir.Bu tez çalışmasında HAD yönteminin günümüzde kullanılma sebeplerinden biri olan sonuç doğrulama hakkında araştırma yapılmıştır. İki adet ayrı geometri bu işleme tabii tutulmuştur. Bunlar NATO' nun birçok deneyinde kullanılan ONERA M6 kanadı ve rüzgâr tünel kalibrasyon modeli AGARD C' dir. ONERA M6 kanadı 1972 yılında ONERA S2MA rüzgâr tünelinde transonik hızlarda 30 adet farklı teste maruz bırakılmıştır. Kanat üzerinde 7 adet kesit düzlem oluşturulmuş ve bu düzlemlere ölçüm delikleri yerleştirilmiştir. Ölçüm deliklerinden basınç dağılımı okumaları yapılmıştır. Son olarak basınç katsayıları deliğin konumu bazında hesaplanarak her test için grafikleri çizdirilmiştir.AGARD C modeli ise, rüzgâr tünel kalibrasyonlarında kullanılan bir modeldir. Transonik hızlarda çeşitli testlere tabi tutulan bu modelin varyasyonları birçok enstitü tarafından ele alınmıştır. Test sonuçları 3 adet hucüm açısı ve enstitülerce oluşturulan farklı modellerin Mach sayıları bazında moment, sürükleme, kaldırma kuvveti katsayıları hesaplanarak her test için grafikleri çizdirilmiştir. Bu tezde bilgisayar ortamındaki katı modeli çizilen cisimlerin HAD yöntemiyle akış analizi yapılarak elde edilen sonuçları ile deney sonuçlarının karşılaştırılma yapılması amaçlanmıştır.Geliştirilmiş çeşitli viskoz modellerinden ikisi ile seçilen testler çözülmüştür. Basınç, sürükleme, kaldırma kuvveti katsayıları karşılaştırılmıştır. Karşılaştırmalar sonucu HAD yöntemi sonuçlarında çeşitli hatalar elde edilmiştir. Bunun nedenleri çözüm ağındaki bozukluk olmasına kanaat getirilmiştir.Spalart-Almaras viskoz modeli çözümlerinde tek denklem kullanmaktadır. Bu modelin belirli bir transonik hız limitine kadar oldukça doğru çözüm verdiği görülmüştür. Fakat 1.1 Mach sayısından yüksek çözümlerde çözüm ağının hatalarıyla da birlikte çözümdeki hata oranı ciddi şekilde artmaktadır. SST (Shear Stress Transport) k-omega modelinde ise girdap ve viskoz etkilerinin daha iyi hesaplandığı bilinmektedir. Yalnız bu yöntem çözüm ağındaki hatalardan oldukça etkilendiği için hesaplamalar yarım olarak yapılabilmiştir. Computational Fluid Dynamics is used in a wide range for research, development, optimization, validation. Using of CFD started in late 70s with 2D codes. Aim of CFD is assessed about characterics of a flowfield from a new design or existing model. Having a solution form computer system is dependent on complexity of a new design or existing model. Directly proportional to the complexity of the model, the resource required, ie the computer investment, is also increasing.CFD is a tool that makes life easier in theory, but it is only made up of color images without experiential interpretation. It is the most important part of this method of recognizing and resolving where the error is.CFD is the result of performing numerical calculations of academic or commercial software using theoretical methods. In the theoretical calculations, some parameters in Navier-Stokes and continuity equations are neglected depending on the problem, and in the same way in the CFD, the same arguments are numerically solved by performing software according to the inputs.In this thesis study, a result validation study which is one of the reasons of use of CFD is done. Two separate geometries are involved in this process. These are the ONERA M6 wing and the wind tunnel calibration model AGARD C used in many NATO experiments.The ONERA M6 wing was subjected to 30 different tests at transonic speeds in ONERA S2MA wind tunnel in 1972. Seven cross-sectional planes were formed on the wing and measurement holes were placed in these planes. Pressure distribution readings were made through the measurement holes. Finally, the pressure coefficients are plotted on a per-hole basis and plotted for each test.The ONERA M6 geometry, modeled on the surface, is available on the NASA website in the verification archive. Here the coordinates were corrected in the Solidworks solid model program. To avoid a problem caused by scaling when transfering to the CFD, the drawing tolerances were preserved by converting it to the model `igs` format. However, there are some situations such as the union of some surfaces.In ANSYS Spaceclaim program, these conditions were re-edited to give the geometry an angle of attack (3.06°) for the test conditions and the mold was made for flow volume. The wing is located right in the middle of the test section and is positioned at the origin to detect distance differences in coordinate system. Flow volume test was created with circumstantial to stay connected to the dimensions of the cross section. Although there are 6 surfaces, 3 boundary conditions are determined. Each surface in the translated model is named in detail and ANSYS Meshing provides a meshing by giving the appropriate parameters.The patch conforming algorithm, which is used to knit the volume mesh starting from model, is used. The skewness and orthogonal quality values of the mesh, which indicate the number and the number of nodes and the quality, are important values to be examined.For body sizing, a rectangular prism is drawn which can fit into the wing into the flow volume. As shown in Figure 2.6, the dimensions are 500x2000x1500 mm3. The reason for this volume formation is to define a reference for the solution network in that region. It is aimed at establishing a mesh more frequently than the remaining volume.The more often the face sizing is dimensioned, the better the resolution on the surface to be measured. Therefore, the thickness value has been entered to create a mesh of as good quality as possible on the surface.Inflation is an important parameter in determining how viscous flow effects affect the values above the surface. There are several methods of participating in the mesh of the inflation method. (eg. maximum thickness, first thickness).There are a few equations that must be calculated to give the distance of the first thickness. The value of the y+ coefficient is important in first thickness of inflation. The y+ coefficient varies according to viscous methods. However, the optimal default value to use when calculating which viscous model is unknown is 1. The method defined for the inflation parameter in our flow volume is to give the maximum thickness. Maximum thickness is how many pieces of inflation are given to give the distance of the surface of the last layer from the surface to the surface. In this case, inflation of 10 units is defined within 1.2 times for 1 mm. Expected skewness and orthogonal quality are not inflated by a small amount depending on the situation.Commercial software of ANSYS is used for solution for CFD. The solution was performed in the Fluent solver program. Firstly, the single-equation Spalart-Almaras turbulence viscous model is used. The solution is 1000 iterations with this model. Secondly, 1000 iterations were carried out in the same solution with the SST k-omega turbulence viscous method, which has higher accuracy and gives better results in the vortex model.The properties of the air in the material section were compressible flow due to the large Mach number over 0.3, and the density was chosen as the ideal gas. In this way, both the temperature and the pressure values of the cooling air are added into the calculation. If the incompressible ideal gas was selected, only the temperature value solver will participate. Other features are left by default. The wall defined surfaces and the wing are defined as aluminum, which is the material found in the program's default.From the boundary conditions, the pressure far-field are passed in the first solution of input and output, and Mach number is 0.8395. The input and output pressure values are given as 0 because the ambient operating condition is 101325 Pa. If so, the program will recognize it as calibrated value and add it to the ambient condition. The second solution is also defined velocity inlet as inlet and pressure outlet as outlet. The input speed is defined as 285.67 m/s. The pressure values at the inlet and outlet are set to 0 Pa in the same way due to the operating condition value. The wing and test section wall sections are defined as wall in the program.In the solution methods, it is selected as coupled in the Spalart-Almaras single-equation turbulence model solution. Residuals are the second order, except for the corrected turbulence viscosity. In the SST k-omega viscous model solution, the scheme is again defined as coupled and the residuals are all second-order. The solution was evaluated as steady state, but the pseudo transient option was opened to solve the flow volume transient and tried to obtain a better solution. There is no initialization between solutions to determine how different solutions will show each other. Both solutions start with their default values. In the conclusion section, the differences between the two solutions can be seen. The AGARD C model is a model used for wind tunnel calibrations. Variations of this model subjected to various tests at transonic speeds are handled by many institutes. The test results are plotted for each test by calculating the moment, drag, lift force coefficients of 3 different angles of attack and Mach numbers of different models created by the institutes.There are cross-section images given in AGARDograph 64 and wikipedia. Sketches were drawn, and the solid model was extracted from the Solidworks program. For the K1 test theme, dimension of 70 mm for diameter was taken and the drawing tolerances were preserved by converting the model to the `igs` picture format to avoid a geometrical problem when switching to the CFD. In ANSYS Spaceclaim program, it is divided into halves for the symmetrical solution which is more suitable for the computer features and the mold is made for the flow volume. The modeler is located right in the middle of the flow volume and is originally positioned to sense the distance differences. It was determined as half sphere to give only 3 surface boundary conditions. The hemisphere oval surface is divided into two parts to obtain the inlet and outlet surfaces required for boundary conditions. The flat part is used for symmetry axis and surface. The radius of half a circle is 8 meters.Each surface in the translated model is named in detail and ANSYS Meshing provides a network of solutions by giving the appropriate parameters.Patch conforming algortm can not be applied, especially because the wing and tail geometries can not be wrapped with a neat mesh due to the tapering of the tip parts. Therefore, the `Patch Independent` method, which is the method of creating the correct meshing from the volume, has been chosen. To catch the boundary layer at the high Mach numbers, it is necessary to create very small boundary layer sections because there is no inflation in our flow volume. The distance from the nearest surface to the surface, ie the first layer of the boundary layer, can be incorporated into the mesh depending on the computer characteristics. The grid size is set to `coarse`.In general, with CFD, there is a great importance in reaching the solution of the first result in a fast and healthy way. It is generally calculated using viscous single-equation solutions. Therefore, the Spalart-Almaras viscous method, which is mostly successful at high speeds, was used as the first solution. The solution is 1000 iterations like this. Then 1000 iterations were carried out with the same solution with the SST k-omega viscose method reaching solution with equations of second order, which is more accurate and better in vortex modeling.The properties of the air in the material section were compressible flow due to the large Mach number in the solutions of 0.3, and the ideal gas was chosen as the ideal gas. In this way, both the temperature and the pressure values of the cooling air are added. If the incompressible ideal gas was selected, only the temperature value solver will participate. Sutherland was chosen because the viscosity variant changed the viscosity value depending on the temperature to better effect the dissolution. The solid part of the wall that is defined remains in the default aluminum of the program.From the boundary conditions, the Mach number 0.7 was entered by passing the pressure distant field in the first solution of inlet and outlet. The input and output pressure values are given as 0 because the ambient operating condition is 101325 Pa. If so, the program will recognize it as calibrated value and add it to the ambient condition. The second solution is also defined as input speed input and output pressure output. The input speed is defined as 238.2 m/s. The pressure values at the inlet and outlet are set to 0 Pa in the same way due to the operating condition value. The solid model parts (wing, fuselage, tail) are defined as walls. The common surface interrupted due to the division of the flow volume into two is defined as symmetry in the sense that the solution of the same hemisphere flow volume is repeated. The above values are valid for the solution with M = 0.7.The solution was evaluated as continuous flow, but the pseudo discontinuous option was opened to solve the flow volume discontinuity and tried to obtain a better solution.Priming was carried out using the Spalart-Almaras viscous method with reference to the conditions at the beginning. The second solution is to take the result of the SST k-omega, Spalart-Almaras single-equation viscous model as the first solution and make iterations on it.During the simulation of the SST k-omega model, which is the second solution in the solution methods, reverse flow occurred in some regions and absolute pressure limitation was experienced.In this thesis, it is aimed to compare the experimental results with the results obtained by flow analysis of solid objects drawn in computer environment by CFD.Selected tests have been solved with two of the various improved viscous models. Pressure, drag, lift force coefficients are compared. A number of mistakes were made in the results of the CFD. The reason for this is the disorder of the case mesh.Spalart-Almaras uses a single equation in viscous model solutions. It has been shown that this model provides an accurate solution to a certain transonic speed limit. However, in the case of higher Mach numbers than 1.1 Mach, the error rate of the solution increases repeatedly as well as the errors of the mesh.In the Shear Stress Transport (SST) k-omega model, the vorticity and viscous effects are more accurate than others. However, since this method is highly influenced by the errors in the mesh, calculations could be halfly missing.Lancer 200 aircraft without copyright complaint were selected. Cold flow through the CFD method has been applied to various aircraft parts and combinations in a single dimension. In this study, it was aimed to observe the effects of aerodynamic force and coefficient values on the wing and fairing as a result of the simulations. In the following 9 cases, it is stated which solid geometry is used. Case 1: Body only, Case 2: Wing only, Case 3: Tail only, Case 4: Only Wing Tail, Case 5: Body Wing Only, Case 6: Full Body Wing Tail, Case 7: Half Body Wing Tail, Case 8: Half Guns Wing Tail + Fairing (NACA 4412), Case 9: Half Body Wing Tail + Fairing (NACA 4412) + α = 8 °, Case 10: Half Body Wing Tail + Fairing (NACA 4412) + α = 12 °, Case 11: Half Body Wing Tail + Fairing (NACA 4412) + α = 16 ° 149

Günümüzde, dünya genelinde hava taşımacılığı çok önemli bir yere gelmiştir ve giderek gelişmektedir. Bu gelişmelere bağlı olarak geleneksel uçak tasarımı da geçmişten günümüze kadar birçok değişime uğramış, tasarımlarında daha ekonomik ve daha efektif iyileştirmeler yapılmıştır ve yapılmaya devam etmektedir. Buradan yola çıkarak, bu çalışmada iniş takım süspansiyon sistemine yeni bir kontrol yöntemi uygulanmıştır.Geleneksel uçaklarda basit bir hidrolik süspansiyon mevcuttur ve bu sistem pasif olarak çalışmaktadır, yani sistem kontrol edilememektedir. Yarı-aktif kontrol teknolojisi ile, anlık kesintisiz kuvvet ve hareket kontrolü sağlanabilmektedir. Böylece sönümleme ortam şartlarına göre kontrol edilebilecek, daha sağlıklı bir sönümleme elde edilebilecektir. Bu çalışmada, yarı aktif kontrol sistemi MR damper aracılığıyla uygulanmıştır. Yarı aktif kontrolcülü sistem ile pasif sistem karşılaştırılmıştır. At the present time, air transportation has an important position worldwide and improves increasingly. In parallel with these improvements, conventional aircraft design got changed a lot, more economical and more effective changes have been made and keeps being made. In this study, a new control method has been applied to landing gear suspension system.Conventional aircrafts have simple hydraulic suspensions and the system works passively, it means that the system can not be controlled. With semi active control technology, it is possible to obtain instantaneous continuous force and motion control. Thus, damping can be controlled according to environmental terms, and a more reliable damping can be obtained. In this study, semi active control is applied by MR damper. Passive system and semi active controlled system were compared. 100

Geleceğin roket itki sistemlerinde sıvı yakıcı maddeler ve gaz yakıtların kullanılacağı bir trende doğru gidilirken, oksitleyiciler ve yakıtların karışımlarının, enjeksiyonlarının ve yanma olaylarının doğru ve tutarlı analizini yapmak, yorumlamak ve doğru tasarım kararları vermek çok büyük önem arzetmektedir. Roket yanma odalarındaki çalışma basıncı genellikler 50-100 bar çalışma aralığında veya daha yüksek olduğundan, yüksek basınç altında akışkanların termodinamik ve transport özelliklerini doğru bir şekilde modellemek ve nümerik metodoljiye yerleştirmek doğru sonuçlar almak açısından çok önemlidir. Yüksek basınçlarda gaz fazındaki akışkanlar daha fazla sıkıştıklarından sıvı tipi transport ve termodinamik özellikler göstermektedirler. Burada en önemli özellik akışkanın yoğunluğunun yüksek basınçlarda sıvılardaki gibi yükselmesidir. Dolayısı ile nümerik modeled kullanılacak durum denkleminin yüksek basınçlarda ve kriyojenik sıcaklıklarda doğru yoğunluk değerini vermesi önemlidir. Bu durum denklemlerine gerçek-gaz durum denklemleri olarak adlandırırız. Gerçek gaz denklemleri de zaman içinde kendi içinde farklı kategorilere ayrılmıştır ve nümerik analizlerde uygulanmışlardır. Bu çalışma kapsamında sadece `kübik gerçek gaz durum denklemleri` modelleri kullanılmıştır. Bunun dışında `Non-Analytic` ve `Virial` modellerde bulunmaktadır. Bu modellerin nümerik analizlere eklenmesi ise ciddi olarak sayısal bir yüktür. Dolayısı ile kullanılacak modelin hem sayısal olarak daha basit hemde daha hassas olması istenir. Yüksek basınç altındaki akışkanların transport özellikleri yoğunluk farkından yola çıkarak hesaplanmaktadır. Dolayısı ile teorik olarak gerçek gaz transport özellikleri ideal koşullarda da ideal durumdaki değerleri sağlaması gerekir.Bu çalışmada öncelikli olarak transport modelleri CFD paketine eklenmeden önce kodlanarak valide edilmiştir ve sonrasında CFD paketine eklenerek gerçek akışkan modeli oluşturulmuştur. Yüksek basınç akışkan transport modelleri, benzer akademik çalışmalarda en çok kullanılan modellerden seçilmiştir. Çalışmada öncelikle transport özelliklerinin ve termodinamik özelliklerin ideal değerlerinde deviasyonları sunulmuştur. Denklemlerde kullanılan ifadeler açıklanmış ve metodoloji adım adım açıklanmıştır. Transport özelliklerinin hesaplanmasındaki en önemli parameter yoğunluktur. İdeal durumlar için çıkartılan ve geliştirilen modeller yoğunluğu, çoğunlukla değişmediği yada yok denecek kadar az değiştiğinden, hesaba katmamaktadır. Bu durum ideal durumlarda son derece geçerlidir fakat yüksek basınçlı ortamlarda, teorik olarak 20-30 bar basınç değerlerinin üstüne çıkıldığında, geçerliliğini kaybeder. Gerçek gaz durum denklemlerinde ve gerçek akışkan transport özelliklerindeki bir başka önemli parameter ise karışımdaki konsantrasyon değerleridir. Yanma olayı gerçekleştiği zaman yanma bölgesinde yanma ürünleri oluştuğundan dolayı yanma ürünleri farklı alanlarda farklı kütle fraksiyonlarında bulunurlar. Dolayısı ile temel denklemleri çözerken, bütün türlerin bireysel termodinamik ve transport özelliklerinin hesaplanması yerine karışım değerlerinin hesaplanması ve kullanılması gerekmektedir. İdeal gaz / ideal akışkan modelinin geçerli olduğu problemlerde karışım değerleri, türlerin konsantrasyonlarının ağırlıklı toplamı olarak basitçe hesaplanabilir.Fakat gerçek gaz durumlarında bu hesaplama metodu doğru değildir ve hatalı / hassas olmayan sonuçlar elde edilmesine sebebiyet verebilir. Bu minvalde, karışım değerlerinin doğru hesaplanması için, karışımdaki türlerin kritik basınç ve kritik sıcaklıklarını da hesaba katarak oluşturulan modellerin kullanılması esastır. Kübik durum denklemlerinde en çok kullanılan karışım modeli `Wan Der Waals` karışım modelidir. Benzer şekilde transport özelliklerini de hesaplarken uygun karışım kurallarının kullanılması daha hassas ve doğru sonuçlar verilmesini sağlamaktadır. Bu çalışmada transport modelleri kodlanırken, metodlar ile birlikte önerilen karışım özellikleri kullanılmıştır. Dolayısı ile bu modelde çok adımlı kimyasal reaksiyonların kullanımı çözümü çok fazla yavaşlatacaktır. Daha kompleks kimyasal modeller için `Mixture Fraction` modelinin kullanılması daha uygun olur.RCM1B test düzeneğinde, türbülans-kimya etkileşimi modellemesi anlamında Eddy Dissipation Model (EDM) kullanılmıştır. Bu modelin kullanılması ile akış alanında gerçekleşen reaksiyonların tamamımın türbülans tarafından kontrol edildiği kabülü yapılmıştır. Bu model de benzer şekilde `kaba` bir model olup, kompleks reaksiyonlarda kullanılması çok uygun değildir. Fakat bu modelin en önemli avantajı, hesaplama anlamında pahalı olan Arhenius reaksiyon oranlarından kaçınılmasına fırsat verir.Bu çalışmadan gerçek gaz ve gerçek akışkan kabülünü, süperkritik ve transkritik enjeksiyonlarda ideal durumdan sapmasının araştırılması amaçlanmıştır. Sonuçlar incelendiğinde, alev bölgelerinin olduğu kısımlarda yanma ürünlerinin benzer oranlarda hesaplandığı görülmüştür. Alevin şekli geçmişteki benzer nümerik çalışmalarla uyumlu olduğu gözlemlenmiştir. Termodinamik ve transport değerleri, özellikle transkritik enjeksiyon testinde ideal durumdan farklı sonuçlar vermektedir. Fakat hem gerçek hemde ideal akışkanlarda alevin davranışının benzer şekilde olduğu gözlemlenmiştir. Bu sonuçlar ile kübik durum denklemlerinin yanma simülasyonlarında kullanılmasının uygun olduğunun validasyonu yapılmıştır. `Non-Analytic` ve `Virial` tipteki durum denklemlerinin hesaplama yükü çok ağır olduğundan ve sonuç hassasiyeti olarak çok az bir fark yaratacğından kübik durum denklemlerini kullanılması çok ciddi avantaj sağlamaktadır.Bu çalışmada Redlich-Kwong durum denklemi kullanılmıştır. Benzer şekilde daha hassas modeller olan Soave-Redlich-Kwong ve Peng-Robinson modelleri de kullanılabilir.Çalışmada kullanılan FLUENT 17.0 CFD paketi, enjeksiyon basınç ve sıcaklık değerlerinden akışkanın gaz yada sıvı fazında olduğunu çıkarmaktadır. Burada düşülmesi gereken önemli bir nokta vardır. Akışkanın fazı bilinmeden gerçek gaz denklemleri kullanıldığında, özellikle transkritik ve sıvı oksitleyicilerin olduğu durumlarda, gerçek gaz denklemleri tek başına doğru sonuç vermez. Örneğin sıvı 100 bar, 85 K durumunda bir O2 oksitleyici yanma odasına püskürtüldüğü zaman, gerçek gaz denklemleri ile birlikte `Hacim-Düzeltme` metodlarının da kullanılması önem taşımaktadır. Akışkanların yanma odasına girdiğindeki mometumu, giriş yoğunluğuna direk bağlı olduğundan bu metdoların kullanılmaması, yanma başlangıcının olduğu kısımlarda belirli miktarda hatalı sonuç verilmesine sebebiyet verecektir.İdeal ve gerçek akışkanların sıcaklık ve fiziksel özellikler alanında %15'e kadar farklılıklar ortaya koyduğu görülmüştür. Fakat hesaplama öncesinde yapılan kabüllerin de çok hassas olmadığının dikkate alınması gerek. Gelecekteki çalışmalarda, kimyasal mekanizmanın, yanma modelinin iyileştirilmesinin yapılması ve sonuçların tekrar değerlendirilmesi büyük önem taşımaktadır. In future's rocket propulsion systems, trending fuels of liquid oxygen and gas-state methane fuels are burned in supercritical and transcritical conditions at elevated pressures. High pressure inside rocket engines requires an according thermodynamic approach to analyze the combustion that occurs at elevated pressures. Real-Gas models, in this regard, is taken into account to examine the combustion in both supercritical and transcritical conditions. At high pressures, gases start to show liquid-like behavior in both thermodynamic and transport properties. This situation calls for a new equation of state that takes into account the density change in the fluid, compared to ideal gas properties. The real-gas equation state model must be accurate and correctly show the deviation from ideal properties of the fluid or the mixture. The transport properties are also affected by the high-pressure conditions and proper representation of this situation must be reflected onto the mathematical models to further examine the combustion process.This work categorize the fluid into three distinct sections. Ideal fluid; where the fluid shows ideal behavior in density and all transport properties are calculated according to kinetic theory, partial fluid; where the fluid shows real-gas density and ideal transport properties and real fluid; where the fluid shows real-gas density and real-gas transport properties. Transport properties are consisted of viscosity, thermal conductivity and mass diffusivity. The mathematical models for transport properties are well defined for certain ranges and cannot be expected to yield perfectly accurate results for all possible conditions. For real-gas models, there are many choices to pick in literature. Real gas equations of state are also categorized in its own terms. There are cubic equations of state, referred as CEOS in this work, that include additional terms in its equation of state model, Virial type of equations of state and Non-analytical equations of state. In this work, only cubic equation of state is used since they are reasonably accurate and already well included in the CFD package. Transport properties, however, were implemented into solver through user-defined coding.Firstly, supercritical condition is imposed at the inlet, where both fuel and oxidizer are in gas-state and secondly a transcritical injection is imposed, where oxidizer is supplied into combustion chamber in liquid state. Both models were compared with each other in terms of different fluid states. It was observed in this study that flow field differs considerably in high-pressure conditions, both in supercritical and transcritical injections compared to ideal gas models. Neglecting real-gas models, numerical studies could lead to very erroneous results, resulting in bad and inaccurate design decisions. It was also observed that CEOS models shows good accuracy in near critical points, which makes the usage of more accurate EOS models, such as BWR models, in computational study a bit cumbersome since only a small amount of accuracy will be achieved. 107

Günümüzde bir sivil uçağın dizaynı aşamasında bakım programının oluşturulması, Bakım Yürütme Grubu denilen ve imalatçı, otorite ve havayolu firmalarından müteşşekil bir ekibin oluşturduğu bir metodoloji çerçevesinde ele alınmakla birlikte, bu konu dizayn süreciyle ilgili diğer konulara kıyasla daha fazla tecrübi bilgi gerektirmektedir. Pilot raporlarının, bakım kayıtlarının, arıza bildirimlerinin, imalatçıların tavsiye ve uyarılarının temel kaynaklar olarak ele alındığı bakım dizayn süreci, farklı alandaki uzmanlıklara sahip ekiplerin çalışmaları tarafından şekillendirilmektedir. Bu süreçte hangi sistemlere hangi taskların ne sıklıkta uygulanması gerektiği öncelikli konuların başında gelmektedir. Diğer yandan uygulanmasına ve intervaline karar verilen bakım aksiyonlarının, ne kadar saat süre gerektireceği bu sürecin önemli problemlerinden biridir. Çünkü komponentlerin ya da sistemlerin tamir veya bakım süresi, uçağın yerde kalış süresini, dolayısıyla uçağın kullanılabilirlik oranını ve havayolunun operasyonlarını doğrudan etkilemektedir. Bu nedenle bakımda uygulanacak taskların süresinin doğru olarak tahsis edilmesi son derece önem arz etmektedir. Ancak uygulanacak bakım task intervallerinin ve bununla dolaylı yoldan ilgili task sürelerinin belirlenmesi, sertifikasyon gereksinimleri ve otoritelerin yayınladığı uçuşaelverişlilik emirleri haricinde çok büyük oranda bakım çalışma grubunun tecrübesine bağlı olup, dizayn ofisinin kontrolü dışındadır. Bu çalışmada, uçak bakım tahsis sürelerinin belirlenmesi için bir yöntem geliştirilerek, tecrübi yönteme bir alternatif oluşturulması hedeflenmiştir. Bu amaçla, iki aşamalı bir çalışma yapılmış olup, ilk aşamada var olan bir çalışma, farklı bir yöntemle ele alınarak geliştirilmiş ve uçak sistemleri ya da komponentleri ile bakım kartlarının süreleri arasında bir korelasyon oluşturulmuştur. Çalışmanın ikinci aşamasında, Bakım Yürütme Grubu'nun belirlediği ve günümüzde artık standart kabul edilen temel bakım tasklarının parametreleri detaylı olarak ele alınmış, bu amaçla 1157 adet task incelenerek, kantitatif analizler gerçekleştirilmiş ve toplamda 6 adet ağırlık katsayısı elde edilmiştir. Çalışmanın devamında ise ilk bölümde elde edilen fonksiyonla yeni modüller elde edilmiş ve uçaktaki tüm sistemler ya da komponentler için uygulanabilir bir seviyeye getirilmiştir. Son bölümde ise elde edilen ağırlık katsayıları arasındaki ilişki ileri beslemeli geri yayılımlı yapay sinir ağları ile analiz edilerek, uçak sistemlerinin ya da komponentlerinin task süresinin tahmin edilmesi gerçekleştirilmiştir. Development of a civil aircraft maintenance program during early design stage has been carried out by Maintenance Steering Group, which is a team of manufacturer, authority and customers, according to a specified methodology which requires very high experience compare to other design steps. Main sources of maintenance design process are based on pilot reports, maintenance records, failure alerts and manufacturers' recommendations and requirements. During this process, one of the most important topic is task related items such as task types, intervals and durations. Maintenance task durations or repair time are very important for airline companies because availability of an aircraft directly related with this parameter. Aircraft maintainability allocation which is a process to identify the allowable maximum task time for each aircraft component or system is based on mostly experience and out of design office's control. In this study, a new method with two steps has been developed to create an alternative technic for experimental ones. At the first step an existing methodology developed for maintenance allocation has been improved by using a different technic. Improved method shows that newly established correlation between aircraft systems and task times has very high coefficient of determination compare to the existing method. At the second phase of the study several quantitative analysis have been performed by examining 1175 maintenance tasks which are accepted as standard maintenance actions by aviation industry, coming from Maintenance Steering Group methodology and six weight factors have been established for the new method. By using feed forward artificial neural networks for newly identified weight factors, maintenance task allocations has been established. Results shows that newly proposed method can be applicable for any maintenance process during early design stage. However since this study focused on system and component tasks in Maintenance Steering Group, a different perspective is required for structural and zonal tasks allocations. 130

Gerçekleştirilen çalışmada, gaz türbinlerinde bulunan, yakıtın yanma işleminin gerçekleştiği yanma odası cidarında soğutma ve yanma veriminin artması amacıyla kullanılan efüzyon deliklerinin yapısal özellikleri ve film soğutma etkinlikleri hesaplamalı akışkanlar dinamiği ve parçacık görüntülemeli hız ölçümü tekniği ile incelenmiştir. 3 boyutlu yazıcı yardımıyla üretilen 9 farklı test plakası, tasarlanan test düzeneğine bağlanarak, 7 farklı debide parçacık görüntülemeli hız ölçümü testleri gerçekleştirilmiştir. Aynı test plakalarının bilgisayar ortamında FloEFD yazılımı yardımı ile 3 farklı ana akım sıcaklığı parametresi de eklenerek hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri gerçekleştirilmiştir.Sonuçlar incelendiğinde, enjeksiyon açısının artması, yüzey ile yanma sonrası oluşan sıcak bölge arasında film oluşmasını azaltmaktadır. Daha düşük açılarda daha etkin film tabakası gözlenmiştir. Bununla birlikte, efüzyon deliklerinden geçen soğutma havasının debisinin artması, bir seviyeye kadar etkin film oluşmasına fayda sağlasa da sonrasında jet çıkışları nedeniyle film oluşumu sağlanamamakta ve akış direk ana akıma karışmaktadır. Efüzyon deliği çaplarının artması, bu durumun önüne geçerek debi ile etkin film oluşumunun doğru orantılı olarak arttığı gözlenmiştir. Ancak bu durumun, belirli bir noktaya kadar sınırlandırılması öngörülmektedir. Çünkü, yanma sonrası oluşan yüksek sıcaklık ve basıncın kalitesi, bu delik çapı ve dolayısıyla içeri giren soğutucu akışkanın debisi ile bir seviyeden sonra ters orantılı olacaktır. In the study, the structural properties of the effusion holes and the film cooling efficiencies of the combustion chambers in the gas turbines were investigated by means of computational fluid dynamics (CFD) and particle image velocity (PIV) measurement technique to increase the cooling and combustion efficiency in the combustion chamber wall. 9 different test plates produced with the help of 3D printer were connected to the designed test apparatus and PIV tests were carried out with 7 different mass flow rate. Three different mainstream temperature parameters were also added to the same test plates with the help of FloEFD software, and CFD analyzes of calculated fluids were carried out.When the results are examined, the increase in injection angle reduces the film formation between the surface and the hot zone formed after burning. At lower angles a more effective film layer was observed. However, the increase of the flow of cooling air passing through the effusion holes is beneficial for the formation of effective film up to a certain level, but afterwards the film can not be formed due to the jet outlets, and the flow is directly mixed with the main flow. It has been observed that the diameter of the effusion hole increases, leading to the increase of flow rate and effective film formation in direct proportion. However, this situation is foreseen to be limited to a certain point. Because the high temperature and the quality of the pressurization after combustion will be inversely proportional to the diameter of the hole and hence to the level of the incoming coolant fluid. 85

Bu tez çalışmasında makina öğrenmesi ve görüntü işleme tekniklerini kullanarak,drone ile farklı bitki çeşitlerinden ortaya çıkan yaprakların ¸sekilsel olarak sınıflandırılmasıyapılmıştır. Dünya üzerindeki insan nüfusunun artması ile beraber ortayaçıkan `Hassas Tarım` ile birlikte teknoloji ile tarım daha içe içe olmuştur. Bu tezçalışmasındaki temel motivasyon, insansız hava araçları vasıtasıyla otonom bir şekildeyaprak çeşitlerini tanıyarak tarımda kimyasal ve biyolojik iyileşmenin önünü açmaktır.İlaveten, drone görüntülemesi sayesinde bitkisel hastalıklar ve böceklenme gibiortaya çıkabiliecek sorunlar daha önceden fark edilerek gerekli tedbirlerin alınmasınıkolaylaştırmaktadır. Bu çalışma içerisinde yer alan metotlar kullanılarak insansız havaaraçları sayesinde taranan bölgelerin bitki veri tabanı oluşturulabilir, bu sayede dahasürdürebilir bir bitki ekosistemi kurulabilir.Temel olarak çalışma 4 bölüme ayrılmıştır. 1) Literatür taraması yapılarak bualanda yapılmış çalışmalar incelenmiştir. Böylece, bu tezde yer alması hedeflenençalışmalara sıfırdan başlanıp mevcut literatür ile tekrar düşmektense, var olançalışmaların eksik/yetersiz olduğu yönler tespit edilerek bu konuların üzerinegidilmiştir. İlaveten, bu çalışmalar sırasında Flavia, imageclef datasetlerinin yanında,çeşitli mesafelerden kendi drone ile çektiğimiz görüntü dataları da kullanılmıştır. 2)Elde bulunan veritabanındaki görsellerde yaprakların resimleri arkaplanda bulunanambiyans ile bir bütündü çalışmanın başında. Lakin, sınıflandırmanın doğru yapılmasıiçin, yaprak görsellerinin arkaplanda gürültü unsuru olabilecek görselliklerdenayrılması gerekmektedir. Bu nedenle, tüm görsellerde yeşil olmayan arkaplançıkartılmıştır. 3) Drone ile daha uzak mesafeden görüntü alınarak uzaktan yapılançekimlerin sonucudaki başarı oranı sınanmıştır. Bu bölümdeki başarı oranınıarttırmak amacıyla RDP doygunluk (saturation) ve Parlaklık (value) eşitlemesi gibiteknikler uygulanmıştır. 4) Üst üste binmiş yapraklar üzerinden elde edilen yaprakgörünütülerinin sınıflandırılması yapılmıştır. Daha önceki bölümlerde arka plandayaprak harici nesnelerin bulunduğu durumlar incelenmiştir. Bu bölümde ise, arkaplandaki nesneler içinde yaprakların da olabileceği görseller incelenmiştir. Butarz durumlardaki sınıflandırmaların başarıya ulaşması için Watershed algoritmasıuygulanmıştır.Her bölümde de, temel olarak görüntünün işlenmesi, özelliklerin cıkartılması,özelliklerin öğretilerek SVM ile sınıflandırma yapılmıştır. Çalışmanın sonunda,insansız hava aracı ile belirli bir bölgede görüntü işleme ve makine öğrenmesi ileyapılacak olan yaprak sınıflandırmasının %91,3 oranı ile başarıya ulaşacağı bir sistemtasarlanmıştır. In this thesis study, classification of different tree leaves are achieved through machinelearning and image processing techniques. The study's experimental aspect isconducted using drones to capture images from multiple aerial points of view. Theprimary motivation of this thesis is the stabilization of ecological floral balance andthe progression of precision agriculture. Plants have a major role on ecology on Earthand are the fundamental basis of the energy pyramid. Henceforth, the technologicalinvolvement on the sustainability of plants is vital as the human population increasesexponentially. A central methodology of achieving such goal relies on autonomy,and a widespread choice of autonomous vehicles are drones due to their cheap costand easy maintenance. This study, thus, focuses on the application of drones onsuch appliances. This thesis targets the recognition and classification of various leafshapes for the purpose of paving the way for chemical and biological developmentsin agriculture, as well as preventing detrimental effects on plants due to illnesses andbug/pest contamination. In addition, with the help of drone footage captures, a floraldatabase of plants may be constructed, which in return, supports a progression towardsa more sustainable ecological balance.In existing literature, there does not exist any direct work on the classificationof tree plants using machine learning and image processing. However, there doexist studies on photographs taken from cameras. Some of these studies include:Flavia leaf database, neural network leaf classification from leaf vessels, multi-pathcurvelet transformation, et cetera. Since the application of drones is similar to staticcamera approaches, previous studies can be used as to find a starting basis for thework comprised in this thesis. However, the application of drones and autonomouscategorization is not found in existing literature. This study contributes to both thespread of drone use and the support to agriculture and farmers. On the other hand,there exists multiple challenges, some being: the angle and altitude of the quad-copter,distance to leaf, vibrations inflicted on of footage capture device, luminous intensity.The studies in this thesis can be divided into 4 parts:1) Literature survey is conducted to gain an understanding of previous literature. Bydoing so, the techniques aimed to take place in this thesis can focus on the drawbacks ofpreviously existing literature by benefiting from the methodologies presented in themand consequently building the work of this thesis on them. This approach both preventsthe repetition of existing literature and enables the improvement over previous work.In addition, this study uses drone captures along with imageclef and Flavia datasets,which permit a much more wider range of leaf types and photo angles to study on.Though, before the use of Flavia data, preprocessing to utilize the most important parameters of the images have been conducted. That being said, image processing hasits own difficulties, mainly due to: i) data loss from the transition of 2D from 3D, ii)the necessity of producing a different mathematical model for each and every object,iii) excessive amount of noise in the real world, iv) storage problems of multimediadata, v) number of pixel and luminous effects captured. To counter such problems,multiple properties of photographs are to be modified before classification. The RGBis the first of these, and signifies the combination of red, green and blue pixels on thephotograph in a numerical way. The second is the intensity, which is a single matrixsignifying the closeness of a pixel to absolute white of absolute black.The properties identified for the machine learning algorithm to use are defines asfollows: I) The diameter of the leaf, which can be measures as the distance betweenthe farthest two points on the leaf. This distance is found after the Laplacian andaverage filtering, where the distance is in terms of Euclidean norm. A Matlab algorithmusing regionprobs is also used, which returns measurements for the set of propertiesspecified by properties for each 8-connected component (object) in the binary image.II) Physiologic distance, which coincides to the distance between two points on theleaf main vessel. This distance has to be input manually under normal circumstances.However, the Matlab function of regionprobs was used to automatize to process. III)Physiologic width, which are orthogonal lengths to the physiologic distance. Toautomatize and simplify the interpretation, the short diameter of the leaf is taken intoaccount. IV) Leaf area, which is the amount of white pixels. V) Perimeter, which isthe amount of pixels covering the leaf margin.2) The database from Flavia consists of photographs which have absolute whitebackgrounds behind the leaves. However, in actual footage obtained from drones, it ispractically impossible to obtain photographs with clear backgrounds. And so, it is vitalto first clear any irrelevant objects in the background before attempting to classify theleaves. This section covers the cases where the background only consists of non-leafmaterial, where in short, the approach removes all of the non-green toned objects in theimage. By doing so, the leaf object is extracted ftom the image's irrelevant backgroundobjects. The methodology for solving such problem was achieved via a techniquecalled Thresholding, which is the simplest form of segmentation of an image. If thered and green values are increased in the RGB channel, then the extraction of thelead can be achieved. Experimental studies conducted to verify this approach haveshown that the leaf object is easily extracted from the background when red and greenchannels are intensified.3) This part of thesis examines the success rate of long-distance drone footage captures.Shots from 2, 4, 7 and 11 meters were taken via a drone camera. Algorithms developedin the previous sections were put into trial. However, major reasons are due to thedistance of leaves from the camera, the leaves were mostly not recognized and anintolerable failure surfaced. It was also seen that besides the factor of distance betweenleaves and the drone, luminous intensity, color and contrast also has a major effect.The HSV (hue-saturation-value) has been modified in the purpose to increase thesuccess rate of leaf recognition from photographs. When the saturation and the valuehistogram equalizations are performed, the leaf was successfully extracted from theimage. However, this caused other irrelevant objects in the background with greencolor to be extracted as well. The value of the HSV was transformed to histogramequalizations for Matlab to correctly interpret, but an even better solution turned out to be the imadjust method where differecent contrast values at tried. The contrastreduction technique is similar to histogram equalization, however, as opposition tohistogram equalization, contrast reduction equals values beneath average to minimum,and above average to maximum. This causes a binary outcome, which is not handy inapplication. This surfaces the necessity to manually remove all other irrelevant objectsin the background.4) This section of the thesis covers the cases where different types of leaves are presentin the background of the primary leaf. For images shot from a single angle, difficultiesarise for determining the depth of the leaves. To counter this difficulty, a method calledWatershed has been implemented. The concept of Watershed relies on projecting a 3Dimage on a 2D space with intensity image. This is achieved by finding three points:regional minimum, water-drop points (where water will definitely flow), and equalwater level points (flow to multiple minimums). The second of these conditions arecatchment basins and the third of these conditions are divide lines. The main purposeof this concept is to find the watershed lines. The intensity component becomes themain property in distinguishing the primary leaf from other leaves.For each of the four parts, the main application is the processing of the images,extraction of dominant properties, learning the properties and categorization usingSVM. For the first part, the results show that the success rate is 91.3% compared toprevious studies. The necessity for manual interference has been overcome and theprocess has been automatized. The the second part where the non-green backgroundis removed, the study does not show any significant difference with respect to distancefrom leaves. For the third part where long-distant captures are classified, the errorfor such cases are less than 1%. For the last part where leaves on top of each otherare examined, the segmentation is divided into three titles: good, bad, failed. A goodsegmentation is where the extracted leaf is very close to the primary leaf shape in theactual photo. A bad segmentation is where incomplete extraction is present from thephoto. A failed segmentation is is irrelevant background images are present in theextraction and the extracted leaf image is unusable.The main purpose of this thesis was the classification of leaf images obtained fromdrones using machine learning, and the automation of this process. This, in return,will elevate the use of real-time applications in agriculture while decreasing humanintervention to the process of plant classifications. The results of such developmentsare smart environmental surveillance of flora, precision agriculture, and furthermore,the proper determination of plant ecology on Earth. Another benefit is the use of suchsystem where humans are incapable of entering, such as forests and mountains whereaccessibility to such area would be possible for a real-time autonomous scan of theterrestrial texture of such inhabitable locations.The experimental studies taken place in this thesis has been conducted in Control andAvionics Laboratory and Aerospace Research Center in Istanbul Technical University,where the flights of the drone, of which captured photos have been used as a dataset,have been performed by a trained pilot. 97

Bu tez çalışmasında popüler bir bilim dalı olan insansız hava araçları teknolojisinden trikopterlerin itki sisteminin kavranması amaçlanmıştır. Başkalaşan özgün trikopterin itki sisteminde depolanan enerji kaynağı olarak elektrik görülmektedir. Elektriğin depolanmasından, dağıtımına, kontrolüne ve kullanımına kadar olan bütün sistem incelenmiştir. Elektrik motorlu insansız hava araçlarında motorların pervaneyi döndürmesi ile havanın hareketi sağlanmaktadır. Pervanenin çapı, hatvesi, dönüş yönü, dönüş hızı ve pervanenin hücum kenarındaki havanın hızı itki sistemini etkileyen faktörler olarak gözlemlenmiştir. Bu faktörler; önce bilgisayardan test edilerek 5 farklı pervanenin itki grafikleri çıkartılmıştır, daha sonra ise her faktör ayrı ayrı incelenerek itki kuvvetine etkileri gözlemlenmiştir.İnsansız hava araçlarının itki sistemini tasarlarken pervanenin, motorun, Elektronik motor kontrolcüsünün ve bataryanın seçiminde dikkat edilmesi gereken faktörler incelenmiştir. In this thesis study, it is aimed to grasp the driving system of tricopters from unmanned aerial vehicle technology, which is a popular scientific discipline. Energy stored in the proprietary tricopter propulsion system is seen as electricity.The whole system from electrical storage to distribution, control and use has been examined. In unmanned aerial vehicles with electric motors, the motions of the air are provided by the motors turning the propeller. The diameter, pitch, direction of rotation, rotation speed of the propeller, and velocity of the air on the attack side of the propeller were observed as factors affecting propulsive system. These factors were primarily simulated on the computer and the thrust graphics of 5 different propellers were extracted. Then the effects of each factor are analyzed separately thrust force was observed.When designing the propulsion system of unmanned aerial vehicles, the factors to be considered in selecting the propeller, the engine, the Electronic Speed Controller and the battery have been examined. 70

Bu çalışmada ki asıl amaç termoelastik bir kirişin method of lines ile incelemesini yapmaktır. Bu amaçla ilk önce termoelastisitenin ne olduğu anlatılmıştır. Bir malzeminin elastik davranışını incelerken çoğu mühendislik problemi için ısıl etkiler ihmal edilir. Bunun nedeni dünyada kullanılan malzemelerin dünyada ki yerçekimine uygun olarak daha dayanıklı ve doğal frekanslarının daha büyük olmasıdır. Bu durum enerji denkleminde gerinmenin yaptığı işi ihmal etmemize olanak verir. Çünkü bir malzeme de ısıl etki ile bir deformasyonun olabilmesi için malzemenin ısıl yüklemeye karşı ısıl tepki süresinin göreli olarak hızlı olması gerekir. Esas olarak bir malzeme için ısıl etkilerin hesaba katılıp katılmaması yani elastisite denklemlerinin termoelastisite denklemlerine dönüştürülmesi malzemenin ısıl tepki süresi ile alakalıdır. Eğer malzemenin ısıl tepki süresi yani sıcaklık değişimi süresi elastik deformasyon süresine yakın ya da ondan daha küçük ise ısıl etkiler hesaba katılmalıdır. Boley 1957 yılında ki makalesinde bu durum için bir formül ortaya koymuştur.Uçak ve uzay mühensiliği alanı için malzemelerde ısıl yükleme sonucu ortaya çıkan ısıl gerilmenin hesaplanması önemlidir, çünkü bu alanda kullanılan malzemelerin çoğu hafif ve esnek malzemelerdir. Malzemenin hafif ve esnek olması ısıl geçirgenliğini arttırır buda dikkate aldığımız karakterisitik uzunluk boyunca sıcaklık farklarına neden olur. Oluşan bu sıcaklık farkları ısıl moment formülünde yer aldığı için diğer bir değişle ısıl moment oluşması sıcaklık farkına bağlı olduğu için malzemede ısıl yükleme kaynaklı gerilme ve bunun sonucunda yerdeğiştirmeler oluşur. Bu nedenle yapısal dinamik denklemler ile ısı denklemi birbirine bağlanır (coupled) ve eş zamanlı olarak çözülür. Bu denklem sistemine ise malzemenin termoelastik denklemleri denir.Havacılık alanındaki en temel yapı kiriş yapısı olduğu için bizvde termoelastisite denklemlerini uygulamak için bu yapıyı seçtik. Bu amaç ile literatür taraması yapıldı ve giriş bölümünde literatürde bu konu ile ilgili yapılan çalışmalardan bahsedildi.Daha sonra bir ankastre kiriş için termoelastisite denklemlerinin çıkarılışı ayrıntılı olarak anlatıldı. Denklemler çıkartılırken sıcaklık dağılımı 2 boyutlu zamana bağlı, enine yer değiştirme ise 1 boyutlu zamana bağlı olarak düşünüldü. Denklemlerin zamana bağlı olması sistemi lineer olmayan bir hale getirdi. Lineer olmayan bu denklem sistemi analitik olarak çözülemediği için sayısal olarak çözüldü. Sayısal çözüm yapılırken method of lines kullanıldı ve gerekli kod mathematica programında yazıldı. Method of lines kısmi diferansiyel denklem sistemini adi diferansiyel denklem sistemine dönüştürmemize imkan verir. Böylece elimizde bir adi diferansiyel denklem sistemi olur. Bu sistem özdeğer problemi gibi düşünülerek gerekli çözüm yapılır. Tezimizde method of lines yönteminden ayrıntılı olarak bahsedilmiştir.Kullandığımız kiriş teorisi Euler-Bernoulli kiriş teorisidir. Bu teorideki kabuller ve denklemlerin oluşturulma mantığından tezimizde bahsedilmiştir.Bütün denklemler method of lines'a göre ayrıklaştırıldıktan sonra çözümleri ayrıntılı olarak anlatılmıştır. Ayrıca kullanılan kodda teze eklenmiştir. İlerideki çalışmalarda bu kod daha da geliştirilip daha kompleks yapılar için kullanılabilir.Son bölümde ise termoelastisite denklemleri çözüldükten sonra elde ettiğimiz sonuçlar grafikler yardımı ile gösterilmiştir. Daha sonra grafikler ile görselleştirilen sonuçlar tartışılmıştır. Çıkan sonuçların fiziksel olarak doğru olup olmadığı üzerinde özellikle durulmuş ve belli varsayımlar yapılıp bu varsayımlara göre çıkan sonuçlar yorumlanmıştır. Son olarak varsaydığımız durumların sayısal çözüm ile uyumlu olduğu gösterilmiştir. In this study, we began with the literature search on thermoelastic beam. The details of the outcome of this review is given in the introduction. Based on this review, we have decided to examine the cantilever beams, which is the most basic structure for the resultant spacecraft. The thermoelastic examination of the beam deals with the thermal stress that is generated by the heat effect on the beam and the resulting thermal moment. In our research, we define the thermal stress which only occurs when the material is under an obstacle. There are two types of obstacle that can be applied to the material. These are (i) the internal obstacle and (ii) the external obstacle. In the thesis, we discuss both the inner and the outer obstacles in detail and the conditions under which they can occur. The aim of the thesis is stated at the end of the introduction. We argued that the outcome of this research could be useful for new structural designs where the thermoelastic effects are to be considered.The chapter 2 deals with the Euler-Bernoulli beam theory that we used for modelling beams. We began with an overview of the Euler-Bernoulli beam theory. Later on, we mention the history of the Euler-Bernoulli beam theory and the scientists revealing this theory. We then present following assumptions that are made while obtaining the elasticity in the Euler-Bernoulli beam theory:1. Beam is considered to be continuous and prismatic cross-section. In addition, it is made of flexible and homogeneous materials. The beam consists of materials with the same modulus of elasticity (E). At this point, the beam extends and contracts equally under the same tension.2. The beam is considered isotropic and linear elastic. There is a mathematically proportional relationship between the stress and the strain. Hooke's law can be applied (σ = Eε)3. The intersecting plane sections do not change before and after the bending state.4. The axial length of the beam does not change due to deformation.In this section, we also describe the general equations of the Euler-Bernoulli beam theory and what the mathematical expressions in these equations are. Therefore, the main mathematical expressions in the Euler-Bernoulli beam theory are as follows:Beam deflection: uThe slope of the beam: ??/??Beam bending moment: ???2???2Beam shear force: −???(???2???2)Section 3 deals with how the elasticity equations are transformed into the thermoelasticity equations. For this purpose, how the bending that originates from a non-thermal load is explained. First, we give mathematical details of how the heat stress is generated based on the force balance principle. This allows us to define the heat moment. By using these definitions and the elasticity equations, we explain how the connection between the displacement and the thermal loading is established. Accordingly, there is a general relationship between thermal moment and displacement: ?2???2=−?+????We also mention the historical development of the mathematical details of the curvature. The basic equations of thermoelasticity are introduced based on the hypotheses we propose. These equations can be listed as follows:a. Equations expressing strain in terms of displacement.b. Strain compatibility relationship.c. Stress equality relationshipd. Stress-strain relationse. Temperature field equations.Our main purpose in this section is to show how the energy equation and tension become `coupled` during the removal of the temperature field equations.In the section 4, the details of how the thermoelasticity equations of the beam we examined are shown in detail. We use an euler-bernoulli beam and its boundary conditions are cantilever. We began with obtaining the equations of temperature of the beam. The temperature field equation took its final form after the possion ratio and the energy production are taken zero. Then we obtain the temperature distribution equation by means of our boundary conditions from this temperature field equation. Temperature distribution is considered to be 2D and time dependent. Since this situation makes it difficult to solve the equations, a transformation for the temperature distribution is made as follows:?(?,?,?)=?1(?,?)+(?/ℎ)?2(?,?)Based on this transformation, two temperature distribution equations are established. Then, we constructed a differential equation indicating the transverse displacement of the beam with respect to time. Finally, initial and boundary conditions are defined.In the Section 5, we give the solutions for our thermoelasticity equations in the Chapter 4. First, our main method, `method of lines`, is described in detail. In addition, we provide information about the `mathematica` program in which the required code is written. In this section, the sequence and the temperature and displacement equations are explained in detail through the generated matrices. Finally, the main parts of the code we wrote at the end of the chapter are added.In the section 6, we present the outputs obtained by solving the thermoelasticity equations. Accordingly, we argue that the provided solution is appropriate with the literature. We then compare the solution that is produced by combining the energy and stress equations with the solution that is produced without combining these equations. We also discuss the reasons of differentiations. We describe how the thermal loading affected the transverse displacement of the beam by drawing graphs and explain how the heat load time has affected the displacement. We show that the progress of heat is much slower than elastic wave propagation. The thermal load changes the frequency of the beam. In this context, the load is harmonically charged at different frequencies and the results are shown in graphical form. Lastly, we deal with the equation that Boley introduced to describe the thermal loading characteristic of the material. Some assumptions are made in accordance with this equation and the proofs for these assumptions are presented by solving equations for different situations.The thesis ends with these results. The resources that are used throughout the research are appended. 109

Yeni helikopter pallerinin tasarım ve analizleri merkezcil kuvvet, veter bükülmesi, kiriş bükülmesi ve burulma yüklerinin uygulandığı çok eksenli testler ile doğrulanmalıdır. Bu çalışmada, döner kiriş benzeri havacılık yapılarının yapısal test sistemi eyleyici yükü hesaplama algoritması geliştirilmiştir ve bu algoritma taklit bir havacılık yapısı üzerinde uygulanan çok eksenli test ile doğrulanmıştır.Hidrolik eyleyici yük hesaplama aracı geliştirilmesi süreci analiz ve test olarak iki aşamadan oluşmaktadır. Taklit bir parça bilgisayar ortamında tasarlanarak ticari bir sonlu elemanlar yazılımı kullanılarak analiz edilmiştir. Helikopter pali yapısal test sisteminin dinamik analiz modeli ticari amaçlı üretilmiş çok parçalı dinamik simülasyon yazılımı kullanılarak oluşturulmuştur. Bu model, bu yazılımın modülleri yardımıyla taklit parça üzerindeki gerinim değerlerinin hesaplanmasında kullanılmıştır. Kalibrasyon dinamik analiz modeli, taklit parçanın kalibrasyon katsayılarını bulmak için oluşturulmuştur. Bu kalibrasyon katsayıları ve dinamik analiz modelinden bulunan gerinim değerleri kullanılarak taklit parça üzerindeki kesit yükleri hesaplanmıştır.Test bölümü için üretilen taklit parça üzerine kalibrasyon ve çapraz karışma giderim uygulamaları yapılacak olan gerinim pulları yapıştırılmıştır ve bu parça üzerinde çok eksenli bir test uygulanarak kesit yükleri ölçülmüştür. Veter bükülmesi, kiriş bükülmesi, burulma ve merkezcil kuvvetini ölçebilen altı adet gerinim köprüsünden elde edilen ölçümler kullanılarak iki kesitteki kesit yükleri bulunmuştur. Geliştirilen metot, taklit parça üzerinde veter bükülmesi, kiriş bükülmesi, burulma ve merkezcil kuvvet yüklerinden oluşan kombine bir yüklemenin uygulandığı çok eksenli bir test ile test ölçümleri ve hesaplanan kesit yükleri arasında ortalama %4.92 hata oranıyla doğrulanmıştır. Bu tezde geliştirilen araç gerçek helikopter pallerinin çok eksenli testlerindeki hidrolik eyleyici yüklerinin hesaplanmasında helikopter palinin sonlu elemanlar modeli ve malzeme özellikleri içine yüklenerek kullanılabilecektir. Design and analysis of new helicopter blades need to be verified by testing under combined multiaxial loading including centrifugal force, chord bending, beam bending and torsion loadings. In this thesis, an actuator load calculation tool for a rotating beam like aerospace structure structural test system is developed and is verified by multiaxial testing of a dummy component.The actuator load calculation tool development consists of an analysis and testing part. A dummy structural component is designed and analyzed with a commercial FEM software. A dynamic analysis model of the helicopter blade structural test system is conducted using a commercial multibody dynamic simulation software. The model is used to find the strain data on the dummy component using the modules of multibody dynamic simulation software. Calibration dynamic analysis model is created for the calculation of calibration coefficients for the dummy component. By using calibration coefficients and strain data found from dynamic analysis model of the test setup, section loads on the dummy component are calculated.For the testing part, a dummy component is manufactured, and is wired with strain gages, after which calibration and crosstalk compensation operations are accomplished, and the section loads on the dummy component are measured from the multiaxial test. Using measurements of six strain bridges, chord bending, beam bending, torque, and centrifugal force, on two different sections are calculated. The developed methodology is validated by executing a multiaxial test on the dummy component with a combined loading of chord bending, beam bending, torsion, and centrifugal force loading, resulting in an average absolute percentage error rate of 4.92% between the testing and estimated section loads. The tool developed in this thesis can be used for the calculation of actuator loads in the multiaxial loading test of real helicopter blades by importing the finite element model and the composite material properties of the actual helicopter blade. 120

Bu tez çalışmasında amaç, güneş enerjisini toplayarak ısı enerjisine çeviren ve ısıtma sistemlerinde kullanılmasını sağlayan, güneş kollektörlerinin önemli bir parçası olan güneş ışını alıcı kabını incelemek ve yenilebilir bir enerji kaynağı olan güneşten sağlanabilecek enerjinin maksimum seviyede kullananılması için çözümler sunmaktır. Güneş enerjisinden sağlanan verimi artırmak için, güneş ışını alıcı kabında doğal taşınım, ışıma ve rüzgâr gibi dış etkenler yüzünden meydana gelen ısı kayıplarının azaltılması gerekmektedir. Bu amaçla öncelikle güneş ışını alıcı kabı için literatürde yapılan çalışmalar incelenmiş ve ısı kaybına sebep olan ana etkenler belirlenmiştir. Öncelikle güneş ışını alıcı kabının şekli belirlenmiştir. Bunun için literatürdeki çalışmalar incelenmiş ve en az ısı kaybı olan kap şeklinin kare olduğu anlaşılmıştır. 2 boyutlu, eğimli, kare şeklindeki güneş ışını alıcı kabı için literatürde yapılmış ısı transferi analiz çalışmaları incelenmiş ve bu tez çalışmasında ANSYS Fluent kullanılarak analizler yapılmış ve literatürdeki benzer çalışma sonuçları ile karşılaştırılarak sonuçlar doğrulanmıştır. Bu tez çalışmasının motivasyon noktası, 2 boyutlu, kare bir kapta izolasyon ve sıcak duvar malzemelerininin gerçek ışıma yayma değerleri tanımlanmış ve bu değerler kullanılarak ısı kaybına neden olan farklı etkenler analiz edilmiştir. Güneş kollektörü üreticileri için en uygun güneş ışını alıcı kabı tasarımı ve üretimi için faydalı önerilerde bulunulmuştur.Bu tez çalışmasında güneş ışını alıcı kabı, 2 boyutlu, kare şeklinde, sol duvardan sabit ısı akısı ile ısıtılıp, üst ve alt duvarları yalıtılmış, sağ duvarı ise açık olarak modellenmiştir. Isıtılan sol duvarın sıcaklığı 350 K, açık olan duvardan gelen havanın sıcaklığı ise 300 K dir, güneş ışını alıcı kabının sıcaklık farkı da 50 K dir. 102 den 106 kadar farklı Rayleigh sayıları için çalışma yapılmıştır. Rayleigh sayısı için değiştirilen parametre ya yerçekimi ya da kap boyutu olmuştur. Akışkan için yapılan varsayımlar, sıkıştırılamaz, sabit halde ve laminer akış olduğudur. Akışkanın özkütlesi için Boussinesq yaklaşımı kullanılmıştır. Kap duvarlarında kayma ihmal edilmiştir.Güneş ışını alıcı kabını çalışmak için, hesaplamalarda ve ANSYS Fluent'te kullanılan matematik model ve sınır koşullarını doğrulamak için 6 tip doğrulama çalışması yapılmıştır. Isı kayıplarının temel nedenlerini bulmak için hem saf doğal taşınım hem de doğal taşınım ve yüzey ışımasının birleşiminden meydana gelen birşelik ısı transferi için hesaplamalar ve analizler yapılmıştır. Analizlerde kapalı kap, tam açık kap, eğimli tam açık kap ve kısmi olarak açık kap olmak üzere 4 tip geometri kullanılmıştır. 4 tip geometri için sınır koşulları ve başlangıç koşulları belirlenerek ısı transferi analizleri yapılmıştır. Farklı tip geometrilerde yapılan bu analizlerin bir kısım sonuçları birbiri ile karşılaştırılmış ve ısı kaybını önlemek için doğru geometri belirlenmeye çalışılmıştır. Tüm doğrulama çalışmalarında Nusselt sayıları, literatürde yayınlanmış benzer çalışma sonuçları ile karşılaştırılıp doğrulanmıştır.İlk doğrulama çalışması kapalı kare bir kapta saf doğal taşınım analizidir. Düşük Rayleigh sayılarında iletim baskın iken, yüksek Rayleigh sayılarında taşınımın baskın hale geldiği gözlemlenmiştir. Bu durumu, Rayleigh sayısı arttıkça, akışkanın hızının artması ve kap duvarlarına daha fazla yaklaşarak ve hız sınır tabaka kalınlığının azalması kanıtlamaktadır. Ayrıca Rayleigh sayısı arttıkça, sıcak duvar üzerindeki sıcaklık gradyanının arttığı, sıcak duvar üzerinde ısıl sınır tabaka kalınlığının azaldığı gözlemlenmiştir. Isınan akışkan kap içerisinde kaldırma kuvveti etkisi sebebiyle saat yönünde dolaşmaktadır. İkinci doğrulama çalışması tamamıyla açık olan kare bir kapta doğal taşınımla ısı transferi incelenmesidir. Tamamıyla açık olan 2 boyutlu bir kabın tamamıyla kapalı bir kaptan farklı olarak, sadece açık duvarının sınır koşulu basınç girişi olarak değiştirilip analiz edilmiştir. Basınç dağılımı sonuçları, kabın üst duvarına yakın kısmında soldan sağa doğru, aynı şekilde sağ üst köşeden sol alt köşeye doğru ve sağ alt duvardan sol alt duvara doğru da bir basınç azalması olduğunu göstermektedir. Akışkanlar, basıncın yüksek olduğu yerden düşük olduğu yere doğru hareket eder bu sebeple de, üst duvarın solundan sağına doğru ve sağ üst köşeden, sağ alt köşeye doğru ve sağ alt duvardan sol alt duvara doğru bir akışkan akışı meydana gelmektedir. Akışkan hareket yönü saat yönündedir. Hız vektör sonuçları, akışkanın kabın alt kısmından girdiğini, sıcak duvara ulaştığında ısındığını ve kaldırma kuvveti etkisi ile kabın üst sağ kısmından çıktığını gösteriyor. Açık kapta, sıcak duvar yakınında hem ısıl hem de hız sınır tabakaları oluşur ve Rayleigh sayısı arttıkça bu tabakaların kalınlıkları azalır. Üçüncü doğrulama çalışmasında açık kap eğim açısının doğal taşınım üzerindeki etkisi incelemiştir. Sonuçlar gösteriyor ki, bütün Rayleigh sayıları için en az ısı kaybı eğim açısı φ= 180o olduğunda, en çok ısı kaybı ise, Rayleigh sayısı 103 ve 104 için eğim açısı φ = 60o, ve Rayleigh sayısı 105 ve 106 için eğim açısı φ = 75o olduğunda meydana gelir. Rayleigh sayısı 103 ve 104 için, eğim açısı φ = 60o 'ye kadar arttıkça ve Rayleigh sayısı 105 ve 106 için eğim açısı φ = 75o 'e kadar arttıkça, ısı kaybı azar azar artarken, bu açılardan sonra ısı kaybı dramatik bir şekilde düşmeye başlar. Dördüncü doğrulama çalışması kabın hava giriş açıklık oranının doğal taşınım ısı transferi üzerine olan etkisini incelemektir. Kısmi olarak açık olan kare kap için hesaplanan Nusselt sayıları, tamamen açık olan kare kap için olanlar ile karşılaştırılmış ve ısı kaybı azaltımı için en uygun olan tartışılmıştır. Ayrıca, kısmi olarak açık olan kabın sıcaklık ve hız dağılımları Bilgen ve Öztop' un çalışmasının yayınlanmış sonuçları ile karşılaştırılıp doğrulanmıştır. Sonuçlar, kap giriş açıklığının artması ile ısı kaybının artacağını göstermiştir ve bundan dolayı, kısmi olarak açık kare bir kap kullanmak ısı kaybını azaltır. Son olarak, son iki doğrulama çalışması ışınım modeli doğrulama ve birleşik ısı transfer analizinden bulunan Nusselt sayılarının yayınlanmış sonuçlarla karşılaştırılmasıdır. Doğrulama başarılıdır ve sonuçlar, Rayleigh sayısının artışı ile ısı kaybının artacağı ve ışıma ile ısı kaybının yüksek Rayleigh sayılarında baskın olduğunu göstermiştir. Doğrulama çalışmalarından sonra, güneş ışını alıcı kabının ısı kayıplarını incelemek için sıcaklık farkı, kap boyutu ve kap eğim açısı gibi farklı parametrelerin analizleri yapılmıştır. Sıcaklık farkı ve kap boyutu değişikliği sadece Ra= 106 için çalışılmıştır. Sonuçlar gösteriyor ki, sıcaklık farkı arttıkça, ısı kaybı daha çok ışıma ısı kaybı sebebiyle artar. Işıma Nusselt sayısı, sıcak duvarın sıcaklığının artması ile dramatik bir şekilde artar iken, doğal taşınım Nusselt sayısı tamamen aynı kalmaktadır. Kare şeklindeki güneş ışını alıcı kabının boyutundaki artış, konveksiyonla ısı kaybını %97' den %42' lere düşürerek, ışımayla ısı kaybının baskın olmasına neden olur. Kap eğim açısının ısı kaybına olan etkisini incelemek için yapılan çalışma, ısı kaybı ile eğim açısı arasında doğrusal olmayan bir ilişki olduğunu göstermiştir. Ayrıca, kap duvarlarında kullanılan malzemelerin ışıma yayma değerlerindeki artış ile ışıma ile ısı kaybı artarak, kap içindeki toplam ısı kaybını arttırmaktadır. Bu çalışmalardan elde edilen sonuca göre, güneş ışını alıcı kabı içinde meydana gelen ısı kayıplarını azaltmak için, kısmi olarak açık bir kap kullanılabilir. Bu kısmi açık kabın küçük boyutlarda ve düşük ışıma yayma değerlerine sahip malzemelerden yapılması gerekmektedir. Buna ek olarak, bulunulan ortam için hesaplanan Rayleigh sayısına göre en düşük ısı kaybına yol açan uygun eğim açısısı kullanılmalıdır.Sonuç olarak, kapalı kare bir kap gibi bir kabın ısı transferi analizlerinden sonra ve açık bir kap için çalışma başlatılmıştır. Açık kap için tamamıyla açık kap, kısmi açık kap ve eğimli açık kap gibi farklı durumlar çalışılmıştır ve sonuçların doğrulanması için yayınlanmış sonuçlarla karşılaştırılmışlardır ve en yüksek termal performansa sahip güneş ışını alıcı kap modeli önerilmiştir. Hem saf doğal taşınım ısı kaybı hem de birleşik ısı kayıpları çalışılmış ve baskın olan belirlenmiştir. The purpose of this thesis is to investigate steady, laminar, combined pure natural convection and surface radiation in a tilted 2D solar square cavity receiver, perform thermal analysis by using ANSYS Fluent, and compare the results with published ones and to be able to offer a new solution to the investigated reasons of thermal losses. This study is important to propose an optimum thermal design for solar concentrators. 2D solar square cavity receiver has a constantly heated left wall, and insulated top and bottom wall and an opening right wall. The temperature of the heated left wall is 350 K and temperature of the air coming from opening wall is 300 K, so the temperature difference investigated for the solar cavity receiver is 50 K. Different Rayleigh numbers from 102 to 106 were studied. Parameter changed for Rayleigh number depends on the factor investigated in the different cases for this study, such as it could be gravity or dimension. 2D, laminar, steady state flow, with SIMPLE scheme, presssure-based solver was studied and for air density, Boussinesq approach was applied. Operating temperature, density and pressure were defined as ambient airflow and for Radiation mode, S2S method was used. The default values for the relaxation factors were applied. The residual for continuity, x-momentum, y- momentum convergence criteria was taken as 10-3, on the other hand, for energy convergence it was taken as 10-6. In this thesis, in order to study the solar cavity receiver, six types of validation studies were performed for validating the mathematical model and boundary conditions used at both numerical calculations and ANSYS Fluent. The numerical and thermal analysis for both pure natural convection and combined natural convection and surface radiation were studied for finding the main reasons of thermal losses. In all the validation studies, the computed Nusselt numbers were validated with the published ones. The first validation study was for a pure natural convection analysis in a closed square cavity. The results indicated that, as Rayleigh number increases, the fluid velocity increases and fluid gets more close to the walls of the cavity and thermal boundary layer and velocity boundary layer thicknesses decrease. The heated fluid circulates in clockwise direction in the cavity because of the buoyancy effect.The second validation study was to investigate the pure natural convection heat transfer in a fully open square cavity. A fully open, 2D, square cavity thermal analysis was performed by just changing the opening wall boundary condition as pressure inlet. The velocity vector results indicated that fluid enters from bottom part of the cavity, reaches to the hot wall, gets heated, and exits from right side of the top wall of the cavity by buoyancy effect. There forms both thermal boundary layer and velocity boundary layer near the hot wall but as the Rayleigh number increases the thicknesses of these boundary layers' decrease. The third validation study was to investigate the tilt angle of open cavity effect on the pure natural convection heat transfer. The result showed that, the minimum natural convection heat loss occurs when φ= 180o, whereas, the maximum heat loss occurs when φ = 60o for the Rayleigh numbers of 103 and 104, and when φ = 75o for the Rayleigh numbers of 105 and 106. As the tilt angle increases up to φ = 60o for Ra= 103 and 104 and up to φ = 75o for Ra= 105 and 106, the heat loss increases slightly and then after that angles the heat loss decreases as dramatically.The fourth validation was to investigate the effect of opening ratio of cavity aperture on the natural convection heat transfer. The Nusselt numbers calculated for a partially open square cavity were compared with the ones for a fully open square cavity and then the optimum one was discussed for the heat loss reduction. In addition, isotherms and streamlines of a partially open square cavity were validated by comparing with the published results of study of Bilgen and Oztop. The result indicated that increasing the aperture size of the cavity increases the heat loss, so that using a partially open square cavity can reduce the heat loss. Finally, the last two validation studies were to validate the radiative model (S2S) used and to validate the Nusselt numbers found from combined heat transfer analysis by comparing with the published ones. The validation succeeded and the results indicated that, as the Rayleigh number increases, heat loss increases and radiation heat loss becomes dominant at high Rayleigh numbers.After validation studies, thermal losses in a solar cavity receiver were investigated by analyzing different parameters such as temperature difference, cavity dimension and cavity tilt angle. The temperature difference and dimension changing of cavity were studied just for Ra=106 and the results were discussed for investigating the heat loss. The results indicated that, as temperature difference increases, the heat loss increases mostly due to radiation heat loss. The Nusselt number for radiation increases dramatically as increasing the temperature of the hot wall, on the other hand, the Nusselt number for natural convection remains almost same. The increase in the length of the solar square cavity makes radiation heat loss dominant because the heat loss of convection decreases from % 97 to % 42. The results of the study performed for investigation of the tilt angle effect on the heat loss in solar cavity indicated that there is a nonlinear relationship with heat loss and tilt angle.To come up, background of a cavity such as a closed cavity and then an open cavity were studied. Different cases of open cavity were studied such as a fully open cavity, a partially open cavity, an inclined open cavity and all the results were compared with the published similar studies, and the best optimum cavity model at the highest thermal performance was proposed. Both pure natural and combined heat losses were studied and the dominant one was determined. 91

Halk tarafından genelde kara kutu olarak bilinen FDR (Flight Data Recorder) ve CVR (Cockpit Voice Recorder) kayıt cihazları havacılık için çok önemlidir. Havacılıkta FDR ve CVR cihazlarına takılı olarak kullanılan ULB (Underwater Locator Beacon) ise su ile temas ettiğinde belirli bir frekansta akustik sinyal yayan bir sualtı ses vericisidir. Enkazın suya battığı hava aracı kazalarında, arama – kurtarma ekiplerinde bulunan akustik alıcılar vasıtası ile ULB sinyalleri tespit edilir ve kayıt cihazlarının sualtındaki konumları hesaplanır. Bu sayede kayıt cihazlarına ve uçak enkazına ulaşılabilir, kazanın kök nedenlerini bulmak için araştırmalar yapılabilir. Son yıllarda yaşanan bazı uçak kazalarında okyanusa düşen uçakların arama çalışmalarında ULB cihazlarının tespit edilemediği görülmüştür. Havacılık dünyasında sık tartışılan bir konu haline gelen ULB regülasyonları ile ilgili otoriteler bazı değişiklikler yapmışlardır. Bu çalışmada, sualtı akustik doğasının karakteristik özelliklerinden kaynaklanan etkiler, ULB cihazlarından beklenen performansın alınamamasının olası nedenleri, otoriteler tarafından yapılan değişikliklerin muhtemel etkileri ve hali hazırda problemin devam etmesine neden olabilecek faktörler incelenmiştir. FDR (Flight Data Recorder) and CVR (Cockpit Voice Recorder) devices, which are known as black boxes by the public, are very important for aviation. ULB(Underwater Locator Beacon) is an underwater sound projector which is activated by water immersion and it is attached to FDR and CVR in aviation use. If an aircraft is submerged in water after an air accident, ULB signal can be detected by hydrophones held by SAR teams and then underwater locations of the recorder devices will be calculated. Thus, wreckage and recorders can be found and investigations can be carried out to find out root causes of the accident. ULB devices could not be detected during search operations of some accidents occurred over the ocean in recent years. Authorities have been making some changes to ULB regulations which become a matter of debate in aviation community very often. In this study, the effects originated by natural characteristics of the underwater acoustic environment, possible causes of the unexpected low performance of ULB devices, potential improvements of changes made by authorities, and existing other factors which may contribute to the problem were examined. 76

Hava araçlarının aerodinamik tasarımı, analizi ve eniyilemesi, akışkanlar dinamiği bilimiyle uğraşan araştırmacıların üzerinde durduğu karmaşık ve esasında çok-disiplinli mühendislik problemleridir. Bu kapsamda, günümüzde uygulanan Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (CFD) çözümleri tasarım sürecinin ilk aşamalarında birçok sebeple uygun görülmemektedir. Onun yerine daha basit çözümler sunan, akış alanıyla ilgili temel yaklaşımlarda bulunanarak çözümü hızlandıran yöntemlerin kullanımı daha yaygındır.Hesaplamalı aerodinamik uygulamalarında sıkça kullanılan Girdap Kafes Yöntemi (VLM) taşıyıcı yüzeylerin üzerindeki potansiyel akışı çözmektedir. Ludwig Prandtl'ın 1918 yılında tanıttığı taşıyıcı çizgi modeli (PLL) sonlu düz kanatlar için analitik bir çözüm sağlarken, yine Prandtl'ın ortaya koyduğu teoriyi esas alan VLM ile herhangi bir konfigürasyondaki çok elemanlı taşıyıcı yüzey sisteminin incelemesi girdap-kafes modeli ile mümkün olmaktadır. Bu modelde yüzeyler çözümlemenin yapılacağı panellere bölünür ve her panele taşıyıcı özelliğini veren atnalı girdapları yerleştirilir. Potansiyel akım sınır şartı kullanılarak çözülen girdap şiddetleri ile taşıyıcı yüzey üzerine etki eden aerodinamik kuvvetler Kutta-Joukowski Kanunu ile hesaplanır.Konsept ve ön tasarım süreçlerinde ilgili hava aracının taşıyıcı yüzeyleriyle ilgili kanat açıklığı, açıklık oranı, kök ve uç veter uzunlukları gibi birçok parametrenin belirlenmesi gerekmektedir. Ancak, her bir parametrenin belirlenmesi başlı başına bir eniyileme çalışması gerektirmektedir. Bunun sebebi ise taşıyıcı yüzeyler birbirleri arasında aerodinamik etkileşim içindedir. Bir yüzeye ait parametre diğer bir yüzey üzerinde etki yaratmaktadır ve hava aracının genel performansı açısından bu etkinin incelenmesi önem arz etmektedir.Doğanın genetik mekanizmalarını açıklayan Darvinci Evrim Teorisi (DET), yapay sistemlerin eniyilemesinde de etkin bir şekilde kullanılabilmektedir. Evrimsel Algoritmaların (EA) bir alt sınıfı olan Genetik Algoritmalar (GA), doğanın kanunlarını yapay sistemlere uygulayarak, zorluklar karşısında kendi kendini geliştiren sistemler üretmektedir. Bu uygulamanın temellerini John H. Holland 1975 yılında atmıştır. Holland'ın yürüttüğü çalışmalar hem yapay sistemlerin eniyilemesi hem de doğal sistemlerin bilimine büyük katkı sağlamıştır.Bu tez kapsamında çok elemanlı taşıyıcı yüzeylerin nümerik incelemesi için VLM yönteminin bir bilgisayar programını geliştirilmiştir. MATLAB programlama dili kullanılarak geliştirilen yazılımın öncelikle PLL yöntemi ile düz bir kanat analizi için karşılaştırılmış ve elde edilen sonuçlar doğrulanmıştır. Çok elemanlı sistemler içinse ek doğrulama çalışmaları yürütülmüştür. Ters açılı bir çift kanat kullanılarak yer etkisi analizi yapılmış ve kanatlar arası uzaklık artırıldıkça yer etkisinin azaldığı görülmüştür. Bir diğer doğrulama çalışmasında ise bir kanat arkasında yerleştirilen yatay kuyruğun analizi yapılmıştır. Bu analizde aşağı sapmanın etkisiyle kuyruk üzerindeki etkin hücum açısının serbest akımın geliş açısından daha düşük hesaplanması incelenmiştir.Doğrulama çalışmaları neticesinde, taşıyıcı yüzeylerin incelenmesi amacıyla geliştirilen VLM yazılımı evrimsel döngüler sırasında çağırılabilecek bir fonksiyona dönüştürülmüştür. Evrimsel döngülerin değerlendirme aşamasında, her bir birey için bu fonksiyon çağrılmış ve aerodinamik katsayılar hesaplanmıştır. Hesaplanan katsayılar güçlü bireylerin belirlenmesine yarayan uygunluk fonksiyonlarında kullanılmıştır. Çaprazlama ve mutasyon evrelerinden sonra elde edilen çocuk bireylerin sonraki nesle nasıl aktarılacağı konusunda farklı yaklaşımlar denenmiş olup, elde edilen sonuçlar karşılaştırılmıştır. Sonuç olarak geliştirilen taşıyıcı yüzey sistemlerini eniyileme yazılımı uygulamalarda kullanılmış ve elde edilen bulgular paylaşılmıştır. The design and optimization of aircraft has been a center of interest for researchers working in the field of fluid dynamics. The science of aircraft design has always been a multidisciplinary subject and therefore, a rather complex field of research. The analysis process of aircraft is nowadays carried out by means of Computational Fluid Dynamics (CFD), which requires a great amount of effort and resources. In consequence, simpler methods based on some basic assumptions about the fluid domain are employed during the concept or preliminary design phase. Methods that solve the inviscid flow are essentially predominant.In the past century, extensive research has been made on methods based on the potential flow. Ludwig Prandtl and his colleagues from Göttingen, Germany introduced Prandtl's Lifting Line (PLL) Theory in 1918. Lifting surfaces are modelled as lines, hence the name of the method. PLL proved to be invaluable for the analysis of finite wings. Nevertheless, the theory can only be used with straight wings (no sweep or dihedral angle) having only one lifting surface. Moreover, numerical derivatives of the method are developed in order to overcome its deficiencies.For instance, the Vortex Lattice Method (VLM) has become increasingly popular in the 1960's and it's still used today for analyzing lifting surfaces. In PLL, a lifting line is an infinite number of nested horseshoe vortices with the bound vortices passing through the quarter chord of the surface and the trailing vortices following the surface until the trailing edge, where they go to infinity parallel to the freestream. The induced velocities by these vortices are calculated at the three-quarters of the surface sections. This quarter-three-quarter method is the fundamental rule of panel methods which arises from the Kutta condition. In VLM, wings are discretesized as a lattice of panels with horseshoe vortices on each individual panel, unlike an infinite number of nested horseshoe vortices in PLL theory. The vortex strengths on these panels are computed using the potential flow boundary condition: the velocity component normal to the surface should be zero. After calculating the vortex strengths, the Kutta-Joukowski Theorem is used in order to calculate the acting aerodynamic forces on the lifting surface. Finally, the lift coefficient and the induced drag coefficient can be calculated.In the concept and preliminary phases of aircraft design, several paramaters such as the span, aspect ratio, root and tip chord lengths have to be determined. These parameters cannot be considered separately since determining each parameter affects the other regarding the overall performance of the aircraft. An optimization has to be made for each parameter, which sometimes requires making a compromise. Hence, this process has to be handled carefully. Current optimization methods offer various solutions while having limitations on the search space concerning continuity, existence of derivatives and other matters.Selecting and applying the right optimization method can be a tedious task. However, one type of optimization is more flexible for varying requirements compared to others: Genetic Algorithms (GA). Genetic algorithms are stochastic searching algorithms known as a subclass of Evolutionary Algorithms (EA).The laws of nature described in the Darwinian Evolution Theory (DET) drive GAs. Features of self-guidance, development and reproduction are the rules of genetics. These rules when applied to artificial systems have the potential to create the fittest product for a given objective. The pioneering experiments on GA introduced by John H. Holland and his colleagues at the University of Michigan in 1975 not only contributed to the science of artificial systems but also biological systems. GA employs the genetic mechanism of the nature through three main principles: heredity, variation and selection. A very robust tool can be created by studying each of these principles and incorporating them in an optimization framework.First, a computer program for the analysis of lifting surface systems is developed using the formulations in the VLM method. The MATLAB programming language is used since it offers many intrinsic functions and tools to generate graphic interfaces. The VLM code is then put to test by analyzing a straight wing and the results are compared with the PLL output. Another analysis is carried out using symmetrically placed lifting surfaces. The ground effect is then simulated on the surfaces by changing the distance between them. Lastly, the downwash effect on the horizontal tail behind a wing is analyzed and the decreasing effective angle of attack on the tail surface is observed.After the validation process, the VLM code is transformed into a function and implemented into another code which carries out evolutionary loops in order to optimize the lifting surface by means of GA.First of all, a random population is generated and analyzed using the VLM function. The code then uses fitness functions with the aerodynamic coefficients as inputs in order to determine the strongest specimen. If the variation is no longer satistifed, the evolutionary loop is broken. This is handled by checking the mean fitness curve of the population at each generation. If the curve's slope reaches zero, it means that the variation principle is compromised.A mating pool is created in which the strong specimen having a better chance of reproducing. Parent genes are used in a process called `crossover` and by consequence, an offspring is produced. The offspring must have traits coming from both their parents. Additionaly, the offspring are sometimes subjected to mutation which can completely alter their genes. At the end of each generation, the offspring are added to the population while weak specimen are removed. This process forces the population to produce better specimen by removing defective genes and developing better ones.The way the offspring are added to the next generation is another matter. In this work, three different ways of handling this process are analyzed: inheritance, controlled inheritance and survival. In the first method, the offspring takes the place of its parents. In the controlled inheritance method, the offspring is only added to the population if its fitness is greater then its parents. In the last method, the offspring takes the place of the weakest specimen in the population and if its fitness is even lesser, the offspring is discarded. The first method results in an everchanging mean fitness curve while other converge towards a fitness value.The GA code is used in two applications in order to fully demonstrate its capabilities. An arbitrary wing design is defined in the code with a goal lift coefficient. A fitness function is written with alues closer to the goal lift coefficient returning a higher value. After entering its limitations, the wing is added to a randomly generated wing population with the same goal. After several generations, a better wing is obtained with a greater fitness value.In the following application, a horizontal tail is placed behind the optimized wing and the longitudinal stability requirement is added to the fitness function. The genes of both lifting surfaces are subjected to evolutionary process and the resulting fittest specimen is analyzed. The addition of the tail to the system and the longitudinal stability requirement with it, forced the previously optimized wing to change and adapt.In conclusion, the use of GAs in optimization of lifting surface systems offers a robust multi-objective design framework. This thesis only conducts aerodynamic analysis and checks for simple aerodynamics and stability requirements. However, any type of requirement and related analysis procedure can be added to the process without making major changes to the optimization framework. This is essentially why GAs are widely used in the field of design and optimization, they are flexible and compatible with any change or addition to evaluation process of the design parameters.The use of GAs are mostly encouraged for the optimization procedure of very complex systems where a great amount of variables is present. Considering all these variables are to be handled in a population of specimen, calculating the fitness of each specimen at each generation is significantly time consuming for problems of higher order. Therefore, the computers of today are only capable of optimizing relatively simple problems in the matter of preliminary design of artificial systems. However, the future of computer science can overcome this issue of time and resource consumption since the quantum computers hold a great potential. 95

Bu çalışmada enerji depolama sistemlerinde kullanılabilecek, fonksiyonelderecelendirilmiş bir volanın termoelastik analizi ve çok parametreli optimizasyonugerçekleştirilmiştir. Sanayi devriminden bu yana gerçekleşen teknik ilerlemeler hızlıbir makineleşme sürecini beraberinde getirmiştir. Bu sayede, insanoğlu geçmişte elyordamıyla yaptığı pek çok işi günümüzde makinelere yaptırır hale gelmiştir. Gelinennoktada insanoğlunun hayat standartlarını yükselten teknolojik gelişmeler modernhayatımızın vazgeçilmez bir parçası haline gelmiştir. Bu durum ise, bir makine veyamakine sistemin temel girdisi olan elektrik enerjisini günümüzde en çok ihtiyaçduyulan değerlerden biri haline getirmiştir. Ekonomik ve teknik gelişmelere paralelolarak gittikçe daha fazla sayıda insanın endüstriyelleşme ve teknolojik nimetlerdenfaydalanmaya başlayacağı gözönüne alındıgında, gelecekte enerjiye olan ihtiyacımızınbugünki ihtiyaçtan çok daha fazla olacağı açıktır.Öte yandan, kullanılabilir enerji kaynaklarının mevcut tüketim hızıyla bile ancakbirkaç yüzyıl yeteceği öngörüsü göz önüne alındığında, enerji üretiminde alternatifkaynaklara yönelim ve daha önemlisi üretilen enerjinin daha verimli kullanılmasınısağlayan çözümler bulmak bir zorunluluk olarak karşımıza çıkmaktadır. Bu yöneliminbir sonucu olarak, elektrik üretimi havuzunda fosil yakıtların yanında rüzgar ve güneşenerjisi gibi yenilenebilir enerji kaynaklarından elde edilen enerjinin payı gün geçtikçeartmaktadır. Ancak yine de, yenilebilir enerji sistemlerinin enerji üretiminin birincilelemanı haline gelebilmesi için çözülmesi gereken bazı zayıflıkları bulunmaktadir. Buzayıflıkların en başta gelenlerinden bir tanesi sözkonusu sistemlerin çıktılarının havakoşullarına ve mevsimsel değişimlere bağımlı oluşu ve dolayısıyla enerji üretimininkesintili yada dalgalı bir profile çizmesidir. Bu karakteristik nedeniyle arz ve talebieşleştirmek çoğu durumda mümkün olmamaktadır. Talebin yüksek olduğu zamanlardaüretim düşük kalabilmekte veya üretim yüksek olduğunda talep yetersizgelebilmektedir. Bu durum sözkonusu sistemlerin tek başına kullanılması halindeverimlerinin düşük kalmasında veya verimi yüksek tutabilmek için mutlaka gas türbinigibi yan sistemlerle desteklenmesini gerekli kılmaktadır.Bu noktada, ihtiyaçtan fazla üretilen enerjinin gelecekteki kullanımlar içindepolanmasi fikri enerji verimliliğini artıracak çözümlerden biri olarak ortayaçıkmaktadır. Bu bağlamda, elektrik enerjisini depolamak için kullanılan Volan EnerjiDepolama Sistemi (VEDS) uygulamaları son yıllarda büyük ilgi uyandırmaktadır.Volan enerji depolama sistemleri yüksek depolama kapasitesi, hızlı cevap verebilme,uzun ömür, düşük bakım gereksinimi ve çevresel etkisinin sıfıra yakın olması gibiavantajları sebebiyle diğer alternatif çözümlere kıyasla daha iyi bir konumdabulunmaktadır. Son yıllarda yüksek mukavemetli hafif malzemelerin üretim vekullanımının yaygınlaşmasının yanı sıra, güç elektroniği ve manyetik rulmanteknolojisi alanlarındaki gelişmeler de yüksek hızlı VEDS uygulamalarına imkanvermiştir. Günümüzde VEDS uygulamaları büyük ölçekteki enerji üretim hatlarından bireysel kulllanıcı seviyesindeki kesintisiz güç kaynağı uygulamalarına, hattaotomotiv, uzay araçları ve askeri uygulamalara kadar pek çok yerde karşımızaçıkmaktadır. Buna benzer uygulamaların daha da yaygınlaşması için sözkonusu enerjidepolama sistemlerinin daha detaylı incelenmesi ve sınırlarının anlaşılmasıgerekmektedir. Bu nedenle, VEDS sistemlerinin geliştirilmesi günümüzde bilimadamları ve mühendisler için popüler bir araştırma konusu haline gelmiştir.Volanlı enerji sistemleri, elektrik enerjisinin dönen bir kütle bünyesinde dönme kinetikenerjisi şeklinde depolanması prensibine dayanmaktadır. Bir VES'de, elektrik enerjisikinetik enerjiye dönüştürülürek Volan rotorunda depolanır. Enerji dönüşümü, birelektrik motoru/jeneratörü ve çift yönlü bir güç dönüştürücü aracılığıyla sağlanır.Enerji depolama sırasında elektrik motoru Volan rotorun hızını artırırken; depolananenerjinin harcanması sırasında Volan rotoru jeneratörü besler ve hızını kaybeder.Volan rotoru, sistemin genel performansını ve kapasitesini belirleyen temel elemandır.Sistemin enerji depolama kapasitesini arttırmak için Volan rotorunun yüksek hızlaraçıkabilmesi gerekmektedir. Bunun içinse, Volan rotorunun, yüksek dönme hızlarındaortaya çıkan yüklere direnç gösterebilen malzemelerden üretilmesi gerekmektedir.Özel bir tür kompozit malzeme olan fonksiyonel dereceli malzemeler böyle bir amaçiçin kullanılabilir.Fonksiyonel dereceli malzemeler, birden fazla ana malzemenin mekanik özelliklerininbir doğrultu boyunca sürekli bir fonksiyon şeklinde değişmesiyle elde edilen bir türkomposit malzemedir. Bu sayede farklı malzemelerin üstün özelliklerini bünyesindebarındıran heterojen yapılı malzemeler elde edilebilmek amaçlanmaktadır.Fonksiyonel dereceli malzemeler, mühendislik uygulamalarında sıklıkla karşılaşılanyüksek mukavemetli, yüksek ısıl dayanıma sahip aynı zamanda da son derece hafifyapılı malzeme ihtiyacına güçlü bir çözüm sunmaktadır. Bu nedenle bu çalışmasırasında fonksiyonel derecelendirilmiş malzeme yapısına sahip bir Volan diski elealınmıştır. Ana malzeme tipleri, özellikle turbomakinelerde yaygın kullanılan, Ti-6Al4V,Inconel 718 ve AISI 4340 olarak belirlenmiş ve herbir tasarımda bu malzemelerinrastgele seçilmiş ikili kombinasyonları değerlendirilmiştir. Fonksiyonel derecelemeiçin malzeme kompozisyonun Volan diskinin iç çapından dış çapına doğru radyalyönde bir üstel fonksiyona uygun şekilde değiştiği varsayılmıştır.Termoelastik analiz çalışması için, öncelikle değişkn kalınlıklı dönen bir disk içindenge denklemi genel halde elde edilmiş, ardından sözkonusu denklem, foksiyoneldereceli malzeme yapısı ve sıcaklığa bağlı değişkenleri gösterecek şekildedüzenlenmiştir. Benzer şekilde sınır koşulları için de denge denklemleri bulunmuştur.Ortaya çıkan lineer olmayan diferansiyel denklemler elle çözülemeyecek kadarkarmaşık yapıda olduğundan denklem çözümü için sayısal bir metod olan diferansiyelkuadratür metodu uygulanmıştır. Diferansiyel kuadratür metodu, verilen bir aralığınher noktasında sürekli ve türevli olan bir fonksiyonun bilinmeyen bir türev ifadesine,fonksiyonun bir grid hattı boyunca tüm fonksiyonel değerlerinin ağırlıklandırılmış birtoplamı şeklinde yaklaşım yapılabileceği temeline dayanan bir sayısal yöntemdir.Sonlu elemanlar, sonlu farklar yada sonlu hacimler gibi diğer sayısal metodlara göreçok daha az sayıda nokta kullanarak yeterince doğru sonuçlar vermesi nedeniyle DKMmetodu son yıllarda parçalı diferansiyel denklem çözümü gerektiren problemlersözkonusu oldugunda gittikçe artan bir uygulama alanı bulmaktadır. Ele alınantermoelastik analiz problemi DKM metodu ile çözülerek, Volan diski boyunca sıcaklıkdağılımı, radyal deplasmanlar, gerinme ve gerilme değerleri elde edilmiştir.Matematiksel model ve varsayımların doğruluğu, sayısal çözüm sonuçlarının ikiboyutlu eksenel simetrik bir sonlu elemanlar modeli çözümleriyle kıyaslanarakyapılmıştır. Termal ve mekanik analiz sonuçları incelendiğinde, diferansiyel kuadratür ve sonlu elemanlar metodlarının birbiyle son derece uyumlu sonuçlar verdiğigösterilmiştir.Optimizasyon problemi, -20 ile +40 santigrad derece arasındaki bir ortam sıcaklığındadayanım şartlarını aşmaksızın ve rulmanların izin verdiği maksimum hız limitleridahilinde ortalama kinetik enerjiyi maksimum yaparken kütleyi de mimimum yapacakbir Volan geometrisini elde etmek olarak belirlenmiştir. Optimizasyon çalışması içimözel bir tür evrimsel algoritma olan NSGA II metodu izlenmiştir. Tasarım adayları içinkarma kodlama yapılmış, eşleşme ve mutasyonlar yoluyla yeni nesiller türetilerektoplamda 18 farklı tasarım tipindeki Volan diskleri için en iyi geometriler aranmıştır.Tasarım tipleri kullanılan rulman çeşidine bağlı olarak yüksek hızlı ve düşük hızlıolmak üzere iki gruba ayrılmıştır. Düşük hızlı tasarımlar icin maksimum hız limiti10000 rpm, yüksek hızlı tasarımlar içinse 100000 rpm olarak belirlenmiştir. Her birtasarım tipi için, toplam 1000 iterasyon sonunda birer milyon aday çözümoluşturulmuş ve değerlendirilmiştir. Optimizasyon çalışması aşağıdaki sonuçlarıortaya koymuştur.- Hız sabit iken, enerji kapasitesini etkiyelen en önemli parametre disk çapıdır.Enerji kapasitesini arttırmak için büyük çaplı disk kullanmak gerekmektedir.Ancak disk çapı büyüdükçe merkez kaç kuvveti nedeniyle oluşan stress te diskyarıçapının karesiyle orantılı olarak artmaktadır.- Yüksek hızlarda stress etkileri tasarımı limitleyen bir hale gelmektedir, öyle kiizin verilen maksimum hızlara çıkmak mümkün olmamakta bu nedenlealgoritma, stress koşullarını sağlayabilecek bir maksimum hız aramayabaşlamaktadır. Yüksek hızlı çözümler için elde edilebilecek en yüksek hız60000 rpm civarı olarak görülmektedir.- Optimum Volan geometrisi genel olarak iç ve dış kenarlarda malzememiktarını arttırırken orta kesimlerde azaltacak şekilde oluşmaktadir.- Malzeme komposizyonu, Volan dış kenarına doğru daha hafif malzemelerkullanırken iç kenarlara doğru daha yoğun malzemelerin kullanılmasıgerektigini göstermektedir.- Elde edilen bazı geometriler son derece ince kesitli profiller vermiştir. Buçözümler optimizasyon algoritmasının ince kesitlerdeki titreşim etkilerinin degözönüne alınarak geliştirilmesi gerektiği konusunda fikir vermektedir. In this study, thermo-elastic analysis and a multi objective optimal design of afunctionally graded Flywheel rotor that can be used in a Flywheel Energy StorageSystem (FESS) has been investigated. Due to the rapid mechanization andtechnological innovations that have taken place since the industrial revolution, ourenergy need has been increasing at an unprecedented rate. On the other hand, limitedavailability of known energy resources makes it necessary to find solutions thatenables more efficient use of energy. One of the solutions to enhance energy efficiencyis to store excess production for future usage. In this context, Flywheel energy storageapplications for storing electrical energy have gained a great interest in recent years.Flywheel energy storage systems are in favorable position among others due to theirstrengths in high energy capacity, fast response, long life, low maintenance andenvironmentally friendly characteristics. Recent advancements in lightweight highstrength materials, power electronics and magnetic bearings have made high speedFESS applications possible today. Obviously, those high speed applications such asturbo machinery components, high speed compressors, brake disks, gears, pumps,generators are of practical interest in engineering. Therefore, development of FESSsystems has become a popular research topic for scientists and engineers nowadays.Flywheel energy systems are based on a rotating mass principle. In a FESS, electricalenergy is converted into the mechanical energy and stored in the Flywheel rotor asrotational kinetic energy. Energy conversion is achieved by means of an electric motorand a bi-directional power converter. Flywheel rotor is the key element to determinethe overall performance and capacity of the system. Energy capacity of a Flywheelrotor can be increased by using materials that is capable of resisting loads at highrotational speeds. Functionally graded materials which is a special kind of compositescan be used for this purpose.For this reason, the subjected Flywheel rotor in this study has been assumed to be madeof a functional graded material. For the thermo elastic analysis, a complex nonlineardifferential equilibrium equation has been established. The complexity came fromseveral factors such as non uniform thickness Flywheel geometry, non homogenousmaterial content and by taking into account of the thermal effects on materialproperties. The governing equation of motion solved numerically by using generalizeddifferential quadrature method (GDQM). Results of numerical solution has beenvalidate by comparison with an axisymmetric two dimensional finite element model.A perfect correlation of both approaches has been demonstrated.Flywheel shape optimization task has been carried by using non dominated sortinggenetic algorithm (NSGA II). Optimal designs have been searched for 18 designspaces having different speed, thickness and radius limits. Depending on the bearingtype, maximum speed of the flywheel can be two types such as low speed and highspeed. In 9 of the design spaces it has been assumed that conventional mechanical bearings were used. Hence, these designs had a maximum rotational speed limit of10000 rpm. The other 9 design spaces assumed to have magnetic bearings. Therefore,those designs had a maximum rotational speed limit of 100000 rpm.The optimization problem is defined to maximize the average kinetic energy that theflywheel can store between an ambient temperature range without failure and withoutexceeding rotational speeds allowed by the bearings while minimizing the mass. Thegenotype of individuals have been constructed by a mixed type encoding such thatthickness (h) and volume fraction coeffficient (m) has been encoded by 15 bit Graycoding and materials are encoded by value encoding. For generating child populationsa multi point crossover has been used. Additionally, bit invertion and value changingmutations has been applied to the chromosomes. Genetic algorithm code havegenerated 1000 populations each of them having 1000 individuals. Therefore 1 millionpotential candidates have been evaluated for each design space. For the materialcontent, random combinations of two materials out of three possibles (Ti-6Al-4V,Inconel 718, AISI 4340) have been selected for each designs. Optimization resultshave been achieved by using the Numerical solver and the Genetic algorithm codesimultaneously and iteratively for each solution.Optimization study has presented following results,- At constant speed, size of the outer radius is the most effective designparameter in terms of the energy capacity. For reaching a higher energycapacity a bigger Flywheel size is reqiured. However, as the size gets biggerthe stresses induced due to the centrifugal force increases proportional to thesquare of the radius of the Flywheel.- At high speeds the stress concerns becomes more evident such that, maximumdesign speed can not be achieved due to the violation of the stress limit. In suchcases, algorithm starts another loop to determine the maximum allowable speedbefore continuing the other steps. In other words at high speed designsmaximum rotational speed becomes another design variable. Therefore,computational efforts highly increases for high speed design searches.Consequently the convergence speed substantially decreases.- For low speed designs, maximum design speed (10000rpm) is achievablewithout violating any optimization criteria. Whereas, for the high speedapplications, maximum achievable speed can not be attained due to stressconstrains. For high speed designs maximum achievable speed depends on theFlywheel material and geometry considered.- For the optimal shape, the algorithm tries to increase the mass near the outeredge to increase the energy capacity. Whereas, near the inner edge mass hasbeen increased in order to reduce stresses. In middle sections, algorithm haskept as minimum thickness as possible to reduce the weight of the design.- For material composition, algorithm allocates the lighter materials near outerradius. Whereas, the heavier materials are placed as possible as at the innerradius region in order to reduce stresses caused by the centrifugal loads.Additionally, algorithm tends to allocate AISI4340 to increase the storedenergy due to its high density and strength. Whereas, for low energy capacitydesigns Ti-6Al-4V has been used to minimize the mass. Inco 718 has been usedtogether with these materials to fine tune the designs with its mediumproperties. Some of the designs seem to have only one material content insteadof a mixed FGM structure. Therefore, it can be said for some optimal designs homogenous material structure is the best choice to provide the optimal energystorage.- Some of the designs seem unrealistic due to very thin web sections. For suchsolutions the study may be developed further to take into account of resonancevibration effects. 129

Results of comparative load transfer measurements and fatigue tests on riveted lap joints from Alclad sheets of a configuration representative of the aircraft fuselage are presented. Two different rivet squeeze force values were accounted for and in either case riveted specimens with the interfaying Teflon foil between the sheets to minimize friction, in addition to standard riveted joints without such a layer, were considered. The goal of the investigation was to recognize implications of friction between the mating sheets for the fatigue behaviour of riveted lap joints in order to derive riveting process dependent coefficients to be included in a fatigue life prediction model for this type of connections.

Havacılıkta en önemli kısım olan türbinler, yüksek güvencede olmalarını ve arızalarını minimuma getirmek gerekir, çünkü arızalar yüksek maaliyetler ve hatta can güvenliğine tehlikelerine sebep olabilir. Bu arızaların büyük kısmı türbin kanatlarında oluşuyor. Bir türbin kanatı, bir gaz türbininin türbin bölümünü oluşturan en önemli parçadır. kanatlar, yakıcı bölümü tarafından üretilen yüksek sıcak ve yüksek basınçlı gazdan enerji çekmeye sorumluluğundadır. Türbin kanatları genellikle gaz türbinlerinin sınırlayıcı bileşenidir. Türbin kanatları Arızaları yorulma, yabancı obje çarpması, krozyon, erozyon, sulfidasyon, titreşim ve … olarak biliniyor. Gaz türbin motorlarının kanatlarındaki arızalar, yüksek sıcaklıkta ve yüksek hızda dönme koşullarında türbini çalıştırması ve … nedeniyle ortaya çıkar ve çeşitli mekanizmalara neden olur. Araştırmalar, gaz türbinlerinde arızalarının % 28'inin türbin kanatları ve rotor bileşenleri nedeniyle olduğuna ve türbin kanatları soğutma sistemi, türbinlerin toplam hasarlarını %62'ye kadar düşürebileceğine ilişkin istatistikleri göstermektedir. Türbin kanatları en çok yorulma neden ile arizaya maruz kalır. Yorulma arızaları üç kategoriye bölünür: yüksek çevrimli yorulma, düşük çevrimli yorulma ve termo-mekanik yorulma. Ama gerçek bir motoru, gerçek şartlar altında test etmek ve incelemek zor ve mali olarak pahalı olduğu için, yorulma arızaları incelemek ve bu arızaları azaltmak için farklı çalişmalar ve farklı yöntemler geliştirmiş. Modern türbin kanatları sıklıkla krom, kobalt ve renyum içeren nikel bazlı süperalaşımlar üretiliyor. Nikel bazlı süperalaşımlardan biri günümüzde yaygın olarak kullanılan Inconel 718'dir ve daha düşük maliyet ve daha yüksek performans ve kolay imalat özeliklerine sahipdir. Bu malzeme 700°C gibi yüksek sıcaklıklarda çalışabilir. Inconel 718, yüksek sıcaklığa kadar korozyon direnci ile birlikte uzun süre dayanıklılık ve tokluğu sahipdir. Yorulmaya karşı yüksek dirençle iyi bir sürünme ve yırtılma gücünü birleştirir.Bu çalışmada, birinci evre türbin kanatları genel olarak arıza sebeblerinden biri olan yorulma için analiz yaptım. öncelikle türbin kanatları üç boyutlu olarak modellenmiş ve sonrası ANSYS programı kulanarak analizler yapilmış. Farklı Kanat profil tasarımları ve farklı malzemeleri göz önüne bulundurarak, Inconel 718'den yapılmış bir model tasarlandı. CATIA V5R21 yazılımı kulanarak, tasarım için seçilen patentlerde bulunan boyutlara göre üç boyutlu model hazırlandı. Hazırlanan model 860 mm disk çapı ve 30 mm disk kalınlığı ve 85 mm kanat uzunluktadır. Malzeme özellikleri, belirtilen referansları ve bir özel metodu kulanarak, stres ve gerilim özelikleri farklı sıcaklıklarda hesaplandı ve diğer mekanik ve yorulma özelliklerle beraber ANSYS yazılımda modelendi. Bu model farklı çalışma şartlar altında analiz yaptıktan sonra analiz sonuçlarını karşılaştırarak arıza sebepleri araştırıldı. Asıl amaç, gaz türbin motorunun ömrü ve performansında etkili olan tasarımdakı onemli parametreleri elde edebilmek ve en uygun tasarımı yapmaktır. Genel olarak türbin kanatları üzerinde 3 farklı yük etki eder. Bunlar sıcak hava basıncı, yüksek sıcaklıktan kaynaklı termal yükler ve dönme etkisinden yaratılan merkez kaç küvvetidir. Gerçek şartlar altında analiz yapmak için GasTurb12 programından, üç farklı ısı ve iki farklı yükseklik için bu yükler elde edildi. ANSYS yazılımı kulanarak, farklı gerçek yükleme durumlarında ANSYS yorulma araçı kularanak, yorulma ömrü, çevrim olarak hesaplandı. Ayrıca her yük kanat ömrunu nasıl etkilediğini araştirmak için farklı yüklemeler belirlendi. Bu durumlarda üç yükden her birini değiştirerek, toplan 9 yükleme belirlendi. Sabit bir yükleme göz önüne alarak, dönme hızı 2000 RPM, hava basıncı 200 kPa ve sıcaklıkın 150 derecelik değişimleri ve bu yükleme değişimlerin, kanat ömrünü nasıl değiştirdiği araştırıldı. Her yükleme durumu için sıcaklık dağılımı, von-mises stres dağılımı ve toplam deformasyon, ve yüksek çevrimli ve düşük çevrimli yorulma ömrü hesaplandı.Sonuç olarak tasarlanan türbin kanadı için arızalar kanatın disk'e bağlantı kısmında oluşiyor ve kanat ömrünü azaltiyor ve buna sebep olan en önemli neden, yüksek sıcaklıklardır. Basınc ve dönme hızı kanat üzerindeki stresler ve yorulma ömrunde, bu yükler artarak azaltdığına rağmen ama bu azalma sıcaklıktan sebep olan stres ve yorulma ömrüne göre azdır. Inconel 718'den yapılan kanatlarda, kanat yüzeyi 1000 decelik ısıya kadar dayana bilir ama bağlantı kısmı 500 derecelik ısıya dayana bilir ve bundan fazlası kanat ömrünü düşüriyor.Netice olarak yorulma arızasına dayanıklı ve yüksek ömürlu tasarım için kanat ve disk bağlantı kısmı dikkate almak gerekir. Farklı tasarımlar kulanila bilir ve ya bağlanti kısmında malzemeni güçlendire bilir yada daha güçlu ve dayanıklı malzemer kulanila bilir ve ya soğutma sistemi kulanarak, kanatda oluşan yorulma arızları önlenebilir. As a part of aviation, gas turbines need insurances but they actually face to many failures in different stages such as vibration, fatigue, foreign object damage, corrosion, erosion, sulphidation. Turbine blades are the most component that face to failures and affect on the lifetime and the performance of turbines. Several reasons cause failures on blades, several hostile environment factors, the amount of fatigue stress a blade can tolerate, mechanical design problems, temperature and it's cycling, the amplitudes and frequency of vibratory stress, quality control problems within blades or vanes and delivery system problems for the cooling air and turbine section domestic object damage. Although experimental test and analysis of these failures for a real gas turbine in real work condions are very hard and expensive, many research and methods has been improved to analysis fatigure failures and increase turbine life.In This Study, the main goal is analysing HCF and LCF failures in different operate condition for a model based on real designs with Inconel 718 material and investigate failure reasons, to achieve a solution on design of turbine blade with higher life and decreased failure possibility. 3D model of blade and its assembley to disk has been created and using ANSYS software, a finite element model for LCF and HCF analysis prepared. Using this model and discussing on results and comparing to each other, best design parameters would be defined.In General, three loads are acting on turbine blade that cause in high stresses. These loads are hot air pressure, thermal loads caused by hot air, and resulting centrifugal force from rotation of turbine. I get these loads for real gas turbine performance conditions from GasTurb12 software for different conditions. Also to inspect effect of each load on turbine blade life, other loading cases has defined as changing just one load and taking the other two loads constant. Analysis performed in ANSYS and results for these conditions obtained. By studying on results it can be concluded that fir-tree region of blade, which is connection part of blade to disk, is the source of failure caused by high temperature on that part. Blade surface can resist up to 1000C without any fatigue failure, but dovetail of blade can stand up to 500C. In order to improve design life in high loaded conditions with very high temperature, different materials or very efficient cooling system can be used. 99

Bu çalışmada ana gaye Girdap Kafes Yöntemlerinin girdap halkaları kullanarak pervane analiz çalışmalarında kullanılmasıdır. Seçilen farklı profil verileri ve Froude disk, momentum ve pala elemanı teorileri kullanılarak, pervane tasarımı yapılıp ve farklı ilerleme oranları için aerodinamik katsayıları pala elemanı teorisi yardımıyla geliştirilen bir analiz yöntemi aracılığı ile bulunuyor. Sonuçların modern bir teori sonuçları ile karşılaştırılması tasarım ve analiz hakkında fikir sahibi olunmasını sağlayacaktır.Modern teorilerden bir olan girdap kafes metotları ince profiller de uygulama alanı bulmakta ve gerçekçi sonuçlar vermektedir. Taşıyıcı eleman olarak profil kamburluğu alınmakta ve çözüm aranmaktadır (Katz ve Plotkin, 2001). Bu metotlardan biri olan girdap halkası yöntemi (GHY) ile kanat ve pervane üzerinde uygulamalar yapılmaktadır.Girdap halkası yöntemi ile çözüm aranırken gerçekçi sonuçlar elde edilmeye çalışılacaktır. Nümerik çözümlerin gerçekçi sonuçlar verdiği literatür araştırması ve geçmiş çalışmalardan bilinmektedir. Girdap kafes yöntemlerinin nümerik olarak çözümünde en etkili yöntemlerden biri panel metodudur (Katz ve Plotkin, 2001). Bu tez kapsamında kanat ve pervane analizinde 3B panel metodu kullanılmaktadır.Birinci bölümde tezin motivasyon kaynakları, literatür araştırması ve tezin amacına yer verilmiştir.Sonraki bölümde tasarım ve analiz verileri karşılaştırılmak istenen pervanenin, tasarım ve analiz verilerinin elde edilme yolları hakkında genel bilgiye ve akış şemalarına yer verilmiştir. Örnek bir pervane tasarım ve analizi yapılıp sonuçlarına yer verilmiştir.Üçüncü bölümde Prandtl taşıyıcı çizgi yöntemi, Nümerik taşıyıcı çizgi yöntemi, Girdap kafes yöntemi hakkında bilgi verilmiş ve hesaplama formüllerine değinilmiştir. Bu tez kapsamında kullanılacak olan girdap halkası yöntemi hakkında teorik bilgi verilmiş ve hesaplamada kullanılacak formüllere yer verilmiştir. Sonrasında kanat ve pervane üzerinde girdap halkası yönteminin uygulanması için gerekli formül, akış şeması ve bilgilere yer verilmiştir.Dördüncü bölümde kanat üzerinde 3B panel metodu aracılığı ile girdap halkası yöntemi uygulaması yer almaktadır. Kanat ve pervane analizinde kullanılacak olan panel sayılarının belirlenmesi için kullanılan metot anlatılmıştır. Kullanılan metotla uygun panel sayıları belirlenmiştir. Farklı açıklık oranları (AO-AR) için bu hesap tekrarlanarak her biri için panel sayıları elde edilmiş ve kullanılan metodun akış şemasına yer verilmiştir. Elde edilen sonuçlar çizelgelerde verilmiştir. Girdap kafes yöntemlerinde iz bölgesi girdaplarının çok önemli olduğu ve belli bir uzaklığa kadar sonucu etkilediği bilinmektedir (Katz ve Plotkin, 2001). İz bölgesindeki girdap halkası sayısı belirlenmesi amacıyla algoritma geliştirilmiş ve son panel üzerinde meydana getirdiği değişiklik miktarlarına göre çizelgelerde verilmiştir. Bu veriler ışığında izdeki girdap halkası sayısı belirlenmiştir. Bulunan bu veriler kullanılarak, farklı kalınlık ve kamburluğa sahip profiller ile oluşturulmuş kanat ve pervane üzerinde analiz yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar karşılaştırmalı olarak grafik ve çizelgelerde verilmiştir.Son bölümde elde edilen sonuçlar üzerinde yorumlar ve öneriler bulunmaktadır. The main purpose of this work is to use the Vortex Lattice Methods in propeller analysis studies using vortex rings. The choice of different profile data and Froude disk, momentum and blade element theories, the propeller design was made and the aerodynamic coefficients for different advance ratio were found via an analysis developed with help of the blade element theory. Comparing the results with the results of a modern theory will ensure that you have an idea about design and analysis.Vortex Lattice Method (VLM), which is one of the modern theory which is using with the thin profiles and give us realistic results. The lifting element is taken as the camber of profile and solution is sought (Katz & Plotkin, 2001). One of these methods is the Vortex Ring Method (VRM) which is applied on the wing and propeller.While seeking solutions with the Vortex Ring Method, realistic results will be tried to be obtained. Numerical solutions are known from literature research and past studies that give realistic results. One of the most effective methods for numerical solution of vortex lattice methods is the panel method (Katz & Plotkin, 2001). In this thesis, 3D panel method is used for analysis of wing and propeller.In the first part motivation sources of thesis, literature research and thesis purpose are given.In the next section, general information and flow chart is given about the ways to obtain the design and analysis data. This data will be use to compare vortex ring method's aerodynamic coefficients data. A sample propeller design and analysis was carried out and its results were given.In the third part, Prandtl lifting line method, Numerical lifting line method, Vortex lattice method are given and calculation formulas are mentioned. Theoretical information is given about the vortex ring method to be used in this thesis and the formulas to be used in calculation are given. Afterwards, the formula, flow chart and information for the application of the vortex ring method on the wing and the propeller are given.In the fourth section, the analysis steps to be performed using the 3D panel method and the Vortex Ring Method on the wing and propeller are mentioned. The method, formulation and flow charts to be used at these analysis steps are given. The method used to determine the panel numbers to be used in the wing and propeller analysis is described. The panel numbers are determined according to the method used. This calculation was repeated for different Aspect Ratios (AR) to obtain panel numbers for each. Relevant results are given in charts and graphs.It is known that wake vortexes are very important in the Vortex Lattice Methods and affect the result to a certain distance (Katz & Plotkin, 2001). Algorithms have been developed to determine the number of vortex rings in the wake area and results are given in the charts according to the amount of sensitivities. Sensitivity graphs are drawn and given in the tables. The number of vortex rings in the scene was determined in this data.Using these data, analysis was made on the wing and propeller formed with profiles with different thickness and camber. The obtained results are given in comparative graphs and charts.In the last section, there are comments and suggestions on the obtained results. 159

Bu yüksek lisans tezinde, havacılık alanında sıklıkla kullanılan ince cidarlı kirişler için birleşik yükleme altında burkulma analizinde delik etrafı güçlendirmenin etkisi ele alınmıştır. Burkulma analizi çalışması geometrik parametrelere bağlı olarak yürütülmüştür. İlk olarak çalışmanın yürütüleceği farklı parametrelerde kirişler tasarlanmıştır. Kiriş geometrisi olarak yolcu uçaklarında yer alan zemin kirişi ele alınmış ve parametre için üç temel geometrik değişken belirlenmiştir. Bunlar kiriş gövdesi (web) genişliğinin kiriş gövdesi yüksekliğine (aspect ratio) oranı (a/b), güçlendirme yüksekliğinin kiriş gövdesi et kalınlığına oranı (h/t) ve güçlendirme genişliğinin delik çapına oranıdır (w/d). Yine uçak yapıları baz alınmış ve kiriş malzemesi olarak alüminyum 7075 serisi seçilmiştir. Tasarlanan bu kirişler için yürütülen burkulma analizlerinde ticari bir sonlu elemanlar (SE) programı olan ABAQUS kullanılmıştır. Sonlu elemanlar modellemesinden önce kullanılacak SE programı için doğrulama işlemi yürütülmüştür. Doğrulama işlemi, ABAQUS programından elde edilen analiz sonuçların; analitik el hesap ve literatürdeki uluslararası makalelerdeki test datalarının ve farklı SE programından elde edilen dataların karşılaştırılması ile yapılmıştır. SE programı kullanılarak saf yüklemeler altında (saf basma, saf kayma, saf eğilme), tasarlanan yapının kritik burkulma gerilmesi değerlerinin farklı tasarım kriterlerine bağlı eğrileri elde edilmiştir. Bu eğriler yardımı ile hafifletme deliğine sahip kiriş yapısı için burkulma değeri ve kiriş ağırlığına bağlı olarak ideal tasarım belirlendi. İdeal geometrik parametrelerine sahip kiriş için bu defa birleşik yüklemeler (basma, kayma, eğilme) altında analizler yürütülmüş ve kritik burkulma gerilme değerleri hesaplanmıştır. Saf yüklemeler altında elde edilen kritik burkulma gerilmeleri değerine ve birleşik yükleme koşulundaki yükleme senaryolarına bağlı olarak yükleme oranları hesaplanmıştır. Sonuç olarak, basma, kayma ve eğilme yükleme oranlarına bağlı olarak parametrik etkileşim eğrileri elde edilmiştir. Etkileşim eğrileri deliksiz yapılar, delikli yapılar ve delik etrafı güçlendirmeye sahip yapılar için oluşturulmuştur. Daha sonra, güçlendirme etkisini görmek için bu eğriler yorumlanmış ve birbirleri ile karşılaştırılmış ve konunun daha rahat kavranabilmesi adına nümerik bir örnek verilmiştir. Bu çalışma ile elde edilen etkileşim eğrileri yardımı ile mühendisler tasarımlarının istenilen yük koşulunda burkulmaya sebebiyet verip vermeyeceğini grafik üzerinden gözlemleyebilecektir., In this master's thesis, the effect of hole reinforcement on the buckling behaviour of thin-walled beams mostly used in aviation field is considered for combined loading conditions. The buckling analysis was carried out based on the geometric parameters. Firstly, the beams are designed with different parameters. The fuselage floor beam on the passenger aircraft was selected as the beam geometry and three basic geometric variables were considered for the parametric analyses. These are the aspect ratio of the web plate (a/b), the ratio of reinforcement height to web plate thickness (h/t) and the ratio of reinforcement width to hole diameter (w/d). Once again based on aircraft structures, aluminium 7075 series was chosen as beam material. The commercial finite element (FE) analysis program, ABAQUS was used in the buckling analyses that are carried out for the designed beams. Validation was carried out for the finite element model with the analytical hand calculations. The verification process includes comparison between analysis results obtained from the ABAQUS program and the test data in the international articles in the literature and the data obtained from different FE programs. Using the FE program, the curves of the critical buckling stress values of the designed structure depending on different design criteria under pure loads (pure compression, pure shear, pure bending) are sketched. With the aid of these curves, the ideal design was determined for the beam structure with the lighting hole depending on the critical buckling stress and the beam weight. For beams with ideal geometric parameters, analyses were then carried out under combined loads (compression, shear, bending) and critical buckling stress values were calculated. The loading rates were calculated based on the critical buckling stress values obtained under pure loads and loading scenarios under combined loading conditions. As a result, parametric interaction curves were obtained depending on compression, shear and bending loading rates. Interaction curves are designed for structures without holes, with holes and with reinforcement around the hole. After that these curves are interpreted and compared with each other to observe the effect of hole reinforcement. A numerical example is given in order to make it easier to comprehend interaction curve approach. With the help of the interaction curves obtained in this study, the engineers will able to observe graphically whether their designs will cause buckling at their desired load condition or not.

İniş takımları bir uçağın ana parçalarndandır; uçağın yerdeyken desteklenmesine, taksi yapmasına yardımcı olur. Uçağın kalkış ve inişinde en büyük yardımcılarındandır. İniş takımı tasarımında, birçok mühendislik disiplininden faydalanılır. Bunlar; yapısal tasarım, ekonomi, ağırlık optimizasyonu ve uçak pisti vb gibi bir çok mühendislik alanıyla da ilgilidir. İniş takımları uçağın yapısı, aerodinamiği ve otomasyon sistemleriyle karmaşık bir yapıdır.Tezin başlangıç kısmında iniş takımlarının tarihsel süreçteki gelişimlerine kısaca değinilmiştir. Sonrasında iniş takımı tasarlamak için ihtiyacımız olan gereksinmler belirlenmiştir. Bu bölüm de ayrıca tasarım sürecinin nasıl işlediğinin anlatıldığı bir giriş bölümü bulunmaktadır.Üretimi hedeflenen 2-kişilik normal ve akrobasi sınıfı yüksek performans eğitim uçağıdır. Aynı amaçla üretilmiş benzer uçakların literatür araştırması yapılarak incelenmiştir. Belirlenen benzer uçakların iniş takımlarının teknik özellikleri göz önüne alınarak, iniş takımının seçim parametrelerinin belirlenmesinde yardımcı olmuştur.Ardından iniş takımı konfigürasyonları hakkında bilgilendirme yapılarak, bu konfigürasyonlar içinden 2 kişilik yüksek performans eğitim uçağı için en uygun olan, literatür araştırması yardımıyla belirlendi. İniş takımlarının sabit mi yoksa toplanabilir mi olması kararının ardından; toplanabilir iniş takımları için örnek toplanma bölmeleri ve toplanma mekanizmaları örneklendirilmiş ve uygun olanları belirlenmiştir. Bu sayede 2 kişilik yüksek performanslı bir eğitim uçağı için konsept tasarım hemen hemen hazır hale getirildi.Yapılan literarür araştırmasıyla karar verilen, uçağın yapısal konfigürasyonuna göre ana iniş takımlarının konumları belirlenmiş ve yere göre emniyetli yükseklik hakkında bilgi verilmiştir. Hemen arından uçağın ağırlık merkezine göre ön ve arka iniş takımı arasındaki mesafenin belirlenebilmesi ve uçağın yerde iken yanlamasına stabil kalabilmesi için ana iniş takımlarının kendi aralarındaki uzaklığın belirlenebilmesi için formüllere değinilmiştir.Sonraki aşamada, sönümleyiciler hakkında bilgi verilmiş ve uygun olanı seçilmiştir. Sönümleyicilerin boyutlandırması ve sönümleme mesafesi için formüller verilmiştir. Sönümleyiciler iniş takımları için temel bileşenlerdendir. İniş takımının tekerleklerinin boyut ve basınç formüllerine de değinilerek, bu formüller yardımıyla hesaplamalar yapılmıştır.Bir sonraki adımda iniş takımlarının hidrolikleri yardımıyla gerçekleşen çalışma prensipleri hakkında bilgi verilmiştir. İniş takımlarının toplanma ve açılmaları ayrıntılarıyla anlatılmış, kabin içi kontrol paneli ve uyarıcı ışıklardan bahsedilmiştir. İniş takımlarında, acil durumlarda kullanılmak üzere bulunun 2 numaralı hidrolik sistemin ve bunların da yanında elle müdahale için üçüncü bir sisteme ayrıntılarıyla değinilmiştir.İniş takımlarının maruz kalacağı yükleme durumları belirlenmiş, bu durumlar yardımıyla iniş takımlarının ön boyutlandırılması yapılmıştır. Önceki bölümde açıklanan ve belirlenen denklemler kullanılarak uçağın aks açıklığı, tekerlekler arası mesafesi, lastik seçimi, stroke hesabı, yerden yüksekliği ve ağırlık merkezine göre uçak üzerindeki konumu hesaplanmıştır.EASA CS-23 gereksinimleri doğrultusunda iniş takımlarının, uçağın iniş tipine göre maruz kaldığı temel yüklemeler ve bu farklı yükleme senaryoları için mukavemet gereksinimleri hesaplanarak tablo olarak sunulmuştur.Hesaplama sonuçlarına göre iniş takımlarının üç boyutlu çizimi CATIA V5 paket programıyla yapılmıştır. Bu çizim EASA CS-23 iniş takımları yükleme senaryolarından burun iniş takımı için en kritik olanı belirlenerek, Hyperworks yazılımında yapısal statik analiz modeli oluşturularak Altair Hyperworks Optistruct çözücüsü ile kritik yükleme durumu `Implicit Linear Static` olarak analiz edilmiştir.Sistemin yapısal dayanımı; `Explicit Dynamic Analysis` ve `Flexible Multibody Dynamics` adlı iki farklı disiplinle de incelenmiştir.Esnek Çoklu Cisim Dinamiği Analizi iki farklı paket programla yapılarak karşılaştırılmıştır. Bunlardan ilki Altair Motionsolve'dur.Motionsolve ile analiz yapılmadan önce sistem Altair Motionview ile modellendi. Sistemin tesbit noktaları, mafsal noktaları, Craig-Bumpton frekans uygulama noktaları vb modellenmiştir. Mafsalların modellenmesinin ardından dinamik hareket modellendi.Dinamik hareket modeli oluşturulurken izlenen yol olarak da; 0.3 saniye de oleo strut'ın piston içerisindeki mesafe kat edilerek hareket olarak verildi. Motionsolve'da Esnek Çoklu Cisim Dinamiği Analizi(EÇCDA) linear çözücü ile koşturulmaktadır.Elde edilen sonuçlar başka bir EÇCD anaizi yapan program ile karşılaştırılmak istendi.Diğer güvenilir paket program olarak Msc Adams seçildi. Msc Adams ile karşılaştırma yapmak için kontrollü deney yapıldı. Özdeş model kuruldu ve özdeş hareket verildi. Verilen özdeş hareket ile hemen hemen benzer Eşdeğer Şekil Değiştirme Hipotezi gerilmesi(v-M Gerilmesi) sonuçları okundu.Aslında bu sonuçları doğrulamak için testler yapmaya ihtiyacımzı bulunmaktaydı. Ancak test için yeterli süre ve imkan bulunmadığından dolayı Explicit Dinamik Analiz(EDA) ile gerçk fiziğin doğru sınır şartları ile modellenebileceği kanısına varıldı.EDA çözümü Altair Radioss'da yapıldı. Sonlu Elemanlar Modeli(SEM) Hypercrash'de hazırlandı. Burada oleo strut'ın sönüm ve katılık katsayıları EÇCDA ile aynı alındı. Sistemin hareketi modellenirken de Msc Adams ve Altair Motion ile özdeş modellendi.Explicit çözücü koşturulduğunda görüldüki EÇCDA ile v-M Gerilmesi sonuçları örtüşmemektedir.EDA çözücüsü doğrusal olmayan çözücüdür. Sistemin diferansiyel denklemlerinin matrislerini non lineer metotlar ile çözerek itere eder. Her seferinde K matrisi itere edilerek yeni K matrisi elde edilir. Elde edilen bu yeni matris ile system yeniden denkliği sağlayana kadar çözülür. Çelik malzemenin çekme testindeki lineer, non lineer ve plastic davranışı göz önüne alınır. Bu sayede simülasyon, malzemenin gerçek davranışına yakın bir davranış sergiler. EÇCDA analizinde ki metot klasik implicit lineer moteottan farklıdır. Ancak yine de lineer bir metottur. Çözücü burada malzemenin sadece lineer bölgedeki davranışını göz önüne alır. Bu sayede malzemenin gerçek davranışına daha az benzeyen bir mühendislik yaklaşım ortaya çıkar.Tüm bunların yanında; Eşdeğer biçim değiştirme enerjisi değerlendirme kriterine göre AISI 4340 çeliğinden tasarlanan burun iniş takımı, EASA CS-23 sertifikasyon yükleme senaryoları altında ve uyuglanan en zorlayıcı koşullar için sorunsuz bir şekilde işlevini yerine getirmektedir.Analiz sonucu değerlendirilerek tasarımın uygunluğu belirtilmiştir. Landing gears are the main parts of a plane; helping the plane to be supported on the ground, making taxi. It is the greatest helpers in the departure and landing of the aircraft. In the landing gear design, many engineering disciplines are utilized. These are; structural design, economics, weight optimization, and airplane. The landing gear is a complicated structure with aircraft structure, aerodynamics and automation systems.At the beginning of the thesis, the historical development of the landing gears are briefly mentioned. Afterwards we have identified the requirements we need to design the landing gear. This chapter also contains an introductory section that explains how the design process works.Production targeted 2-person normal and acrobatics class is a high performance training plane. The literature of similar aircraft manufactured for the same purpose was investigated. It has helped to determine the selection parameters of the landing gear, taking into account the technical characteristics of the landing gears of similar aircraft.Then, by informing about the landing gear configurations, these configurations were determined with the help of a literature search, which is most suitable for a high performance training plane for 2 persons. Following the decision whether the landing gears can be fixed or collected, sample collection sections and collection mechanisms for collectable landing gear have been exemplified and appropriate ones have been identified. In this view, the concept design for a high performance training flight for 2 persons was almost ready.The positions of the main landing gears according to the structural configuration of the aircraft, which were decided by the literature survey, were determined and information about the safe altitude was given. Immediately afterwards, the formulas are set out so that the distance between the front and rear landing gear can be determined according to the center of gravity of the aircraft, and the distance between the main landing gears can be determined so that the aircraft can be stabilized laterally on the ground.At the next stage, dampers were informed and the appropriate one was selected. Formulas are given for the sizing of dampers and for the damping distance. Dampers are the basic components for landing gear. Dimension and pressure formulas of the wheels of the landing gear are also mentioned and calculated with these formulas. In the next step, information was given on the working principles that were realized with the help of hydraulics of landing gears. The collection and opening of landing gears are described in detail, with the cabin control panel and warning lights.Landing gears are provided for use in emergencies. Hydraulic system No. 2, as well as a third system for manual intervention, is referred to in detail. The loading conditions to which the landing gears will be subjected are determinedand the landing gears are pre-dimensioned with the help of these situations. Using the equations described and described in the previous section, the position of the aircraft on the ground was calculated according to the axle clearance, the inter-wheel distance, the tire selection, the stroke account, the altitude and the center of gravity. In accordance with EASA CS-23 requirements, the basic requirements for landing gear, landing type of aircraft and strength requirements for these different loading scenarios are presented in tables.According to the calculation results, the three-dimensional drawing of the landing gear was carried out with the CATIA V5 package program. This drawing was identified as the most critical for the nose landing gear from the EASA CS-23 landing gear loading scenarios, and the critical loading state was analyzed as `Implicit Linear Static` with the Altair Hyperworks Optistruct solver by creating a structural static analysis model in Hyperworks software. Structural strength of the system is investigated with theese methods. `Explicit Dynamic Analysis` and `Flexible Multibody Dynamics`.The Flexible Multibody Dynamics Analysis was compared with two different package programs. One of is Altair Motionsolve the other is MSc Aadams.Before analyzing with Altair Motionsolve, the system was modeled with Altair Motionview. System fixing points, joint points, Craig-Bumpton frequency application points, etc. are modeled. After the modeling of the joints, the dynamic motion is modeled.As a dynamic motion model is in 0.3 seconds, the distance in the piston of the oleo strut was moved. In Motionsolve, Flexible Multibody Dynamics Analysis (FMBDA) is run with a linear solver. The results were compared with another FMBDA package program.MSc Adams was chosen as the other reliable package program. A controlled experiment was conducted to compare with MSc Adams. The identical model was established and identical movements were made. Almost similar Equivalent Strain Hypothesis strain (v-M Strain) results were obtained with identical motion given. In fact, we needed to do tests to confirm these results. However, since there is not enough time and possibility for the tests, it is decided that Explicit Dynamic Analysis (EDA) can model the real physics with the correct boundary conditions.The EDA solution was done at Altair Radioss. Finite Element Model (FEM) is prepared in Altair Hypercrash. Here, the damping and stiffness coefficients of the oleo strut are the same as those of FMBDA. While modeling the motion of the system, it was modeled identically to MSc Adams and Altair Motion.When the explicit solvent is observed, FMBDA and v-M strain results do not overlap. The EDA solver is the nonlinear solvrüer. The system solves the matrices of differential equations by solving them with nonlinear methods. Each time K matrix is updated to obtain a new K matrix. With this new matrix obtained, the system is resolved until it provides re-balancing. The linear, nonlinear and plastic behavior of the steel material in the tensile test is taken into account. At this point, the simulation shows a behavior that is close to the actual behavior of the material.The method in FMBDA analysis is different from the classical implicit linear motehods. However, it is still a linear analysis. The solver here considers only the behavior of the material in the linear region. In this way, an engineering approach that is less similar to the actual behavior of the material occurs. Besides all these; Designed according to the equivalent shape change energy assessment criteria(v-Mises criteria), the nose landing gear designed from the standard of the AISI 4340 performs under EASA CS-23 certification loading scenarios and works smoothly for the most demanding conditions. 152

Günümüz yüksek basınçlı tüplerin, konveks şekillerin, silindirik şaftlar ve boru tasarımlarının üretilmesinde filaman sarım yöntemi kullanılmaktadır. Filaman sarım yöntemiyle yüksek fiber hacim oranına sahip, yüksek mukavemet ve düşük ağırlıklı ürünler elde etmek mümkündür. Özellikle yüksek basınçlı tank üretimlerinde yaygınlıkla kullanılan filaman sarım yöntemi, aynı zamanda otomotiv sektöründe şaft tasarımlarında da tercih edilmektedir. Bu tez kapsamında filaman sarım makinesinin detay tasarımı, incelenecek hususlar, üretilen tankların sertifikasyon süreçleri ve silindirik tank geometrilerinin tasarım optimizasyonları üzerinde durulmaktadır. Today's high pressure tubes, convex shapes, cylindrical shafts and pipe designs are manufactured using the filament winding method. It is possible to obtain products with high fiber volume ratio, high strength and low weight by filament winding method. The filament winding method, which is widely used especially in the production of high pressure tanks, is also preferred in shaft designs in the automotive sector. In this thesis, detailed design of the filament winding machine, aspects to be studied, certification processes of the produced tanks and design optimizations of the cylindrical tank geometries are considered. 199

Son zamanlarda, çırpan böcek kanatlarında aerodinamik kuvvet üretimini ve taşımayı artıran mekanizmalar, sabit kanatlara kıyasla potansiyel enerjik ve çeviklik faydaları nedeniyle birçok çalışmaya konu olmuştur. Bu amaçla, son yirmi yıldır, çırpan kanatlar etrafındaki akış alanlarının sayısal olarak görselleştirilmesi için algoritmalar geliştirilmektedir. Mevcut çalışmada öncelikli olarak kanat çırpan Drosophila yakın iz bölgesi kenar merkezli yapısal olmayan sonlu hacimler yöntemine dayalı Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) yöntemi kullanılarak askı ve ileri uçuşlar için hesaplanmıştır. Kenar merkezli sonlu hacim metoduna dayanan bu sayısalyöntemde hız vektör bileşenleri her bir elemanın yüzeylerinin orta noktasında tanımlanırken, basınç değerleri her bir elemanın merkezinde tanımlanmaktadır. Hesaplamalarda kullanılmak üzere meyve böceği Drosophila kanat ve gövdesini içeren yapısal olmayan ağ DISTINE MeshGems-Hexa (mg-hexa) algoritması kullanılarak üretilmiştir. Bu algoritma sekizdal (octree)yöntemini kullanarak üç boyutta çok karmaşık geometriler için yalnızkonformal (conformal) altı yüzlü elemanlardan oluşan yapısal olmayan ağüretebilmektedir.Ağ deformasyonu her bir zaman adımında direkt olmayan radyal temelli fonksiyon (indrect radial basis function, RBF) metodu ile elde edilmiştir. Bu yöntem tekrar ağ oluşumunu gerektirmediğinden sayısal yöntemin performansını artırmıştır. Küçük zaman adımlı zamana bağlı akışların çözümü için projeksiyon metodunda olduğu gibi oluşan cebirsel denklemler üç ayrı matrise ayrıklaştırılmış ve bu matrislerin tersi önkoşullandırıcı olarak kullanılmıştır.Burada oluşan ayrık ölçekli Laplacian operatörünün tersi yerine iki adım HYPRE BoomerAMG önkoşullandırıcısı kullanılmıştır. Paralel ön koşullandırılmış iteratif yöntemlerin verimini artırmak için PETSc ve HYPRE kütüphanelerinden yararlanılmıştır.Bu tez çalışmasında öncelikli olarak Drosophila etrafındaki tutarlı yapılar (coherent structures) Lagrangian ve Eulerian yöntemler kullanılarak incelenmiştir.Eulerian yöntem ile akış analizi, belirli bir noktayı esas alarak, verilen bir anda o noktadan geçmekte olan akışkan parçacığının hızı, basıncı ve diğer özellikleri hesaplanarak yapılmaktadır.Yakın iz bölgesinde, Eulerian tutarlı yapıların (Eulerian coherent structures) zamanla değişimi Jeong ve Hussain (1995) tarafından geliştirilen lambda2 kriteri ile incelenmiştir.Lagrangian yöntem ise akış alanı içerisindeki belirli bir akışkan parçacığının verilen bir andaki yerini, hızını ve diğer özelliklerini hesaplayarak incelemektedir.Bu amaçla Lagrangian tutarlı yapılar (Lagrangian coherent structures) Haller ve Yuan (2000) tarafından önerilen FTLE (finite-time Lyapunov exponents) yöntemi kullanılarak analiz edilmiştir.Bununla birlikte, FTLE alanlarının hesabı çok sayıda parçacık izleme algoritması gerektirmektedir. Bu yüzden, Lagrangian yaklaşımı Eulerian yaklaşımına göre çok daha maliyetlidir.Mevcut hesaplamalarda hücum kenarı girdabı, kanat uç ve kök girdabı ve aşağı akım etkisi her iki görselleştirme yönteminde açıkça görülmektedir.Öte yandan, askı uçuşundaki Drosophila'nın parçacık izleme algoritmasının uygulandığı sayısal simülasyonunda aşağı akım etkisi daha açık bir şekilde gözlemlenebilir. Bununla birlikte Drosophila kanat ve gövdesine etki eden aerodinamik yükler de analiz edilmiştir.Stroke reversal'a göre simetrik kanat rotasyonu kinematiğinin kullanıldığı durumda, Drosophila'nın askı uçuşu yapabilmesi (kendi ağırlığını dengeleyecek gerekli kaldırma kuvveti) için kanat çırpma frekansı araştırılmış bu frekansın f=0.25/ms ve f=0.3/ms arasında olması gerektiği görülmüştür. Bu aralık literetürdeki değerlerle oldukça uyumludur (Sun ve Du, 2003).Ek olarak Drosophila gövdesinin uçuş üzerine olan etkisini araştırmak için kanatlar ve gövdeyi içeren ve sadece kanatları içeren sayısal simülasyonlar yapılmıştır. Hesaplamalar gövdenin etkisinin aerodinamik katsayılar üzerinde minimum olduğunu göstermektedir. Gövde etkisinin minimum olmasının bir nedeni olarak kanatların gövdeden belirli bir uzaklıkta hareket ediyor olması gösterilebilir. İleri uçuş hesaplamalarında, ileri hareket yüzünden oluşan sürükleme kuvveti iki farklı kanat kinematiği kullanılarak dengelenmeye çalışılmıştır. İlk kanat kinematiğinde, gerekli ileri kuvveti oluşturmak için kanat çırpma düzlemi öne doğru eğilmiştir (helikopter rotorlarında olduğu gibi). İkinci kanat kinematiğinde, kanat ucu düzlemi yere paralel tutulup, kanat ileri hareketinde (downstroke) düşük, kanat geri hareketinde (upstroke) yüksek hücum açıları kullanılarak oluşan sürtünme kuvvetindeki fark ileri doğru kuvvet oluşturmuştur (paddling motion). Yine yakın iz bölgesindeki Eulerian tutarlı yapıların zamanla değişimini analiz etmek için lambda-2 yöntemi kullanılmıştır. Elde edilen Eulerian tutarlı yapılar ve aerodinamik yükler aynı ilerleme oranları için karşılaştırılmıştır. İlerleme oranının 0.1 olduğu durumda iki varyasyon için sürtünme kuvvetini dengeleyebilecek kuvveti üreten açı elde edilmiştir. İlk varyasyon için kanat çırpma düzlemi alpha_p=10 derece öne eğilmiştir. İkinci varyasyon için sürükleme kuvvetini dengeleyebilecek kuvveti üreten açılar alpha_0=85 derece ve alpha_1=-50 derece olarak belirlenmiştir. Drosophila uzak bölgesindeki girdap yapıları iki farklı kanat kinematiği için karşılaştırılmıştır. İki farklı durumda girdap yapıları oldukça benzerlik gösterirken, ilk kanat kinematiğinde girdap yapıları ikinci kanat kinematiğindeki girdap yapılarına göre çok daha hızlı kaybolur. Bunlara ek olarak ilerleme oranının 0.2 olduğu çeşitli simülasyonlar gerçekleştirilmiştir.Mevcut tam birleşik ALE algoritması büyük ağ deformasyonlarına maruz kalan çırpan kanat problemlerinde yeterince güçlü bir yöntemdir ve biyolojik uçuş fiziği çalışmaları için çok faydalı olan yakın iz bölgesi topolojisini detaylı bir şekilde ortaya koymaktadır. Ayrıca bu simülasyonlar biyolojik canlılardan esinlenerek tasarlanan insansız mikro hava araçlarının (MAVs) tasarlanmasında da etkili bir araç olarak kullanılabilir.Son olarak, serbest yüzme/uçuş problemi akışkan-yapı etkileşim (FSI) problemi olarak modellenmiş ve hareket kinematiği Lagrange çarpanlar yöntemi yardımıyla empoze edilmiştir. Yapı bölgesinde kullanılan malzeme modeli geometrik nonlinear analizlere uygulanabilen Saint-Venant Kirchoff malzeme modeline dayanmaktadır ve büyük elastik deplasmanların modellenmesine imkan tanımaktadır.Bu denklemler akışkan denklemlerine ek olarak Lagrangian koordinatlarda klasik Galerkin sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak ayrıklaştırılmıştır. Akışkan bölgesinde ağ deformasyonu için lineer elastik denklemler farklı malzeme katsayıları kullanılarak çözülmüştür.Elde edilen FSI algoritmasında cebirsel denklemler tam bağlaşık (monolithic) formda çözülmüştür. Hareket kinematiği için farklı noktalar arasındaki mesafe şartı Lagrange çarpanlar yardımıyla empoze edilmiştir.Bu şartlar kullanılan koordinatlardan bağımsızdır ve cismin ötelenmesinden/dönmesinden etkilenmez. Elde edilen cebirsel lineer denklemler dual yaklaşım metodu (null space method) kullanılarak tam birleşik formda çözülmüştür. Mevcut algoritma iki boyutta üç elipsten oluşan yüzücü üzerine uygulanmış ve sonuçlar Eldredge'in (2008) çalışması ile kıyaslanarak geçerli kılınmıştır. İlerideki çalışmalarda, geçerli kılınan mevcut sayısal yöntem üç boyutlu Drosophila serbest uçuş problemi üzerine uygulanmaya çalışılacaktır. The parallel large-scale unstructured finite volume method based on an ArbitraryLagrangian-Eulerian (ALE) formulation has been employed in order to investigate thenear wake structure of Drosophila in hover and forward flight. The numerical algorithmis based on side-centered finite volume method where the velocity vector componentsare defined at the mid-point of each cell face while the pressure is defined at theelement centroid. DISTENE MeshGems-Hexa algorithm based on the octree methodis used to generate the all hexahedral mesh for the wing-body combination. The meshdeformation algorithm is based on the indirect radial basis function (RBF) method ateach time level while avoiding remeshing in order to enhance numerical robustness.For the algebraic solution of the resulting large-scale equations, a matrix factorizationis introduced similar to that of the projection method for the whole coupled system andwe use two-cycle of Boomer AMG solver for the scaled discrete Laplacian providedby the HYPRE library, a high performance preconditioning package developed atLawrence Livermore National Laboratory, which we access through the PETSc library.The present numerical algorithm is applied to the numerical simulation of flow fieldaround a flapping Drosophila in hover and forward flight. The time variation ofthe Eulerian coherent structures in the near wake is analyzed with the lambda-2 criterion.In addition, the Lagrangian coherent structures is also investigated using finite-timeLyapunov exponents (FTLE) fields. For the symmetrical wing rotation with respectto stroke reversal, the flapping frequency is determined to balance the weight of theDrosophila. The body effect on the Drosophila flight is investigated by comparingthe numerical results for the wing-body combination and no-body configuration. Thevisualization results indicate that the both cases are very similar to each other. Twodifferent wing kinematic are applied for the Drosophila in forward flight in order tobalance drag force due to forward motion. In the first case, the wing tip-path plane istilted forward to generate forward force (as in helicopter rotor). In the second case,paddling wing motion is used to generate the forward force. The Eulerian coherentstructures are analyzed with the lambda-2 criterion. In addition, a new monolithic approachis proposed to solve the fluid-structure interaction (FSI) problem with Lagrangemultipliers in order to model free swimming/flying. The solid domain is modeledby the constitutive laws for the nonlinear Saint Venant-Kirchhoff material and theclassical Galerkin finite element method is used to discretize the governing equationsin a Lagrangian frame. In order to impose the body motion/deformation, the distancebetween each pair of nodes is imposed using the Lagrange multiplier approach, whichis independent from the frame of reference. The resulting algebraic linear equationsare solved in a fully coupled manner using a dual approach (null space method). Thepresent numerical algorithm is validated for the two-dimensional three-link swimmerproposed by Eldredge (2008). In the future, the present method will be applied toDrosophila in free flight in three-dimensions. 111

Havadan görüntüleme son zamanlarda hava araçlarının oldukça fazla kullanıldığı bir alan haline gelmiştir. Ancak hava aracının sert hareketleri nedeniyle, alınan görüntüler önemli ölçüde bulanıklık içerebilmektedir.Bu tezde, hava aracı hareketinin bulanıklığa olan etkisi üç boyutlu bulanıklık çekirdeği ile modellenmiştir. Alınan görüntülerdeki bulanıklığın önlenmesi için ise hava aracı otonom performansı yükseltilmiştir. Bulanıklığın önlenmesi, hem sabit kanatlı insansız hava aracı (İHA) hem de helikopter için çalışılmıştır. İHA performansının yükseltilmesi için, üretilen İHA dinamiğine kameranın etkisi de dahil edilerek gerçeğe uygun bir model elde edilmiş, kontrolcü değişkenleri ve en uygun kamera konumu da bu model ile birlikte ele alınarak belirlenmiştir. Bu şekilde performansı yükseltilen İHA ile bu iyileştirmelerin yapılmadığı standart İHA, gerçek zamanlı uçurulmuş ve takılı kamera ile çekilen görüntülerdeki bulanıklığı önleme performansları karşılaştırılmıştır.Helikopter için ise yine bazı özel yaklaşımlar kullanılarak tasarlanan fiziksel temelli bir model kullanılmıştır. Bu model, modern bir kontrol yöntemi olan Çıkış Varyansı Kısıtlı Kontrolcü ile kontrol edilmiştir. Helikopter sıkı kontrolcüsünün, alınan görüntülerdeki bulanıklığı önleme performansını incelemek için ise dört farklı kontrolcü tasarlanmıştır. Recently, aerial imagery has become one of the most common usage areas of aerial vehicles. However, images taken by aerial vehicle may suffer from high image blur due to its abrupt motions.In this dissertation, effect of aerial vehicle motion on blur is modeled as three dimensional blur kernel. To reduce motion blur in images, autonomous performance of aerial vehicle is maximized. Reducing motion blur is studied in case of both fixed-wing unmanned aerial vehicle (UAV) and helicopter. In order to maximize autonomous performance of UAV, effect of mounted camera is included to dynamic model of manufactured UAV to be compatible with real, and controller parameters and location of camera are estimated in terms of this model. Improved UAV, whose performance is maximized by these approaches, and standard UAV that improvements are not applied are flown real time, and their performances are compared with respect to reducing blur in images exposed by mounted camera.For helicopter, a physics based model derived by applying particular approaches is used. This model is controlled by Output Variance Constrained Controller which is a modern control method. In order to examine performance of constrained controller in preventing taken images from motion blur, four different helicopter controllers are designed. 143

Bu tez çalışmasında, optimizasyon yapılması amaçlanmıştır. Uçaklar, hava taşımacılığının en önemli unsurlarından birini oluşturmaktadır. Uçakların yapılarına bakıldığında gövde, kanatlar, motorlar, iniş takımları gibi bölümleri içerir. Uçakların yapısına bakıldığında gövde en büyük hacmi kapsamaktadır, bu nedenle o bölümde gerçekleşicek bir optimizasyon çalışmasının yeri çok büyük olacaktır. Burada gerçekleşen bir optimizasyon çalışmasının göstergesi tüm gövdeye yansıyacağından getirisi de daha fazla olucaktır.Bu çalışmayı kısaca özetlemek gerekirse söze şu şekilde başlanabilir. Bu çalışmada, uçak gövdesininden bir kanal kesiti sunulmuştur. Bu bağlamda bir kanal kesiti için perçin optimizasyonu analiz edilmiştir. Perçinler uçak yapılarında önemli bir rol oynarlar. Yükleri birbirlerine aktarma ve katmanlar arasında bağlantı sağlamak gibi şekillerde kullanılabilirler, bu nedenle perçinler hakkında bir sürü çalışma yapılmıştır. Perçinlerin kullanılması için bir çok sebep vardır bunlar perçinlerin ucuz bir yöntem olması, yüksek direçli olmaları ve esnek bir çözüm bulmaları sayılabilir.Airbus A380 uçağında yaklaşık 3 milyon perçin olduğu düşünüldüğü takdirde, burada gerçekleşen bir optimizasyon çalışmasının etkisinin ne kadar büyük olacağı anlaşılabilir.Bu optimizasyon çalışması İTÜ'nün lisansı kullanılarak ANSYS Workbench Academic Edition'da gerçekleştirilmiştir. Esinlenen problem Flabel'in Practical Practical Stress Analysis for Design Engineers adlı kitabındaki Connection Analysis kısmından alınmıştır. Kitaptaki çözüm bilgisayar programının çıktılarını kullanarak elle çözümle gerçekleştirilmiştir. Bu çalışmadaki optimizasyon çalışmasında ise kitaptaki esinlenen problem öncelikli olarak modellenmiştir ardında değişik açılardan ele alınarak optimizasyon gerçekleştirilmiştir.Perçinler, kesme kuvvetlerini daha kolay okuyabilmek adına ANSYS Workbench'te kiriş elemanları kullanılarak simule edilmiştir, kullanılan perçin çapı 3/16 inchtir. Kitapta incelenen perçin grubu 9 sağda 9 solda olmak üzere 18 tanedir, ancak simetri kullanılarak hesaplar 9 perçin üzerinden yapılmıştır, bu nedenle ANSYS'de de modellenen yapı 9 perçinden oluşmaktadır.Modelde verilen yükler X ve Y yönlerinde kuvvetler ve momenttir. Uygulama noktası olarak vertex seçilerek noktasal bir şekilde belirlenmiştir.Sonlu elemenlı model çözülmeye başlanmadan önce, meshin hassaslığı çalışması gerçekleştirilmiştir, bu çalışma mesh büyüklüğünün seçiminin eleman sayısına olan etkisine bağlı olarak yapılır. Amaç mesh büyüklüğünü bir noktadan başlatarak küçültmek bunu yaparken de amaç eleman sayısının başlangıçtaki eleman sayısını ikiye katlamaktır. Eleman sayısı başlangıçtaki eleman sayısının iki katını yakaladığı zaman analiz durdurulur. Burda farklı mesh büyüklüğünün sonuca etkisi bulunmaya çalışılır. Bu çalışmada mesh büyüklüğü 0.059 a kadar düşürülmüştür, burada eleman sayısı 0.060 dakinin iki katını geçtiği için durdurulmuştur. Bu farklı mesh büyüklüklerinde 9 numaralı perçinin üzerinden okunan kesme kuvveti karşılaştırma kriteri olarak seçilmiştir. Sonuçlara göre esinlenen problemle, modellenen yapı arasındaki fark %4 gibi bir farkla elde edilmiştir. Burdan sonlu eleman modelinin kullanılabilir olduğu yorumu çıkarılır, bir başka deyişle oluşturulan modelin el hesabına karşılaştırmasına oranla ne kadar benzerlik yakalandığından emin olunması hakkında fikir verir.Bu aşamadan sonra optimizasyon kısmına geçilmiştir. Optimizasyon çalışması bir kaç farklı açıdan ele alınmıştır, bunlar perçinlerin yer dağılımı, farklı malzemelerde perçin kullanımı, ve perçin sayılarının değiştirilmesidir.Optimizasyon çalışmasına geçmeden önce, el hesabı ile çözüm gerçekleştirilmiştir, ardından ANSYS'de farklı parametreler kullanılarak gövde çerçevesinde optimizasyon seçenekleri bulunması amaçlanmıştır.Farklı yeni tasarım seçenekleri örneğin perçinlerin yeniden konumlandırılması bu çalışmanın ilk koludur. Burada 4 farklı yeni tasarım incelenmiştir. Bu 4 tasarım perçinlerin düşey ve yatak yönde belli ölçülerde yaklaştırılıp uzaklaştıralarak elde edilmiştir. Burdan çıkan kesme kuvvetleri karşılaştırılıp ona bağlı olarak emniyet katsayıları hesapnalmıştır. Perçinlerin seçilen alanda daha yakınlaştıkça daha fazla emniyet katsayısı verdiği gözlemlenmiştir.İkinci optimizasyon ise farklı malzemelerde perçinlerin kullanılması yani kesme dayanımlarının ne kadar önemli olduğunu gösteren bir kısım olmuştur. Başlangıç tasarımı aluminyum alaşımdan perçinler kullanırken, optimizasyon seçenekleri olarak 3 farklı malzeme daha kullanılmıştır bunlar arasında Monel, Ti45-Cb ve paslanmaz çelik bulunmaktadır. Burada görülen sonuç kesme dayanımı daha fazla olan malzemeler kullandıkça emniyet katsayısının arttığıdır. Perçinler üzerindeki kuvvetler dikkate alınmayacak kadar küçük oranda değişim göstermiştir, çünkü kullanılan formüllerden de anlaşılcağı üzere kuvvetler sadece verilen değerlerin perçinler üzerine dağıtılması ile hesaplanmakta ve malzeme özellikleri bu aşamada dahil olmamaktadır.Üçüncü optimizasyon ise amaçlanan kullanılan perçin sayısının düşürelerek daha ekonomik bir çözüm oluşturmaya çalışmaktır. Bu seçenek yapılırken 8, 6 ve 4 sayıda perçin kullanılarak incelenmiştir, 6 adet rivetin kullanıldığı durumda perçinlerin yatak ağırlıklı ve düşey ağırlıklı olmak üzere iki farklı konumlandırılması incelenmiştir. Özetle daha az sayıda perçin kullanılarak analizler çözdürülmüş ve görülmüştür ki başlangıç tasarımında kullanılan aluminyum alaşımı kullanılmaya devam ettikçe, perçin sayısının azalması, gerekli olan emniyet kat sayısı gerekliliğini yerine getirmesini engellemektedir. Yani, aluminyum alaşımdan yapılmış olan perçin kullanmaya devam edildikçe, perçin sayısını 9 perçinden daha aşağıda tutmak mümkün olmamaktadır. Ancak, perçin malzemesi kesme dayanımı aluminyum alaşımdan daha yüksek olan malzeme kullanıldığında daha az sayıda perçinle gerekliliği yerine getirebilmektedir.6 adet perçinin kullanıldığı durumda ise yine başlangıç tasarımı olan aluminyum perçin kullanıldığı takdirde bazı perçinlerin emniyet katsayıları negatif değerlerde gözlemlenmiştir. Havacılık gibi emniyetin çok önemli olduğu bir sektörde tabi ki de bu sayılar kabul edilemez ölçüdedir. Bu nedenle 6 perçinli yapıda birinci opsiyon olarak isimlendirilen tasarım için farklı rivet malzemeleri denenmeye başlanmıştır. Yine burada da görülmüştür ki kesme dayanımı fazla olan perçin malzemesi kullanıldığı takdirde emniyet katsayıları kabul edilebilir oranlara çıkmaktadır.4 adet perçinin kullanıldığı tasarımda ise emniyet katsayıları negatif çıkmıştır, 4 adet perçin kullanılması çok gerçekçi olmadığı düşünüldüğünden bu optimizasyon seçeneğinde farklı malzemeler kullanılarak analiz yaptırılmamıştır.Farklı malzemede perçinler kullanılırken bazı varsayımlar yapılmıştır. Örneğin Monel malzemesi Nikel-Bakır alaşımıdır ancak ANSYS Workbench in kütüphanesinden seçilen malzeme bakır alaşım seçilerek yapılmıştır. Burada yapılan varsayım Monel için alınan malzeme özellikleri ile ANSYS Workbench kütüphanesindeki alaşımın aynı özellikleri gösterdiğidir. Alaşımlar içerisindeki malzeme oranlarına göre malzeme özelliklerinde küçük farklılılar gösterebilir.Ti-45Cb malzemesi ise ANSYS Workbench kütüphanesindeki Titanyum alaşımı malzemesini direkt kullanılarak analizlerde kullanılmıştır. Kesme dayanımı ise Ti-45Cb malzemesinin özellikleri kullanılarak hesaplanmıştır.A286 ise paslanmaz çelik olarak geçmektedir, bu da ANSYS Workbench kütüphanesindeki paslanmaz çelik malzemesinin seçilmesi ile analizler gerçekleştirilmiştir.Havacılık sektöründe öncelikle emniyetli uçuş ardından da ekonomik çözümler önemli bir etken oluşturmaktadır. Bu çalışma ile amaç emniyeti kaybetmeden ekonomik olarak nasıl daha iyi bir sonuç elde edilebilir onu göstermek amaçlanmaktadır. Unutulmamalıdır ki bu tarz çalışmalar bir trade-off dur, bazı parametreler iyileştirilmeye çalışılırken bazılarında kayıplar yaşanabilmektedir. Mesela daha fazla emniyetli bir malzeme kullanılması bize daha fazla ağırlık katabilir, burada isteklerin ne olduğu belirlenmeli ve amaca en yakın ideal çözüm oluşturulmalıdır.Bu optimizasyon çalışması farklı yönleri ele alarak, perçin ve uçak yapılarıyla ilgilenen mühendisler ve araştırmacılar için faydalı sonuçlar vermeyi amaçlamaktadır. In this study, rivet optimization is analyzed for a channel section of a fuselage frame. Rivet have crucial roles in aircraft structures. Their usage is for transferring load one to another and making connection between layers. Therefore, there are many studies about rivets and their phenomenon. This optimization analysis is performed in ANSYS Workbench Academic Edition. Rivets are captured by using beam elements which enable to obtain shear forces easily.There are few different aspects of this optimization study such as location of rivets, material of rivets and number of rivets. Before performing to optimization analysis, hand calculation was conducted then different parameters in ANSYS is used to find out optimization options on fuselage frame. While doing this analysis, mesh sensitivity is also studied so as to make sure selected mesh size is capable enough to verify the model compared to hand calculation.Different redesign options in terms of rivet relocations are analyzed, where it gives higher safety margins when rivets get closer to each other in the center point. The second optimization is carried out with using different rivet materials where shear strength of different material takes a critical role. Baseline design has aluminum alloy where the optimization options are checking 3 different rivet materials: Monel, Ti45-Cb and Stainless Steel. The third optimization is conducted with reduced number of rivets; it shows that having the same rivet material does not satisfy the safety margin requirements when the number of rivets are less than 9 which is the baseline design. However, reduced number of rivets design can work well when the rivet material is changed to another one which has higher shear strength than aluminum alloy. By having different approaches of optimizations, it is aimed to give some beneficial outputs for future engineers and researchers for those who is interested in rivets and aircraft structures. 69

Havacılık, uzay ve otomotiv sektöründe, karbon fiber takviyeli kompozit malzemelerinkullanımı son yıllarda ivmelenerek artmaktadır. Geleneksel fiber oryantasyonuile üretilmiş olan olan kompozitlerin yanında, fiber açıları uzaysal olarak değişenyönlendirilmiş fiber oryantasyonlu kompozitlere olan ilgi hızla artmakta ve birçokaraştırmacı ve ticari firma bu konularda çalışmaktadırlar. Karbon fiber takviyelicompozitler metallere göre daha yüksek özgül mukavemet ve katılığa sahiptirler,ayrıca daha hafif olmalarından dolayı da, kompozitler metallere göre önemliavantajlara sahiptirler.Geleneksel fiber takviyeli katmanlı kompozitlerde, katmanlar standart 0, 90and 45 derecelik katmanlardan oluşurlar. Bu fiber açılarının kullanılmasının sebebi,fiber takviyeli polimer kompozit malzemelerin ilk kullanıma başladığı dönemlerdeüretimlerin elle yapılmasından dolayı karşılaşılan üretim zorluklarından kaynaklanmaktadır.Son yıllarda geliştirilen otomatik fiber yerleştirme makineleri ile standartaçılı fiber katmanlara ilave olarak istenen her açıda fiber yerleşimi sağlanabildiğigibi, yönlendirilmiş fiberlere sahip kompozit malzemelerin üretilmesine de olanaksağlanmış oldu. Yönlendirilmiş fiberler, bir katmandaki fiberlerin açılarının sabitolmayıp uzaysal olarak değişmesini içermektedir. Bu nedenle yönlendirilmişşekilde tasarlanmış olan kompozitlerde katılık da uzaysal olarak değişmektedirve değişken-katılığa sahip kompozitler olarak adlandırılırlar. Değişken-katılıklıkompozitlerde amaç yapının mekanik özelliklerinin iyileştirilmesi, kompozitin kalınlıkveya ağırlığının azaltılmasıdır.Değişken katılıklı sahip kompozitlerle ilgili düz paneller, konik yapılar ve silindirikkompozit yapılarla ilgili gerçekleştirilmiş olan çeşitli çalışmalar bulunmaktadır. Buçalışmalardan bazılarında üzerinde delikler bulunan kompozit paneller ile değişkenkatılık yöntemi ile tasarlanarak hasar yükünün artırılmasını hedefleyen örnekler demevcuttur.Bu tezde, silindirik katmanlı kompozit bir yapıda, silindirin her iki yanınasimetrik olarak açılan dairesel pencerelerin bileşik yükleme altındaki, sabit-katılıklı(geleneksel) ve değişken-katılıklı (geleneksel olmayan) kompozitlerde hasar yüküve hasar şekline olan etkisi incelenmiştir. Silindirik kabuk üzerine açılan daireselpencerelerin yerleşimi ve çapları değiştirilerek analizler gerçekleştirilmiş ve sonuçlarıtablolar ve grafikler halinde sunulmuştur. Yapılan çalışmada elde edilen hasardurumlarına göre hasar modları oluşturulmuştur. Bu modlar incelendiğindehasarın pencere ölçüsü ve yerleşimine göre farlı eğilimler izlediği tespit edilmiştir.Silindirlerin burkulma ve hasar karakteristiklerinin tespit edilebilmesi amacıyla lineerburkulma analizi, Riks metodu kullanılarak lineer olmayan analizler ve ilerlemeli hasaranalizleri gerçekleştirilmiştir. Lineer olmayan analizler gerçekleştirilirken burkulmaanalizinden teorik olarak elde edilen geometrik kusurlar silindirik kabuğun kalınlığının% 10'u oranında analize dahil edilmiştir.Seçilen geometri ve pencere konfigürasyonun amacı bir uçak gövdesine benzer biryapının simüle edilmesi nedeniyledir. Dairesel kompozit silindir 304.5 mm (12 in)çap ve 813 mm (32 in) uzunluğa sahiptir. Silindirin toplam kalınlığı ise 4.392 mm(0.173 in) dir. Eğilme yükü silindirin her iki ucundan uygulanarak, silindirin üstbölgesinin çekme, alt bölgesinin ise basma yüküne maruz kalması sağlanmıştır. Sayısal analizler gerçekleştirilirken ticari Sonlu Elemanlar Metodu (SEM) olanABAQUS ve S4R eleman tipi kullanılmıştır. Modelleme yapılırken, sabit katılıklısilindirik kabuk için, her katmanda, katmanların dizilim sırası ve fiber oryantasyonlarınınbelirlendiği KOMPOZ˙IT modülü kullanılmıştır. Ancak yönledirilmiş fiberleresahip değişken katılıklı silindirik kompozit için ilave hesaplamaların yaplması ve herkatmanda bulunan tüm elemanlar için fiber oryantasyonunun ayrı ayrı hesaplanmasıgerekmektedir. Bu amaçla Pyhton kodu ve FORTRAN kullanılarak programlaryazılmış ve ABAQUS tarafından kullanılacak olan eleman oryantasyon bilgileriniiçeren `DISTRIBUTION TABLE` oluşturulmuştur. Bu tezde yapılan çalışmada,silindirde çevresel olarak belirlenen noktalarda fiber oryantasyonları belirlenmiş vedaha sonra sabit eğim yöntemi kullanılarak bu noktalar arasında kalan herbir elemaniçin fiber oryantasyonları belirlenerek tablolar oluşturulmuştur.Modelde kullanılan S4R eleman tipi geometrik merkezinde bir integrasyon noktasınasahiptir. Tek integrasyon noktasına sahip olan bu eleman tipinin seçilmesininsebebi, ilerlemeli hasar hesaplaması sırasında bir integrasyon noktasında hasarıntespit edilmesi durumunda hasarlanan elemanın kolaylıkla çıkarılmasının sağlanmasıve böylelikle daha doğru bir sonuca ulaşabilmek içindir. Herbir elemanın fiberoryantasyonunun aktarılması için gerekli olan bu noktanın koordinatlarının tespiti içinise elemanın düğüm noktalarının koordinat bilgilerinden faydalanılmıştır. Pythondilinde yazılmış bir programla, modele ait parametre değerleri (model geometrisi,mesh ölçüsü, malzeme özellikleri, katman dizilimleri, geometrik kusur oranı vepencere ölçü ve lokasyonları) kullanılarak fiber oryantasyon tabloları ve ABAQUS'üngirdi dosyası oluşturulmuştur. Bahsedilen Pyhton kodu FORTRAN'da yazılan birkodla interaktif olarak çalışmakta ve fiber oryantasyon tablolarını oluşturmaktadır. Butablolar ayrı bir dosyada oluşturulduğundan herhangi bir değişiklik durumunda orjinalABAQUS girdi dosyasının değiştirilmesine gerek kalmamaktadır.İlerlemeli hasar analizleri sırasında ise Helius PFA ticari programı kullanılmıştır. Buprogram, ABAQUS yazılımı ile entegre olmakta ve hasar analizi yapmasını sağlayacakolan çeşitli modül ve malzeme veri bankasından oluşmaktadır. Helius PFA hasaranalizi Multi-continuum teorisine dayalı bir hasar kriterini kullanmaktadır. Ayrıca,bu programla Tsi-wu, Hashin, Larc gibi bilinen hasar kriterleri ile de analiz yapmakmümkün olmaktadır.Bu teze konu olan silindirik kompozitlerdeki pencereler için tanımlanan herbir ölçüve lokasyon için ilerlemeli hasar analizleri yapılarak hasar modlarını içeren tablo vegrafikler oluşturulmuştur. Bu çalışmanın sonucunda eğilme yükü veya bileşik yüklemealtındaki silindirler için temelde üç farklı hasar modunun olduğu tespit edilmiştir.Bunlardan ilki olan Mod I hasar tipi, silindirde oluşan global burkulmadan kaynaklımukavemet kaybı sonucu oluşan hasar olarak tanımlanabilir. Mod II hasar tipi genelolarak, delik çevresinde oluşan burkulmadan kaynaklı mukavemet kaybı sonucu oluşanhasar olarak tanımlanabilir. Mod III hasar modunda ise, global veya yerel herhangibir burkulma olmadan önce malzeme mukavemet hasarının delik çevresinde oluşanyüksek çekme veya basma gerilmelerinden dolayı hasarlanma oluşmasıdır.Test sonuçları ile sayısal analiz sonuçlarının karşılaştırılması, eğilme yükü altındakisilindirin uçlarındaki dönme miktarları ile belirli noktalardaki gerinimlerinkarşılaştırılması ile gerçekleştirilmiştir. Değişken katılıklı silindir, eğilme yükü altındasabit katılıklı silindire göre daha mukavemetli olarak tasarlanmış olmasına ve dahayüksek eğilme yüküne dayanmasına rağmen, silindirlere belirli ölçülerde, örneğin0.3R/120 (0.3R yarıçap ve 120'lik oryantasyon) ölçülerindeki pencere açıldığında,değişken katılıklı silindirde yönlendirilmiş fiberlerin mukavemete olan katkısınınönemli ölçüde azaldığı anlaşılmıştır. Bunun sebebi, hasar modunda meydana gelendeğişimden kaynaklanmaktadır. Pencereler silindirin tarafsız ekseninin altında,basmaya maruz kalan tarafta yer aldığında, hasar oluşumu, global burkulmanınaksine, deliklerin etrafında meydana gelen burkulma sonucunda meydana gelmektedir.Başlangıçta silindirler, üzerlerinde herhangi bir delik açılmamış halleriyle, eğilmeyükü altında hasar yükünü artımaya yönelik olarak yönlendirilmiş fiberlerinoptimizasyonu ile tasarlanmışlardır ve genel olarak global burkulma sonucu oluşanhasar modlarında (Mod I) etkili olmaktadırlar. Bu nedenle, belli bir çapın üzerindeve silindirin basmaya maruz kalan tarafında silindirler üzerine delikler açıldığındayönlendirilmiş fiberlerin mukavemete olan katkısı önemli ölçüde azalmaktadır.Basit eğilme yükü altında yapılan bu analizlerden sonra bileşik yükleme altındakianalizler gerçekleştirildi. Bu analizler sırasında eğilme yüküne ilave olarak, birucundan ankastre sabitlenmiş silindirin diğer ucundan kesme kuvveti uygulandı.Kesme kuvveti neticesinde silindirin orta kısmında oluşan momentin değeri ugulananeğilme momentinin 0.2 oranına ulaştığında, oluşan hasarda kesme kuvvetinin etkisinindaha yüksek olduğu görülmüştür. Bileşik yükleme sırasında, kesme kuvvetindendolayı silindirde burkulma meydana gelerek hasar oluşmasına sebep olmaktadır.Sayısal analizlerin tamamlanmasının ardından silindirler üzerine açılacak deliklerinyerleşimi ve ölçülerine karar verilmiş ve deliksiz olarak üretilmiş olan silindirlere bupencereler açılmıştır. Sayısal analizler yapılırken teorik olarak hesaplanan kusurlarkullanıldığından, silindirlere delikler açıldıktan sonra DIC yöntemi kullanılaraksilindirlerdeki gerçek kusurlar ölçülmüş ve sayısal analizler gerçek kusur değerlerikullanılarak tekrarlanmıştır.Eğilme testi yapılacak olan silindirler Boeing firması tarafından desteklenen birproje ile otomatik fiber yerleştirme makinesi ile üretilmiştir. Ayrıca, eğilmetestinin yapılabilmesi için gerekli olan fikstürler de daha önce bir doktora tezikapsamında TU Delft üniversitesinde üretildiğinden bu fikstürler kullanılmıştır. Bunedenle, oluşturulan bu model daha sonra Boeing firması ile TU Delft üniversitesinegönderilerek modeli incelemeleri ve silindirlere açılması için karar verilen pencereölçülerinde kesimlerin yapılması sağlanmıştır.Testler sırasında silindir üzerindeki gerinimler ve yer değiştirmeler gerinim ölçerlerve DIC ile ölçülmüştür. Test sonuçları ile sayısal analiz sonuçları karşılaştırıldığındasonuçların birbirine oldukça yakın olduğu ve böylece model ve analizlerin geçerliliğidoğrulanmış oldu.Bu tezde, üzerinde pencere kesitleri olan karbon fiber kompozit silindirlerin sonluelemanlar yöntemiyle analizleri ve sonrasında da testleri yapılarak bu kesitlerinmukavemete ve hasar oluşumuna olan etkileri incelenmiş oldu. Sayısal analizlergerçekleştirilirken, ilerlemeli hasar analizlerinin dahil edilmesinin gerçeğe yakınsonuçların elde edilmesi için önemli olduğu tespit edilmiş oldu. Aksi takdirde testsonuçlarından daha yüksek hasar sonuçlarına ulaşılmaktadır. Bu sonuçlar gösterdi ki,üzerinde pencere kesitleri olan silindirik kompozit yapılar temel olarak üç tip hasarmodu altında hasarlanmaktadırlar. Bu nedenle, üzerinde büyük ölçülerde delik olansilindirik havacılık yapılarının bu deliklerin ölçü ve oryantasyonlarının, hasarın delikkenarından burkularak başlayacak şekilde ayarlanmasının yapının hasar dayanımınınartırılmasında önemli olduğu tespit edilmiştir. The rate of the usage of fiber reinforced composite structures both in aerospace and automotive industries has been increasing very rapidly over the past few decades. In addition to conventional fiber orientation laminate composites, the steered fiber layup composites have also become in the center of interests. Having higher specific strength and stiffness and being light-weight compare to metallic structures give polymer composites an important advantage over metals.Traditional fiber-reinforced composite laminates are composed of 0, 90 and 45 degree plies and are called as constant stiffness (CS) composites. Those specific fiber orientation selections are due to the ease of manufacturing, since at the initial times of composite manufacturing the only way was to manufacture manually. On the other hand, with the development of automated fiber placement machines, recently designed steered fiber composites have been able to put into service. This manufacturing technique allows fibers to be oriented other than 0, 90 and 45 degrees such that the curved fiber orientation within a ply changes continuously. Due to spatially oriented fibers within a ply, the laminate has spatially varying stiffness and therefore, those fiber composites are called as variable-stiffness (VS) composites. The purpose of having VS is to improve the mechanical properties of the composite. There have been various researches on the VS composites including flat panels, conical and cylindrical shells with some of the works including cutouts as well.The work presented in this dissertation includes the effect of cutouts varying circumferentially and geometrically on both CS and VS cylindrical shells under pure bending and combined loading. The geometry and cutout configurations of the CFRP cylindrical composite shell was selected to simulate the fuselage of the airframe. The structure under consideration is a circular cylinder with a radius R of 304.5 mm (12 in), length L of 813 mm (32 in), and an overall shell thickness H of 4.392 mm (0.173 in). Loading is introduced at each end of the cylinder and for this study is confined to a pure bending, applied in a direction so that the bottom of the cylinder is under compressionand the top in tension. In the combined loading study, in addition to bending moment, vertical shear force applied from one end of the cylinder while applying encastre boundary condition to the other end. The results of a parametric study, concerning on the effects of a pair of cutouts symmetrically located with respect to the vertical axis perpendicular to the bending axis, varying both the location and size of the cutouts and evaluating their effects on the maximum load levels and predominant failure modes of a circular cylindrical shell were presented. Several baseline cases were presented to illustratethe type of results that were encountered. Overall failure trends from the study were introduced, and a supplemental study to highlight an interesting aspect of the results was demonstrated.The analysis methods that were used for the evaluation of the buckling and failure characteristics of shells include linear buckling analysis, nonlinear analysis using Riks method and nonlinear progressive failure analysis using Riks method. During the nonlinear analysis, the imperfections coming from the buckling analysis were also included at a rate of 10% of the shell thickness. Analyses were performed using the commercial FEM solution ABAQUS using S4R element. In that model,the stacking sequence was defined using the COMPOSITE option of the SHELL SECTION designator to define the fiber orientation angle of each layer. For the VS case, additional computations were required due to the spatial variation of the fiber orientation angle within the plies. Subroutines were generated with FORTRAN coding to produce fiber orientation angles for each ply. The fiber angle values were introduced into the model through the DISTRIBUTION TABLE designator within ABAQUS. This feature allows the user to construct tables to list specified values for each element or node. In this case, one table was used for each distinct ply and default values were used for the CS plies. During finite element analysis S4R shell element which possesses one integration point at the centroid of the element was used. The centroid was calculated from the four connected nodes of each element and the fiber orientation angle values were calculated there based on the parametric formulation of the circumferential variation. A Python script was used to construct both the inputfile and the tables based on the model parameters (geometry, mesh size, material properties, stacking sequence, and cutout configuration), where the tables used the FORTRAN subroutines interactively to calculate the fiber orientation angles. The tables were written to external files so they could be easily changed without having to alter the original input file.During nonlinear progressive failure analysis, Helius PFA commercial tool was used. It is composed of a set of software modules and a composite material library that integrates with the ABAQUS finite element analysis system. Helius PFA utilizes a form of material modeling that is based on Multi-continuum Theory in addition to other common composite failure criteria like Tsi-wu, Hashin, Larc etc.In the analysis of cylindrical shell model with cutouts, failure modes were defined and tables of failure modes were generated for the prescribed cutout size and locations. It was discovered that, there are generally three types of failure modes, which appears under pure bending for cylindrical shells with cutouts. To classify them; Failure Mode I may be defined as strength failure driven by global buckling of the cylinder. Failure Mode II can be defined as; strength failure around the cutout driven by local cutout edge buckling. As third mode, in Failure Mode III, before global buckling, material strength failure starts due to high stress concentration and therefore, it was defined as the strength failure initiated around the cutout without buckling.Finally, comparison of the finite element predictions with the experimental results were realized by matching the end rotations and strains. Although, the VS cylinder was designed to be stiffer than the CS cylinder and expected to have higher failure load in bending, after placing cutouts with certain size and locations on the cylinder, the effect of steered fiber laminae reduced dramatically. The effect of steered fiber is reduced due to the change in the failure mode as a result of applied cutouts. When the cutouts are below the neutral axis, that is the compression side of the cylinder, failures are usually driven by local buckling around the holes in contrast to global buckling fromthe bottom of the cylinder. The steered fiber laminate were designed to increase the failure load under pure bending and it can be effective in global buckling since the VS shell was optimized without cutouts. Therefore under local buckling conditions failure load were dropped for both CS and VS laminates.After completing the nonlinear analyses and finalizing the cutout size and locations, the cylinders without cutouts were machined with the 0.3R/120 cutout configurations. Following the machining, real imperfections were measured with Digital Image Correlation method. A final improvement of the finite element predictions was achieved by including real geometric imperfections in the model and by performing nonlinear progressive failure analysis using Riks method.Testing of cylindrical shells with cutouts was performed in TU Delft using a fixture that was designed to test the constant-stiffness and the variable-stiffness cylinders in pure bending. Strains and displacements were measured using strain gauges, digital image correlation, LVDT's and lasers. Two cylinders were tested: one with conventional layup laminate baseline cylinder (CS) and one with circumferentially varying laminate stiffness (VS). A comparison of the experimental response of the two cylindrical shells with the finite element predictions showed that the experimental boundary conditions has almost the same flexibility as modeled in the finite element model and resulted ingood agreement between the experimental and the numerical results. The ultimate failure loads of testing also showed very good correlations with the finite element predictions.The results of this study show that, during the numerical analyses of composite structures it is important to apply nonlinear progressive failure analyses in order to obtain realistic results close to the test results. It was also proved that there are basically three failure modes of the cylindrical shells with cutouts. Although, the failure resulting from the global buckling of the cylinder has the highest failure load, generally the cylinders with moderate cutout size will tend to either buckle or tear up from the cutout edge. Therefore, in the design of cylindrical aerospace structures the window or door cutouts, the sizes and locations of the cutouts should be adjustedso that the buckling will tend to start from cutout edge to increase the post buckling strength of the cylindrical shells . 299

Bu tezde, dört rotorlu insansız hava aracının kararlılık ve yol izleme problemlerinin çözümü için doğrusal olmayan bir kontrol yöntemi olan `ters optimal kontrol` yöntemi uygulanmıştır. Ayrıca doğrusal yapıdaki PID kontrolörü ve Lineer Kuadratik Regülatör kullanılarak hava aracının kontrolü sağlanmış ve uygulanan tüm yöntemler yüksek seviyede doğrusal olmayan bir model üzerinde karşılaştırılmıştır. İlk olarak, dört rotorlu insansız hava aracı için hem katı cisim dinamiklerini hem de aerodinamikleri içeren yüksek seviyede doğrusal olmayan yapıda bir sistem modeli ele alınmıştır. Söz konusu model için sistemin fiziksel özellikleri ile matematiksel ifadeler arasındaki ilişkiler detaylı bir şekilde ortaya konmuştur. Tezde tasarlanan tüm konrol yapıları, bu yüksek seviyeden doğrusal olmayan yapıdaki sistem modeli kullanılarak sınanmıştır. Doğrusal yapıdaki kontrolör tasarım yöntemlerinin sisteme uygulanabilmesi için sistemin doğrusal modeline de gereksinim duyulmuştur. Bu amaçla, aynı yüksek seviyeden doğrusal olmayan sistem modeli, hava aracının havada asılı kaldığı denge konumu etrafında doğrusallaştırılarak yüksek mertebeden doğrusal bir durum uzayı modeline ulaşılmıştır. Aynı bölümde, doğrusal olmayan bir kontrol yöntemi olan `ters optimal kontrol` yapısının hava aracına uygulanabilmesi amacıyla daha basit yapıda başka bir doğrusal olmayan sistem modeli daha sunulmuş ve bu model ayrıklaştırılmıştır. Geleneksel doğrusal olmayan optimal kontrol problemi, Hamilton-Jacobi-Bellman (HJB) denkleminin çözülmesini gerektirir. Ancak bu denklemlerin dogrusal olmayan sistemler için tam analitik bir çözümü bulunmamaktadır. `Ters optimal kontrol yöntemi` (Inverse Optimal Control (IOC)), doğrusal olmayan sistemler için optimal kontrol problemini, HJB enkleminin çözümüne gerek kalmaksızın, uygun bir kontrol lyapunov fonksiyonu (Control Lyapunov Function (CLF)) tanımlayarak çözer. Zamanda ayrık özel yapıdaki lineer olmayan sistemler (affine nonlinear systems) için problemin çözümü kararlılığı garanti altına alan ve anlamlı bir maliyet fonksiyonunu optimum yapan bir matrisin bulunmasına indirgenir. Böylece durumlara bağlı geribeslemeli bir kontrol kuralı oluşturulur. Ters optimal kontrol yöntemi, dört rotorlu insansız hava aracının yörünge izleme hatasının optimize edilmesi amacıyla kullanılmıştır. Bu amaçla hava aracına ait doğrusal olmayan modelin özel bir yapıya (affine) getirilmesi gerekmiştir. Bu yapıyı elde edebilmek amacıyla kontrol yöntemlerinin kıyaslanması amacıyla kullanılacak olan yüksek seviyede doğrusal olmayan model yerine daha basit yapıda bir doğrusal olmayan model kullanılmıştır. Ayrıca, hava aracının kontrolünde, ters optimal kontrol yöntemi, sistem durumlarını sıfıra götürmek yerine bir yörüngenin takibin edebilmesi amacıyla kullanılacağından, sistem durum vektörü modifiye edilmiştir. Ters optimal kontrol probleminin başarımı, yöntemin yapısında bulunan bazı matrislerin uygun seçimine bağlıdır. Bu amaçla, kararlılığı garanti altına alan ve anlamlı bir maliyet fonksiyonunu optimum yapan matrisin belirlenmesinde global bir optimizasyon yöntemi olan Parçacık Sürü Optimizasyonu (Particle Swarm Optimization (PSO)) kullanılmıştır. Bu işlem sırasında söz konusu matrisin positif tanımlılığı garanti altına alınmıştır. Hava aracının matematiksel modeli 12 mertebeden olduğunda PSO ile belirlenmesi gereken matris 12x12 boyutundadır. Bu matrisin tüm elemanlarının aranması gereksiz ve çok zaman alıcı olmaktadır. Bu nedenle, matris elemanlarının sistem başarımı üzerindeki etkileri incelenmiş ve bu matrisin elemanlarının alabileceği değerler için deneme yanılma yoluyla bir önbilgi edinilmiştir. Edinilen önbilgi sonucu, PSO algoritması ile matrisin 144 elemanı yerine 28 elemanın aranasının daha uygun olduğu sonucuna varılmıştır. Amaç fonksiyonu, yörünge izleme hatalarının karekök ortalaması (Root Mean Square (RMS)) olarak seçilmiştr. Yörünge takip hatasının yanı sıra, aktüatör sınırlarının dışına çıkılmaması amacıyla kontol giriş kısıtlamaları da dikkate alınmıştır. Tezde, dört rotorlu insansız hava aracının kontrolu için doğrusal kontrol yöntemleri de uygulanmıştır. Bu amaçla, öncelikle oransal integral türevsel (PID) kontrol uygulanmıştır. Literatürden yararlanılarak, yunuslama (pitch), yalpa (roll), sapma (yaw) ve yükseklik kontrolu için iç çevrimde oransal integral türevsel (PID) kontrolörleri ve konum kontrolu için ise oransal türevsel (PD) kontrolörden yararlanılmıştır. Diğer bir doğrusal kontrolör olarak doğrusal kuadratik regülatör (LQR) kullanılmıştır. Kontrolörün tasarlanabilmesi için gereken doğrusal model yüksek seviyeden doğrusal olmayan yapıdaki sistem modelinin hava aracının havada asılı kaldığı denge konumu etrafında doğrusallaştırılması ile elde edilmiştir. Durum geribeslemesi, sistemin ölçülen durum değişkenleri ile referans durum değişkenleri arasındaki farka dayandırılmıştır. Kuadratik performans kriterindeki ağırlık katsayıları deneme yanılma yolu ile belirlenmiştir. Tasarlanan oransal integral türevsel, doğrusal kuadratik regülatör, doğrusal olmayan ters optimal kontrolörler yüksek seviyede doğrusal olmayan hava aracı modeline benzetim ortamında uygulanmış ve yöntemler birbirleri ile karşılaştırılmıştır. Doğrusal olmayan modele doğrusal kontrolör uygulandığında bu satürasyon sınırlandırmalarının etkisi çıkış yanıtında bariz olarak görülmektedir. Doğrusal kontolör kullanmanın bir dezavantajı sapma komutunun takibindeki yetersizliklere ve yükselme pozisyonundaki olası başlangıç aşımına karşı konulamamasıdır. Ayrıca doğrusal olmayan bir kontrolör ise sistemin belirli çalışma noktalarının dışına çıkması gibi koşulları oldukça güvenilir bir yöntem olmadığı aşikardır. Kapalı çevrim kontrolü esnasında kontrol işaretinin sınırlandırılması ters optimal kontrol yönteminde optimizasyon operasyonunda belli bir cezalandırma prensibine dayanarak sağlanmıştır. Kontrol işaretinin sınırlandırılabilmesi amacıyla, kontrol işaretlerinin izin verilen minimum veya maksimum değerlerinin dışına çıkması gibi bir durum oluştuğu taktirde optimizasyon algoritmasındaki maliyet fonksiyonuna bir çeşit ceza faktörünün dahil edilmesi düşünülmüştür. Bu sayede kontrol işareti müsaade edilen sınırların içinde olduğu durumda ise ceza değeri sıfır olacaktır. Parçacık sürü optimizayonunun ters optimal kontrol yönteminin tasarım matrisi üzerinde etkisi olsa da konum açısı üzerinde doğrudan bir etkisi yoktur. Bu yüzden konuma dayalı bir kısıt, doğrudan optimizasyon arama alanına eklenemeyeceğinden, ilgili konum limiti aşıldığında uygunluk fonksiyonuna ceza eklenerek parçacık sürü optimizasyon algoritmasının bu konum açısına ait sınırı ihlal etmeyen çözümü vermesi sağlanmıştır. Tasarlanan farklı kontrolörlerin (oransal integral türevsel, doğrusal kuadratik regülatör, doğrusal olmayan kontrolör) karşılaştırılması ve elde edilen sonuçların değerlendirilmesi sonucunda ortaya çıkan tablo; ne denli farklı tasarım kriterlerinin ve farklı yaklaşımların göz önünde bulundurulması gerektirdiğini de açıkça göstermektedir. PID kontrolör parametrelerinin hem kararlılığı sağlayacak hem de takip etmeyi üstün kılacak şekilde ayarlanması oldukça zahmetlidir. Doğrusal kuadratik regülatör ve ters optimal kontrolör ise belirli koşullar altında kararlılığı sağlama konusunda öne çıkmaktadır. Ters optimal kontrolörün tasarlanması doğrusal kuadratik regülatöre göre biraz daha zordur çünkü ters optimal kontrolör makul bir P matrisinin bulunmasını gerektirmektedir. Doğrusal olmayan kontolör tasarımı yöntemlerinin en büyük faydası ise kontolör parametrelerinin optimizasyona tabi tutulması sonucunda sistemin istenen performansa ulaşma kabiliyetinin oldukça yüksek oluşudur. Ancak, LQR ve PID kontrolörleri gerçek zamanda uygulanabilir olduğu için ters optimal kontrolör bu konuda dezavantajlı konumdadır. Evrimsel algoritmalar genellikle bu tür problemlerin çözümünde göze çarpmaktadır. Belirlenen performans ölçütünü dikkate alarak doğrusal olmayan kontrolör parametrelerinin optimum değerlerinin bulunması probleminin çözümünde doğruluk, güvenilirlik ve hız açısından öne çıkan parçacık sürü optimizasyonu kullanılması arama yapmayı kolaylaştırmıştır. Ancak, tüm kriterleri aynı anda sağlayacak mutlak bir method yoktur. Ayrık zamanlı doğrusal olmayan sistem için tasarlanmış ters optimal kontrolör yörünge takibi konusunda verilen şartlar altında çevrimdışı gerçekleştirilen optimizasyon ile iyi sonuçlar vermektedir. Ters optimal kontrol methodu kullanılarak yüksek kontrol işaretlerine izin verildiği taktirde en iyiye çok yakın derecede bir referans takibi sağlandığı gözlenmektedir. Ancak, referans takibi dışında daha önce de bahsedilen çok çeşitli kriterlerler olabilir. Örneğin, pratikte dört rotorlu hava aracının bazı yönelim hareketlerinde ve kontrol işaretinde belli limitler bulunmaktadır ve bu sınırlar aşılmamalıdır, yani kontrolör tasarlanırken kısıtlamalar dikkate alınmalıdır. Genel olarak, tasarlanan üç kontrolör için, kontrol işareti satürasyona tabi tutulduğunda ve yunuslanma ile yuvarlanma açılarına sınırlandırmalar getirildiğinde performans düşüklüğü yaşanmıştır. This thesis deals with the problem of designing linear and nonlinear controllers for unmanned quadrotor system stabilization and path tracking. Highly nonlinear and strongly coupling structure of quadrotor makes `Inverse Optimal Control (IOC)` a suitable method for the quadrotor nonlinear position and attitude control. This method is applied to the quadrator using a discrete-time nonlinear affine system model. PID controllers and linear quadratic regulator (LQR) are also applied the system as wellknown linear control strategies. All control methods used in the thesis are compared with each other on a highly nonlinear quadrotor model. Firstly, a highly nonlinear system model with both rigid body dynamics and aerodynamics is introduced. This nonlinear model of quadrotor is linearized around an equilibrium point which is hovering. This linearized model of the quadrotor is represented in state space in order to design LQR for altitude and attitude tracking of the quadrator. In this thesis, IOC also known as Inverse Reinforcement Learning (ILR) formulation is used to solve the reference tracking problem relying on the use of control lyapunov function (CLF) in the establishment of the control law for discrete-time nonlinear quadrotor system. Inverse optimal control approach is beneficial when compared to traditional nonlinear optimal control approach because IOC approach does not bring heavy computational burden as there is no need to solve Hamilton-Jacobi-Bellman (HJB) equation. At first, a stabilizing feedback control law is constructed such that Control Lyapunov Function (CLF) is known a priori. After this stability examination and determination of a meaningful cost functional, this respective cost functional is optimized. Then, a matrix which will minimize a tracking error function is searched by using PSO algorithm. Apart from trajectory error consideration, the control effort limitations based on not exceeding the actuation force limits were also taken into account. While using linear controllers in a nonlinear system, the influence of saturation limits of the actuator are obvious in the output. The inability of the quadrotor especially in following attitude commands is one of the drawbacks of using a linear controllers. The limitations of control effort that are considered during closed loop operation are brought by means of a penalty factor in the cost function only if control inputs go beyond the allowable minimum or maximum values. Subsequently, in the light of all comparative results of different controllers (proportional integral derivative, linear quadratic regulator, nonlinear method), it seems there is a variety of design specifications which require specific execution strategies. The strongest advantage of nonlinear controller design is that it gives the best possible results by enhancing performance based on parameter optimization using evolutionary algorithm. Finally, three different control approaches have been compared in this thesis. The feasibility and effectiveness of designed controllers has been verified based upon dynamic performance of the system as demonstrated in simulation results. 176

İnsansız hava araçları, insan sağlığı için tehlikeli görevleri yerine getirmek için tasarlanmış araçlardır. Günümüzde büyük bütçeli şirketler çalışanlarına ayırdıkları bütçeyi en küçük düzeye çekmek için robotik uygulamalara karşı eğilim içindedirler. Sadece büyük kargo şirketleri değil retoranlar veya fast food şirketleri müşterilerine kargo teslimatını quadrotorlar vasıtası ile ulaştırmayı planlamaktadırlar. Bu değişimin en büyük sebebleri ise elektronik cihazlardaki hızlı gelişim özelliklede sensörlerdeki, fiyatların ucuzlaması ve insansız hava araçlarının yedek parçalarına erişmedeki kolaylığın artması söylenilebilir. Kısaca insansız hava araçları yakın zamanda hayal edebileceğiniz her alanda uçan robotlar olarak karşınıza çıkabilir.Tez başlığı, multirotorlu hava araçlarının modellenmesi ve kontrolü için donanım çevrimli benzetim sistemi tasarımı olarak seçilmiştir. Başka bir ifade ile bir hava aracının test düzeneği üzerinde modellenmesi ve kontrolünün yapılması olarak ifade edilebilir. Neden test düzeneğine ihtiyacımız var? Test düzenekleri birçok avantaj sunmaktadır. Zaman israfını azaltmak örneğin, uçuş testi için uçuş alanına gitme gereksinimini azaltması gibi, ucuz, güvenirliği yüksek çalışma şartları sunması ve malzeme ve yedek parça hasarlarını en aza indirerek maliyeti düşürmek olarak sıralayabiliriz.Bu çalışmayı Model Tabanlı Tasarım (MTT) Sürecine örnek olarak sunabiliriz. Model tabanlı tasarım, en etkili, verimli, kısa sürede hızlı prototip geliştirme sürecine denir. MTT sürecinin fazlarının ve gereksinimlerin tanımlanması, matematiksel olarak sistemin modellenmesi, hızlı prototipleme, kod jenerasyonu, yazılımsal ve işlemcisel döngü ve validasyon olarak sıralayabiliriz. İlk evre, istenilen sistem yada ürünün gereksinimlerinin tanımlanması olarak ifade edilebilinir. Belirlenen sınır şartları altında sistemin dolaylı yada direk benzetim ortamında matemetiksel modelinin üretilmesi kısmını oluşturmaktadır.Sonraki aşama ise, matematiksel modele göre, hızlı prototipleme ve kod jenerasyonudur. Bu aşamada üretilen kodlar, bilgisayar ortamında sistem modeli üzerinde test edilerek zaman ve maliyet israfı en düşük düzeye çekilmektedir. Yazılımsal döngüde, benzetim ortamında üretilen kodlar host bilgisayar üzerinde test edilmektedir. İşlemcisel döngüde ise gömülü sistemler kulanılarak hedef işlemci üzerinde test edilerek işlemci kaynaklı hatalar düzeltilmektedir.Donanımsal çevrimli benzetim (DÇB) ise gömülü sistemler aracılığı ile gerçek sistem üzerinde sistem giriş ve çıkışları kullanılarak gerçek zamanalı benzetim çalışmalarını ifade etmektedir. Donanım çevrimli benzetim kontrolcünün nasıl tepki verdiğini, gereçek zamanlı olarak test etme fırsatını sunar.DÇB test düzeneği, bir quadrotor aracının yönelme kontrolünü daha kolay test etmek için tasarlandı. Ön tasarım yapılmadan önce, motor-pervane test düzeneğinde olduğu gibi literatürdeki test düzenekleri araştırıldı. Daha sonra ise jiroskop çalışma prensibinden ilham alınarak şuanki test düzeneği tasarlandı. Bütün tasarım süreçleri bilgisayar destekli çizim ortamlarında gerçekleştirildi. Akabinde üretim ve montaj süreçleri gerçekleştirildi. Bir sonraki problem ise quadrotorun test düzeneğine bağlanması oldu. Bu probleme çözüm olarak bir ara plaka tasarlandı ve üç boyutlu yazıcıda üretilip, quadrotor, test düzeneğine bağlandı. Motor-pervane test düzeneği de DÇB test düzeğindeki tasarım, üretim ve montaj süreçlerine benzer olarak üretildi.Matematiksel modelinin çıkarılması, ikinci bölümün ana başlığını oluşturmaktadır. Kontrolcünün implementasyonun yapılmsından önce, benzetim ortamında sistem davranışı incelendi. Sistemin nonlinear matematik modeli elde edilmesinde Newton-Euler ve Euler-Lagrange metodları kullanıldı. Matematik modelde, motor ve pervanelerin açısal hızlarından elde edilen itki ve sürükleme katsayıları kullanıldı. Tez içinde detaylı olarak anlatılan kabuller doğrultusunda matematik model tamamlandı. Üçüncü kısımda, test düzeneklerinin üretilmesinin yanında quadrotor ve test düzeneklerinin parametrelerin incelenmesi ve tahmini gerçekleştirildi. IRIS+ quadrotor dört motor ve pervaneye sahip bir araç olmakla birlikte, birer çift motor ve pervane saat yönünde dönmekte, diğer çiftler ise saat yönünün tersi istikamette dömektedirler. Ayrıca pervaneler kendinden kilitlenen bir yapıya sahiptir. IRIS+ quadrotor aracı ana gövde olarak cross tip olup ön motorlar arasındaki açı yüzyirmi derece,arka motorlar arasındaki açı ise yüz kırk derecedir. Cross tip ana gövde, Plus tip gövdeye göre bazı avantajları bulunmaktadır. İlk olarak motorlar, yunuslama ve yalpalama hareketi için daha az enerji gereksinimi olurken öteleme hareketi için daha fazla kuvvet üretebilmektedirler. Diğer önemli avantajı ise motorlar arasındaki açının büyük olması nedeni ile kamera için daha temiz ve geniş çekim alanı kalmaktadır, zira pervaneler genelde kameranın bakış alanına girmektedir. Referans kordinat sistemleri cross tip gövdeye göre tanımlandı. Quadrotorun atalet momentleri deneysel metodlarla elde edildi. Pervane itki ve sürükleme katsayıları Blade Element Teorisine göre hesaplandı. DÇB test düzeneğinin matematik modeli Euler-Lagrange enerji metodu kullanılarak elde edildi. Dış ve iç çemberlerin atalet momentleri quadrotorun hareketini ciddi olarak etkilmekte ve yönelme hareketlerinde sistemin toplam atalet momenti, açılara bağlı olarak değişkenlik göstermekte olup, bu etki model içinde ifade edildi. Bu tezin son kısmında uçuş kontrolcülerin tasarlanması, benzetim ortamlarında (Matlab SIMULINK) test edilip, DÇB test düzeneği üzerinde implementasyonu yapıldı. Bu kısmın ana amacı ise PID ve Geribeslemeli Linearizasyon Metodlarının çıktılarının hem benzetim hemde gerçek zamanlı olarak uçuş kartı üzerinde karşılaştırılmasıdır. Benzetim ortamında, PID ve Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcü, quadrotorun nonlinear modeli üzerinde test edilmiştir. DÇB test düeneğinin nonlinear modeli kullanarak Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcü test edildi. PID kontrolcü, çıktı olarak phi, theta, psi ve Z parametreleri verecek şekilde benzetim yapıldı. Fakat, test düzeneği öteleme hareketi yapma yeteneği bulunmadığı için Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcü phi, theta ve psi çıktı olarak oluşturuldu ve lambda katsayıları optimize edildi. Benzetim bölümün son kısmını, Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcünün DÇB test düzeneğinin nonlinear modeli üzerinde, phi, theta ve psi parametreleri için yedi farklı lambda katsayıları optimize edildi.Açık kaynak yazılıma sahip Pixhawk Otopilot kartı üzerinde, tasarlanan PID ve Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcülerinin implementasyonu ve validasyonu yapıldı. Pixhawk içerisinde çalışan kodlar gerçek zamanlı uçuş için gerekli kısımları tekrar düzenlendi ve tasarlandı. Hem PID hemde Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcülerinden kaydedilen açı değişimlerini gösteren uçuş verileri Matlab programında grafik olarak oluşturuldu. PID ve Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcülerinin arasındaki en belirgin farklar ise sistem çıktılarında görüldü ve yorumlandı. PID kontrolcü yüksek aşım oranlarına ve salınımlara sahipken, Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcü daha az aşım ve salınım oluşturduğu görüldü. Fakat PID kontrolcü çok daha hızlı yanıt verirken, Geribeslemeli Linearizasyon kontrolcü daha yumuşak ama yavaş yani uzun sürede istenilen konuma geldiği görüldü. Her iki kontrolcüde çemberlerin oluşturduğu yüksek atalet momentine karşı istenilen kontrol sinyalini takip etmede zorlandıkları görüldü. Özelliklede psi açısın takibinde bu açık olarak gözlendi.Gelecek çalışmalarda, test düzeneği üzerinde Pixhawk otopilot kullanılarak, farklı nonlinear kontrol methdları test edilmesi planlanmaktadır. Ayrıca, Pixhawk kontrol kartı üzerinde kod jenerasjonu yapılması konusunda da hedefler bulunmaktadır. Unmanned air vehicles were designed to accomplish specific missions thats are dangerous to be fulfilled by man power. Nowadays the big companies want to reduce worker payments in companies budgets, so they tended to robotic applications. Not only big cargo but also restaurants or fast food companies are planning to carry out courier services via quadrotors for delivering cargo to costumers. Main reason for this changing is development of electronic devices, especially sensors, reduction of the prizes, and easily arrival UAVs parts. So, UAVs are going to be modern flying robots in the near future in all of the areas in mind. The topic of the thesis is development of hardware in the loop system to model and control of multirotor vehicles. Other words, we want to model and control multirotor vehicles on a testbed. Why testbed? The testbed gives some advantages. Reducing time consuming such as, eliminating the necessity of going to flight area, cheap workable conditions, and reduction the material and part breakage are most of them.This works is a sample of Model Based Design Process. Model Based Design (MDB) is a process that accelerating prototyping with cost-effective in a short time. MBD process phases are definition of requirement, mathematical modeling of the system(simulation), rapid prototyping, code generation,software in the loop (SIL), processor in the loop (PIL), hardware in the loop (HIL) and validation. First phase is definition of the system or product properties and requirements. The generating mathematical model of the system under boundary conditions effecting the system directly or indirectly in the simulation environment.Regarding to the mathematical model, rapid prototyping and code generation phase is coming to test the system on the simulations carry out on the computer environment that is the most important point to reduce cost and time consume. Software in the lop simulations are carried out to analyzing generated codes on the host computer. Processor in the loop is analyzing the system on target CPU on the embedded controller to reduction of the processor errors. Hardware-in-the-loop (HIL) simulation is a type of real-time simulation to test designed controller with real plant or system input out put via embedded hardware. HIL simulation shows how controller responds, in real time, to realistic virtual simulations. HIL can be use to determine if real physical system (plant) model is valid or not. The Gyroscopic testbed was designed for HIL tests of the quadrotor (IRIS+) for validating and implementing the designed different controller coefficients in real time environments.The HIL testbed is designed in order to how a quadrotor attitude control test easily. Before preliminary design, literature search is done and different test beds are found for both quadrotor testbed and motor propeller testbed. Then working principle of gyroscope is gave inspiration to design testbed. All of the designing processes are carried out on the computer aided drawing environment. Then production and assembly phase are done. Next problem is fixing the quadrotor on the testbench. A support part is designed and produced, then quadrotor vehicle is assembled on the testbench. The motor-propeller testbed is designed with same procedure of HIL testbench.Mathematical modeling of a quadrotor is second chapter of the thesis. Before the implementation of the controller, the simulation of the system give foreknowledge about behavior of the system. The mathematical model of the quadrotor is needed to simulate. Newton-Euler and Euler-Lagrange methods are used to derivate nonlinear model of the system. In the mathematical model, thrust and drag coefficients are used for refer propellers reaction to angular velocities. Some assumptions are taken into account during the modeling. The third chapter of the thesis is related with quadrotor and testbeds parameters estimation. IRIS+ quadrotor vehicle has four motor, one pair rotate clockwise, other rotate counterclockwise with propellers which are self locked type. IRIS+ quadrotor has cross type frame architecture that angle between front arms is one hundred twenty degree but back angle between back arms is one hundred forty degree. Cross type quadrotor has basically two advantages over plus configuration. first, motor need less power for pitch and roll motion and remaining power can be used for increasing translational motion. Second advantage is providing clear vision for camera with obtuse angle in between front propellers. The reference coordinate frames are defined related to cross type frame quadrotors. The quadrotor moments of inertias are founded by experimental studies.Blade element theory is used for calculating the propellers thrust and drag coefficients.Mathematical model of the HIL testbed is derived via Euler Lagrange energy method. The inner and outer circles affect the motion of the quadrotor seriously so differences of angels of the circles and quadrotor are taken into account to effect on moment of inertias.Designing flight controller for simulation and implementation is the last section of the thesis. Main aim of the section is comparison PID and feedback linearization methods outputs both in simulation and real time environments. In simulation, PID and Feedback Linearization Controller is applied on the both nonlinear model of quadrotor and HIL testbench nonlinear model in SIMULINK. PID responses are figured as phi, theta, psi, and Z parameters of the systems outputs. Feedback Linearization controller designed to eliminate nonlinear terms to stabilize the quadrotor vehicle attitude motion with different lambda coefficients. The last part of the simulations is designing feedback linearization controller for HIL testbed with optimum lambda coefficients of phi, theta, and psi. Lambda of Z is't needed because there isn't any motion in Z direction.Implementation of the PID and Feedback Linearization controllers are verified on the Pixhawk open-source autopilot hardware. Pixhawk code is redesigned to implement controllers in real time. The flight data is graphed in MATLAB to visualize motion with changes of angles for both PID and Feedback Linearization controller. Main difference between the results of the PID and Feedback Linearization controller is seen on the response of outputs. PID controller is tracking the signal with higher overshoots and bigger oscillations then Feedback Linearization controller response. But PID is faster than Feedback Linearization Controller. Both of the controller are stayed in effect of moments of inertias of HIL testbed circles. It is easily seen in long time delay on the time response especially in psi angle.Future works are planned to continue in this works line. Especially different nonlinear controller methods are to implement on airvehicles. Moreover, code generation on the autopilot hardware are planned on the UAVs. 89

Yüksek Lisans Tezi, Tez çalışması üç temel aşamada gerçekleştirilmiştir. Bu aşamalar sırasıyla aşağıda özetlenmiştir. Epoksi reçineye ağırlıkça farklı oranlarda (%0.5 – 3.5) SiO2 nanopartikül ilave edilerek epoksi nanokompozitler hazırlanmıştır. Hazırlanan nanokompozitlerin mekanik özellikleri araştırılmış ve ağırlıkça %0.5 SiO2 nanopartikül ilavesinde maksimum çekme dayanımı bakımından en yüksek değer 88.98 MPa olarak elde edilmiştir. Kontrol numunesine göre, ağırlıkça %0.5 SiO2 nanopartikül ilaveli numunelerde çekme dayanımı %15.7 artış göstermiştir. Ağırlıkça %0.5 ilave oranından daha yüksek ilavenin yapıldığı nanokompozitlerde ilave miktarının çekme dayanımı ve statik tokluk değeri ile genel anlamda ters orantılı olduğu görülmüştür. Nanokompozitlerin hasar yüzeyleri SEM ile incelenmiş ve partikül ilavesinin kırılma davranışı üzerindeki etkisi de araştırılmıştır. Ağırlıkça %2.0 ve daha yüksek SiO2 nanopartikül ilave oranına sahip numunelerin hasar yüzeylerinde partikül kümeleşmeleri görülmüştür. Mekanik özelliklerde gerçekleşen bu düşüşün kümeleşme oluşumu ile ilişkili olduğu düşünülmektedir. Nanokompozitlerin termal özellikleri DSC/TGA ile incelenmiştir. Bağ karakterizasyonu ise FTIR ile gerçekleştirilmiştir. Partikül ilavesinin termal kararlılığı iyileştirdiği görülmüştür. Termal kararlılıktaki iyileşmenin çapraz bağ yoğunluğu ile ilişkili olduğu düşünülmektedir. Havacılık ve uzay sanayiinde yaygın kullanıma sahip Al2024-T3 malzemesinin yapıştırılan olarak kullanıldığı çalışmada, alüminyum numune yüzeyleri PAA, FPL dağlama, kumlama ve lazer olmak üzere dört farklı yöntemle hazırlanmıştır. Numuneler tek bindirmeli bağlantı yöntemi ile birleştirilmiş ve yüzey hazırlama yöntemlerinin kayma dayanımı ve yüzey morfolojisi üzerindeki etkisi araştırılmıştır. En iyi kayma dayanımına FPL dağlama yöntemi ile 22.04 MPa olarak ulaşılmıştır. FPL dağlama yöntemlerindeki yüksek kayma dayanımının yüzeyde oluşan ikincil çukurcuklar aracılığı ile sağlandığı düşünülmektedir. Epoksi reçine içerisine ağırlıkça farklı oranlarda (%0.5 – 2.0) SiO2 nanopartikül ilavesi yapılarak hazırlanan nano yapıştırıcılar kullanılarak PAA ile yüzeyleri hazırlanmış olan Al2024-T3 numuneleri tek bindirmeli bağlantı yöntemiyle birleştirilmiştir. Partikül ilavesinin kayma dayanımı üzerindeki etkisi araştırılmış ve ağırlıkça %1.0 SiO2 nanopartikül ilave oranına sahip yapıştırıcılarda en iyi kayma dayanımına 25.25 MPa olarak ulaşılmıştır. Kontrol numunesine göre, ağırlıkça %1.0 SiO2 nanopartikül ilaveli yapıştırıcılarda kayma dayanımı %22.52 artış göstermiştir. Yapılan hasar yüzeyleri incelemelerinde görülen transfer bölgesinin kayma dayanımında etkili olduğu düşünülmektedir., The thesis work was carried out in three basic stages. These stages are summarized below respectively. Epoxy nanocomposites were prepared by adding SiO2 nanoparticles in different proportions by weight (0.5 - 3.5%) to epoxy resin. The mechanical properties of the prepared nanocomposites were investigated and the maximum value of maximum tensile strength was obtained as 88.98 MPa when 0.5 wt% SiO2 nanoparticles were added. According to the control sample, the tensile strength increased by 15.7% in samples with 0.5 wt.% SiO2 nanoparticles. It has been found that the addition amount of nanocomposites with higher than 0.5% addition ratio by weight is inversely proportional to the tensile strength and static toughness value in general. The damage surfaces of the nanocomposites were examined by SEM and the effect of particle addition on fracture behavior was also investigated. Particle clusters were observed on the damaged surfaces of the samples with a SiO2 nanoparticle addition rate of 2.0% or more by weight. This decrease in mechanical properties is thought to be related to the formation of clusters. The thermal properties of nanocomposites were investigated by DSC / TGA. The bond characterization was performed with FTIR. Particle addition has been shown to improve thermal stability. The improvement in thermal stability is thought to be related to the cross-link density. Aluminum sample surfaces have been prepared in four different ways as PAA, FPL etching, sandblasting and laser in studying Al2024-T3 material which is widely used in aerospace industry as adhesive. The specimens were combined with a single bridging method and the shear strength of the surface preparation methods and the effect on the surface morphology were investigated. The best shear strength was reached at 22.04 MPa by FPL milling method. It is thought that the high shear strength of the FPL etching methods is provided by secondary pits formed on the surface. Al2024-T3 specimens with PAA surfaces prepared using nano adhesives prepared by adding SiO2 nanoparticles at different ratios (0.5 - 2.0%) to the epoxy resin were combined by a single clamp connection method. The effect of the addition of the particles on the shear strength was investigated and the best shear strength at 25.25 MPa was reached in adhesives having a 1.0 wt.% SiO2 nanoparticle addition ratio. According to the control sample, the shear strength increased by 22.52% in adhesives with 1.0 wt% SiO2 nanoparticles. It is considered that the transfer zone observed in the surface of damaged surfaces is effective in shear strength.

Balıkesir Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Makina Mühendisliği Ana Bilim Dalı, Kıvrımsız elyaf (KE) kompozitler, ucuz üretim yöntemleri ve iyi mekanik özellikleri sebebiyle dikkat çeken kompozit malzeme sistemlerinden birisidir ve geniş uygulama alanlarına sahiptir. Ayrıca, kompozit yapılarda metal-kompozit veya kompozit-kompozit birleşimleri için kullanılan cıvata bağlantıları da araştırmacıların ve mühendislerin karşılaştığı en önemli zorluklardan birisidir. Bu nedenle, KE kompozitlerin cıvata bağlantılarının da saha uygulamalarında etkin kullanılabilmesi için iyi anlaşılması ve detaylandırılması gerekmektedir. Bu tez çalışmasında cıvata bağlantısına sahip çapraz-katlı ve yarı-izotropik yarı-tek yönlü cam KE/epoksi kompozit plakalar üretilmiş ve ilgili standartlar uyarınca temel ve cıvata bağlantılı mekanik özellikleri incelenmiştir. Son olarak, mekanik deneyleri tamamlanan farklı elyaf düzenlerine sahip yarı-tek yönlü cam KE/epoksi kompozitlerin 3 boyutlu (3-B) kademeli hasar modeliyle (KHM) mukavemet ve hasar kestirimleri yapılarak sonuçlar sunulmuştur., Non-crimp fabric (NCF) composites are one of the most attractive composite materials due to their satisfactory mechanical properties and low production costs and they have wide application areas. The bolted joint configurations of the composite structures are one of the challenges that the researchers have faced due to the metal-composite & composite-composite interactions. Therefore, bolted joint behaviour of NCF composites must be well understood for implementation of these in practical applications. In this study, mechanically fastened crossply and quasi-isotropic quasi-unidirectional NCF glass/epoxy laminates are manufactured and tested according to related ASTM standards. Furthermore, the bolted joint strength of various quasi-UD NCF glass/epoxy laminates was estimated by a three-dimensional progressive damage model (PDM)., Bu tez çalışması Yüksek Öğretim Kurumu (YÖK) tarafından Öğretim Üyesi Yetiştirme Programı (ÖYP) kapsamında desteklenmiştir.

Uçak teknolojisindeki gelişmeler, pilotaj eğitimine ve eğitim uçaklarının tasarımına da yansımış, pilotaj eğitimi sistemlerinde yeni arayışlara neden olmuştur. Değişen yolcu uçağı teknolojileri ile pilotaj eğitiminin örtüşebilmesi, yeni nesil yolcu uçakları dikkate alınarak tasarlanmış eğitim uçaklarıyla verilen eğitime bağlıdır. Günümüzde havacılığın git gide büyüyen bir sektör olması ona olan talebi de aynı ölçüde arttırmaktadır. Artan talebi karşılamak için yeni eğitim kurumları açılmaktadır. Eğitim kurumlarının kuruluş ve işletme masraflarının büyük bir kısmını eğitim uçaklarının alımı, bakımı ve işletilmesi oluşturmaktadır. Bu nedenle temel eğitim uçakları arasından hem ihtiyaçları karşılayacak kadar iyi tasarlanmış olması hem de düşük maliyetle uçuş gerçekleştirmesi önem arz etmektedir. Eğitim uçağı etüdünde, alternatif eğitim uçakları arasından belli kriterlere göre değerlendirilmesi yapılıp sıralanacaklardır. Değerlendirme işleminde çok kriterli karar verme yöntemlerinden ANP (Analytic Network Process) kullanılacaktır. Sonuçta alternatif için bir skor belirlenecek ve araştırma sonuca ulaşacaktır. Technological developments in aviation influenced the flight training systems and designs of basic trainers, and gave rise to searching for new concepts of flight training systems. Along with technological developments in aircraft, some new systems are installed into the aircraft. Including these new systems or similar of them into flight trainigs for pilots improve the quality of education. Coinciding the needs of flight training systems and development of new aircraft systems depend on new type of trainings based on the new generation aircraft designs.Nowadays, the growth of the aviation industry attracted more people to it. Decreasing the cost and increasing the profit is the key in this market. The costs related to purchase and and operation of training aircraft are the major part of the investments of flight trainig organizations. Therefore, it is important for trainer aircraft to meet the needs of all design requiremets, including low operational costs. Under these conditions, it is necessery to study trainer specifications and select the convenient trainer accordingly.In this trainer study, altenative trainers are assessed and ranked according to specific criterions. ANP (Analytic Network Process) will be used as the multi criteria decision making method. At last, all alternatives will have a score and research will be concluded. 113

Bugüne kadar gözenekli ortam hakkında çok fazla çalışma yapılmıştır. Çünkü gözenekli ortam günlük hayatımızda her alanda karşımıza çıkmaktadır. Küçük ölçekte düşündüğümüzde kanın mikroskobik seviyedeki akışından büyük ölçekte jeotermal bilimlere kadar geniş bir alanda gözenekli ortam problemini görebilmek mümkündür. Gelişen teknoloji ile beraber ortaya çıkan çalışmalar daha kapsamlı sonuçlar vermeye başladıkça gözenekli ortam günden güne daha büyük bir önem kazanmıştır. Biyomekanik sistemlerdeki taşıma işlemlerinden havacılıkta kullanılan kabin içi filtre tasarımına kadar geniş bir uygulama alanında yapılan çalışmalar günümüzde de devam etmektedir. Nükleer mühendislik, biyomedikal sistemler, havacılık, jeotermal bilimler sadece birkaç örnektir. Bu kadar sık karşılaştığımız bir ortama gözenekli ortam diyebilmemiz için bazı şartlara ihtiyacımız vardır. İlk şartımız malzeme kendi boyutları ile karşılaştırıldığında çok küçük boşluklara sahip olmalıdır ve bu boşluklar hava ya da su gibi akışkanlar ile dolu olmalıdır. İkinci şart ise akışkan katı malzemenin bir ucundan girip diğer ucundan çıkabilmelidir. Bahsedilen bu iki şart sağlandığında bulunan ortam gözeneklidir kabulü yapılabilir. Bu çalışmada yüzeye dik yönde emme olan gözenekli bir ortama gelen üniform akışın yarı analitik yöntemlerle sayısal modellenmesi üzerine çalışılmıştır. Bu çalışmada yüzeye dik yönde emme olan gözenekli ortama gelen üniform akışın iki farklı yarı analitik yöntem kullanarak sayısal modellemesi yapılmıştır. Kullanılan yarı analitik yöntemler diferansiyel kuadratur yöntemi (DQM) ve moment yöntemidir (MoM). Birinci bölümde öncelikle çalışmanın önem ve içeriğinden bahsedilmiş ve sonra konu ile ilgili yapılan diğer çalışmalar hakkında bilgi verilmiştir. İkinci bölümde matematiksel modelleme kısmında gerekli olan teorik bilgilerden bahsedildi. Öncelikle bölümün amacı ve kapsamından bahsedildi. Devamında akışkan hareketini yöneten denklemler verildi. Süreklilik ve momentumun korunumu denklemleri akışkanı tanımlamak için kullanılan denklemlerdir. Ayrıca akışkanı tanımlayan denklemleri düzenlerken ihtiyaç duyulan boyutsuz sayılar hakkında da bilgi verildi. Reynold sayısı ve Darcy sayısı matematiksel modelleme bölümünde kullanılan boyutsuz sayılardır. Teori kısmının bir diğer önemli kısmı ise gözenekli ortam akışını tanımlayan modeli belirlemektir. Akış modellerini tanımlayan denklemler ilk olarak deneysel çalışma sonucu elde edilen ve deneysel katsayılar içeren denklemlerdir. Gözenekli ortamda akışı tanımlayan ilk yasa Henry Darcy tarafından 1856 yılında geliştirilmiştir. Darcy yasası Reynold sayısının 1'den küçük olduğu, yani düşük hızlı, sıkıştırılamaz ve Newtonyen akışkanlar için geçerlidir. Darcy denklemi deneysel bir bağıntıdır ve Reynold sayısının 1den büyük olduğu, yani yüksek hızlı akışlarda Darcy denklemi geçersiz olmaya başlar. Çünkü Darcy denklemi akışın doğrusal olmayan etkisini modelleyemez. Ayrıca denklem viskoz etkileri de içermemektedir. 1947 yılında Brinkman tarafından Darcy denklemi tekrar düzenlenmiştir ve Darcy denkleminin içermediği viskoz etkiler Brinkman denkleminde sağlanmıştır. Diğer önemli denklem ise 1931 yılında Richard tarafından geliştirilmiştir.Üçüncü bölüm matematiksel modelleme kısmına ayrılmıştır. Giriş kısmında öncelikle bölümün içeriğinden, problemin detaylarından ve akışı tanımlamak için yapılan kabullerden bahsedilmiştir. Bu çalışmada iki boyutlu akış için sıkıştırılamaz, viskoz ve Newtonyen olduğu kabulü yapılmıştır. Problem gözenekli ortam ve akışkan ortam olmak üzere iki farklı ortamdan meydana gelmektedir. Girişin devamında gözenekli ortamı tanımlayan model seçimi yapılmıştır. Gözenekli ortamı tanımlayan denklem için Biot'un poroelastisite teorisinden faydalanılmıştır. Referans olarak kullanılan Deng ve Martinez'in çalışmasında ise Brinkman denklemi kullanılmıştır. Kabuller yapılıp akışkan ve gözenekli ortamları tanımlayan modeller belirlendikten sonra yüzeye dik yönde emme olan gözenekli akış probleminin matematiksel modellemesine geçilmiştir. Bu kısmı tamamlarken teori bölümünde verilmiş olan akışkan hareketini yöneten süreklilik ve momentum denklemleri ile boyutsuz sayılardan yararlanılmıştır. Problemi matematiksel olarak tanımladıktan sonra iki farklı bölüm için de denklemlerin boyutsuz halleri bulunmuştur. Gözenekli ortamın matematiksel ifadesi dördüncü dereceden lineer bir diferansiyel denklem iken akışkan ortamın matematiksel ifadesi dördüncü dereceden lineer bir diferansiyel denklem olarak bulunmuştur. Problemin matematiksel ifadesini bulduktan sonra diğer bir husus bulunan denklemleri çözebilmek için gereken yeter sayıdaki başlangıç ve sınır şartlarını belirlemektir. Bu çalışmada iki ortam için de bulunan denklemleri çözebilmek için toplamda 8 tane şart gerekmektedir. Problemin üst yüzeyinde iki hız bileşeninin de sıfıra eşit olması, alt yüzeyde sadece emme kaynaklı y yönünde hız bileşeninin oluşu, iki yüzeyin kesişim noktasında da hızların sürekliliği ve kayma gerilmesinin sürekliliği başlangıç ve sınır şartları olarak belirlenmiştir. Özellikle iki ortamın kesişiminde kullanılan sınır şartları farklı problemlere ve çalışmalara göre değişiklik göstermektedir ve sadece bu sınır şartları üzerine yapılan farklı çalışmalar mevcuttur.Dördüncü bölümde çalışmada kullanılan yarı analitik yöntemlerden biri olan diferansiyel kuadratur yöntemi anlatılmıştır. Öncelikle genel hatlarıyla yöntemin tarihçesi ve yapısı verilmiştir. DQM ilk defa Bellman tarafından 1971 yılında ortaya konmuştur. Devamında yöntemin içinde bulunan ağırlıklı katsayıları hesaplamak için geliştirilen farklı yaklaşımlar ve bu yaklaşımların birbirlerine göre avantaj ve dezavantajlarından bahsedilmiştir. Diferansiyel kuadratur yönteminde çözümün hassasiyeti hem düğüm noktası sayısına hem de düğüm noktalarının dağılımına bağlıdır. Lineer türden denklemlerin çözümünde eşit aralıklı düğüm noktası seçimi yeterliyken lineer olmayan denklemlerde durum değişmektedir. Çalışmada sınır şartlarına yaklaşıldığında sonuçlar kötüleştiği için sınırlara doğru daha sık adım aralıklarının kullanıldığı Chebyshev-Gauss-Lobatto nokta dağılımı tercih edilmiştir. Diferansiyel kuadratur yönteminin detayları verildikten sonra akışkan ortam ve gözenekli ortam denklemleri DQM ile çözülmüştür. Beşinci bölüm ise ağırlıklı artıklar yöntemlerinden moment yöntemine ayrılmıştır. Moment yöntemi 1947 yılında Yamada tarafından geliştirilmiştir ve 1951 yılında Fujita yöntemin gelişmesine katkıda bulunmuştur. 4 madde takip edilerek bütün ağırlıklı artıklar yöntemiyle sonuca ulaşmak mümkündür. Öncelikle bilinmeyen katsayılar ile problemi tanımlayacak olan bir polinom oluşturulur. İkinci adımda bu polinom başlangıç ve sınır şartları tarafından sağlanır ve dolayısı ile bu şartlara göre bilinmeyen sayısı düşürülür. Üçüncü adımda problemi tanımlayan artık fonksiyon belirlenir. Ve son adımda ağırlıklı artık fonksiyonları sıfıra eşitlenerek bilinmeyen tüm katsayılar bulunarak problem çözülmüş olur.Altıncı bölüm ise sonuç bölümüdür. Bu bölümde gözenekli ortam ve akışkan ortam için DQM ve MoM yöntemleri kullanılarak bulunan x ve y yönündeki hız bileşenlerinin grafikleri çizilmiş ve hata hesabı yapılmıştır. Son bölüm olan yedinci bölümde de sonuçlar değerlendirilip çalışma tamamlanmıştır. In this thesis numerical modelling of uniform flow over a porous plane with suction in vertical direction to the plane by using semi analytical numerical methods were carried out. Semi analytical numerical methods are differential quadrature method and method of moments.In the first section purpose of the thesis and literature review were given. Then in the theory section, required theoretical information was given. Continuity equation, momentum equation and Biot's theory of poroelasticity were used as governing equations. Reynold and Darcy are dimensionless numbers. In the mathematical modelling section, firstly problem was defined. In this study the flow is 2 dimensional, incompressible, viscous and Newtonian. So density and viscosity are constant. By using equations in the theory section, dimensionless governing equations of the problem were found. After that employing the suggestion by Deng and Martinez, stream function was selected. Final form of the fluid layer equation and porous layer equation were found. Defining boundary conditions at the interface is the most important part of the mathematical modelling. In this study continuity of the velocity vector and shear stress were used as boundary conditions.In other sections, semi analytical numerical methods were explained and velocity distribution in the fluid layer and porous layer are found. In the result section, graphs were plotted and were interpreted in the section. Also approximate estimate of the error calculation was done. According to this, it is seen that error was reduced with increasing number of grid points.It is easily seen from the graphics that vertical velocity increases from top to the bottom because of the suction perpendicular to the surface. And at the bottom no horizontal velocity component exists. Thanks to this study alternative semi analytical solution to a two dimensional flow is derived. Without empirical constants meaningful solutions are obtained. 97