Search

Bu tez çalışması yapısal kompozit malzemelerde elektrodokunmuş nanoliflerle elde edilen arayüz güçlendirme metodunu temel almaktadır. Polistiren-kopolimer glisidilmetakrilat (P(St-co-GMA)) bazlı epoksi uyumlu nanofibelerin yapısal kompozitler içindeki çalışma prensibi anlatıldıktan sonra, bu prensibin işlediği iki orjinal uygulama problemi göz önüne alınmıştır. Arayüzleri güçlendirilmiş kompozit malzemelerin performansı eksenel yüklemeler ve yapı içinde gerilim arttırıcıların (örnek:delik) varlığında değerlendirilmiştir. İkinci örnekte ise arayüzü güçlendirilmiş kalın kompozit laminatlar yüksek gerinim koşullarına tabii tutulmuştur. Çalışmanın ikinci kısmında ise, termoplastik temelli nanolifler için sıcaklık temelli malzeme limitler değerlendirilmiştir. Buada öncelik sürerli elektrodokunabilen ve sıcaklık etkisiyle kompozit kürlenme sürecinde yapı içi çapraz bağlananilen P(St-co- GMA)/Ftalik Anhidrit(FA)-Tribütilamin(TBA) nanoliflerine verilmiştir. Bu fiberlerin çapraz bağlı ve çapraz bağsız hallerinin sadece ısıl işlem ile birlikte kendinden destekli nanokompozit yapılara dönüşümü açıklanmıştır. Son olarak P(St-co- GMA)/TBA-PA nanoliflerinin yapı içi kürlenme kinetiği prepreg malzemeler üzerinde çalışılmıştır. Çalışma boyunca tüm mekanik veriler kırılma yüzey analizleriyle desteklenmiş ve elde edilen yüksek mekanik performans bu yüzeylerdeki morfolojik oluşumlarla ilişkilendirilmiştir. Interlayer toughening of composite materials forms the basis of this thesis work. Two out of the box application oriented case studies present incorporation of polystyreneco- glycidyl methacrylate (P(St-co-GMA)) based nanofibers to carbon/epoxy prepreg surfaces as interlayers. The effect of nanofibrous interlayer toughening approach on the in-plane strength of composites with/without stress raisers (such as holes) is initially evaluated. Performance of interlayer toughened thick laminated composites under high strain load conditions is then exemplified. While elaborating potential material limits for thermoplastic nanofibrous interlayers, novel heat stimuli in-situ crosslinking methodology and its integration into composite curing are discussed. Continously electrospinnable P(St-co-GMA)/Phtalic Anhydride(PA)- Tributyl Amine(TBA) nanofibers are able to crosslink inside the epoxy matrix upon reaching certain initiation temperature. The novel concept of self-same nanocomposites formed only through electrospinning and its stand-alone thermal processing is also presented. Enhanced curing associated with the epoxy-P(St-co-GMA)/PA-TBA nanofiber interaction is demonstrated through cure kinetics study. Superior mechanical properties in each case study are extensively elaborated through fracture surface analyses. 198

Sandviç kompozit yapıların ana bileşenlerinden biri olan bal peteği dolgu yapısının olumsuz özelliklerini iyileştirmek amacıyla alternatif olarak polimer köpük dolgu yapısı düşünülmüştür. Polimer köpükler, maruz kaldıkları darbe, yayılı yük ve gerilmeleri yapı içerisinde daha etkin dağıtabildikleri için sandviç kompozit yapıların mukavemet özelliklerini, kayda değer ağırlık artışı olmaksızın arttırabilmektedirler. Aynı zamanda bal peteği yapılarının nem tutma ve sandviç yapı içerisinde yüzeylerden ayrılma gibi istenmeyen etkileri ortadan kaldırılmaktadır. Polimer köpük yapısının sandviç yapıya daha yüksek mukavemet ve çok fonksiyonluluk kazandırması ile birlikte, olası nano parçacıkların köpük yapıya eklenmesi ile sektörel ihtiyaçların karşılanması fikri ilgi çekici olmuştur. Bu bilgilerin ışığında, hafif ve düşük yoğunlukta olan polimer köpüklerin içerisine nano katkıların ilavesi ile onların köpük mikro yapısına olan etkilerini anlamak için bazı yöntemler ve malzemeler araştırılmıştır.Polimer köpükler içerisinde nano parçacıkların eklenmesi ile belirli zorlukları beraberinde getirmesi, nano katkılı mühendislik köpük yapıları daha iyi üretim işlemi gerektirmiştir. Özellikle karbon kaynaklı nano parçacıkların polimer köpük içerisinde kullanılması, polimer reolojisini değiştirebilme potansiyelini de beraberinde getirir. Nano parçacıkların polimer köpük içerisinde karıştırılması ve dağıtılması adımları kontrol altına alınarak nano katkıların özellikleri polimer köpüğe aktarılabilir ve bu özellikler pek çok alanda kullanılabilir.Bu çalışma kapsamında, TiO2, SiO2 (nSi) ve Çok Duvarlı Karbon-nanotüp (ÇDKNT) gibi farklı geometrik özelliklere sahip olan nanoparçacıkların polimer köpüğün hücre iskeletine olan etkileri ve bu etkiler ile birlikte polimer köpük dolgu yapısının mekanik özelliklerinin nasıl değiştiği incelenmiştir. Polimer nanokompozit köpük dolgu yapısını üretebilmek amacıyla Poliüretan(PU) polimer köpük dolgu malzemesi tercih edilmiştir. Nanoparçacıkların PU köpük içeresine eklenmesi ile köpükleşme sürecinde, polimer köpüğün hücre çekirdeklenmesinin nanoparçacıkların etrafında başalayacağı ve bu da PU polymer nanokompozit köpük hücrelerinin hücre kenar açıklık oranı, ve hücre boyunu, nanoparçacık geometrisi ile uyumlu olarak etkieneceği öngörülmüştür. Böylelikle, farklı nanoparçacıkların hücre mikroyapısına ve hücre mikro yapısının da makro yapıya olan etkileri, polimer nanokompozit PU köpüklerin mekanik testslere karşı vermiş oldukları cevap ile değerlendirilmiştir.Kullanılan nano katkılar içerisinde, ÇDKNT silindirik geometriye sahip olması bakımından küresel nSi ve TiO2 nanoparçacıklarından farklıdır. Silindirik geometriye sahip olan KNT ile hücre yapılarının KNT doğrultusunda yönlenmesi ile PU polimer köpük morfolojisinde daha güçlü hücre duvar iskeleti görülmesi öngörülmüştür. Nano katkıların polimer köpük içerisindeki sinerjetik etkisini kimyasal ve yapısal olarak anlamak diğer bir önemli konudur. Nano malzemelerin polimer içersinde dağıtılması nano takviye miktarının artması ile oldukça zorlu bir işlem süreci olduğundan, PU polimer nanokompozit köpüklerin üretimi için, nanokatkıların polimer köpük içerisinde maksimum eklenebileceği miktarlar eklenen nanotakviye çeşidine göre uygun olarak seçilmiştir. nSi ve TiO2 katkılı polimer köpüklerin üretimi için, nano takviyeler ağırlıkça %0.5, %0.75 ve %1 polimer matris içerisine eklenmiştir. Diğer yandan van der Walls kuvvetleri etkisi sebebiyle KNT takviye kullanımı diğer takviye çeşitlerine göre daha sınırlı kalmış ve ağırlıkça %0.01, 0.05 ve 0.1 oranında polimer matris içerisinde kullanılmıştır.Polimer köpüklerin hücre yapıları ve hücre geometrileri ele alındığında, hücre kenar uzunluğu ve hücre duvar kalınlığının hücre yapılarının mikromekaniği üzerine önemli etkilerinin olduğu düşünülmüştür. TiO2 ve nSi nano eklentileri ile üretilmiş polimer köpüklerin hücre duvar kalınlıklarında saf polimer köpüğe göre kayda değer bir değişim olmazken hücre kenar uzunluğu azalmıştır. Genel olarak küresel parçacıklar hücre boyunu azaltmış diğer anlamda köpükleşme sürecinde hücre çekirdeklenme sayısı artmıştır. Silindirik geometriye sahip ÇDKNT takviyelerine gelindiğinde ise polimer köpüğün hem hücre duvar kalınlığı hem de hücre kenar uzunluğu saf polimere göre artmıştır. Hem hücre duvar kalınlığı hem de hücre kenar uzunluğunu kıyaslamak için hücre duvar kalınlığının hücre kenar uzunluğuna oranı farklı nanotakviyeli PU polimer nanokompozit köpükler için kullanılmıştır. Ağırlıkça %1 TiO2 katkılı polimer köpüklerinde bu oran %85'e kadar artarken ağırlıkça %1 nSi katkılı köpüklerde %75'e kadar artmıştır. Ağırlıkça %0.1 ÇDKNT katkılı polimer köpüklerde ise %40 a kadar artış olmuştur. Bu sonuçlar göstermektedir ki nano takviyelerin hücre boyutları üzerine etkisi önemli ölçüde olmuştur. Bütün morfolojik karakterizasyon işlemleri optik görüntülerden alınan görüntülerin, görüntü işlemesi ile gerçekleştirilmiştir.Hücrelerin nanotakviye çeşidine göre hücre özellikleri belirlendikten sonra basma testleri, üretilmiş olan nano katkılı polimer köpük numunelere uygulanmıştır. Deneysel olarak elde edilen basma özellikleri kendi içlerinde değerlendirilmiştir. Saf polimer köpüğe göre en fazla artış ağırlıkça %1 TiO2 katkılı polimer köpüklerde basma mukavemetinde %19 artış olarak gözlemlenmiştir. Nano katkılı polimer köpük yapıların mekanik özelliklerini deneysel verilerle kıyaslamak analitik model kullanılmıştır. Bu aşamada nano katkılı polimer köpüklerin katı haldeki (boşluksuz-polimer nanokompozit) özelliklerini elde etmek önemlidir. İlk olarak polimer nanokompozitlerin mekanik özellikleri, kullanılan nano takviyenin hacim oranı ile nanotakviye geometrisine bağlı katılık tensörü ile elde edilmiştir. Daha sonra, nano katkılı polimer köpüklerin hücrelerinin hücre boşluk oranları kullanılarak nano katkılı polimer köpüklerin mekanik özellikleri elde edilmiştir. Sonuç olarak da analitik sonuçlar denesyesel sonuçlara göre daha fazla çıkmıştır.Nano katkılı polimer köpük dolgu yapılı sandviç kompozitler karbon fiber prepreg ile köpük dolgu yapıların sıcaklık-basınç cihazı kullanılarak üretilmiştir. Sonuç olarak elde edilen polimer nanokompozit köpük dolgulu sandviç kompozit yapıların eğilme yüklerine karşılık mekanik dayanımlarını ölçmek amacıyla üç nokta-eğme testi yapılmıştır. Böylelikle saf köpükle üretilmiş olan sandviç kompozitlere oranla, nanotakviyeli polimer köpükle elde edilmiş sandviç kompozitlerin eğilme yüklerine karşılık dayanım yükündeki artış incelenmiştir. Overcoming the challenges of conventional honeycomb core material with a higher surface area, polymer foams cores can spread the impact, distribute the loads and stresses more effectively and increase the strength of sandwich structures with very low density eliminate moisture absorption and improve delamination of face sheets. Developing polymer foam cores with higher strength and multi functionality have also attracted the possibility of adding nanoparticles to the existing foams to tailor the properties within industrial needs. Several methods and materials have been implemented for the investigation of micromechanical characteristics and foam properties to understand the synergetic effects of adding nanomaterials on the overall properties of these lightweight, low density materials.Particular challenges and important aspects of having nanoparticles in polymer foams require engineering foam-like structures for better processing. All nanoparticles including carbon-based ones have a potential effect of changing the polymer rheology when incorporated into foams. Establishment of controlling the dispersion and distribution of nanoparticles in the polymer foams with complex process steps can result with enhanced characteristics and improved transport properties for applications such as electromagnetic interference shielding cases, primary load-bearing components, electrostatic discharge paintings etc. This study have investigated several nanomaterials as TiO2, SiO2 (nSi) and MWCNT with different geometrical shape that affects cell structure of polymer foam core and results with changes on the mechanical properties of these cores. Rigid polyurethane (PU) foam has been preferred within its good mechanical properties and ease of manufacturing with wide range of possible applications. Cell nucleation processes of PU polymer nanocomposite foams have been estimated to start around the nanoparticles which cause the variations of cell aspect ratio and cell sizes in harmony with type of nanoparticle geometry. Thus, geometry of nanomaterial has an influence on microstructures of PU foam which results with the enhancement through the microstructural effects to macrostructure within the mechanical tests.Among these nanomaterials. MWCNTs differ with its cylindrical geometry compared to spherical nSi and TiO2 in which the cell structures elongate on the direction of MWCNT to form stronger struts within foam morphology. The changes in the cell structure and properties within the nano-inclusions is one critical issues to study for understanding the synergetic effects in between the chemistry and structure relation in polymer foams. Since dispersion and/or distribution of nanomaterials in polymers is a challenging issue when the amount of loading, process, polymer host is considered, achieving the maximum reinforcing capability from these materials would only be possible by proper approeches among the selected nanomaterial-polymers. For nSi and TiO2 the weight fractions as 0.5, 0.75 and 1 wt. % in polymer matrix has studied. However within the van der Walls forces in between MWCNTS, the limit of CNT loading has been decreased (0.01, 0.05 and 0.1 wt. %) to achieve an effective dispersion and distribution in the polymer foam.When cellular structures are considered the geometry of cell, dimensions of cell edge length cell wall thickness would have important effects on the mechanical properties. With the addition of TiO2 and nSi nanoparticles, cell wall dimensions no have remarkable changes have been observed but cell edge lengths have been decreased compared to cell edge length of neat PU polymer foam. Overall, spherical nanoparticles have reduced cell size in other words during the foam processing cell seeding numbers have been increased. When cylindrical MWCNTs is studied, both cell edge length and and cell wall thickness of polymer nanocomposite foam have been increased compared to neat PU. And an increase in cell edge lenth also shows that cell size in neat PU was higher. To compare both cell wall thickness and cell edge length variation distribution, cell wall thickness to cell edge length ratios have been studied. And at similar loading of spherical nanoparticles, TiO2 has showed 85% as highest increase in cell wall thickness to cell edge ratio compared to nsİ 75%. When MWCNTs are considered a 40% increase has been also observed in which the mechanical properties of nanoreinforced polymer foams would be effected through these inclusions. All morphological characterizations have been performed by optical image and image processing to identify the cellular structure changes when nanoinclusions are added to PU foam.After characterization of individual cell of different type of nanoreinforced polymer foam, compression tests have been performed and highest enhancement has been achieved at 1 wt. % TiO2 characterization results. The highest improve of compressive strength has been as 19% compared to neat PU foam. The micromechanics of polymer nanocomposite foams have been studies analytically to identify the geometry, volume fraction effects on the strength and stiffness and compared with the experimental results. First, the mechanical properties of cell wall material (nonporosity-polymer nanocomposite material) of PU polymer nanocomposite foams have been obtained. Then by using volume fraction of cell porosity, micromechanical properties of PU polymer nanocomposite foams have been obtained and results showed that the mechanical properties of polymer nanocomposites depend on cell volume fraction and stiffness tensor which is based on geometry of nanoparticles. The micromechanical model for PU polymer nanocomposite foams have showed higher mechanical strength than experimental results.To identify the mechanical properties of nanoreinforced foam cored sandwich composite structures, three point bending tests have been applied. 131

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 433696, Çalışma kapsamında 1/9 ölçekte boyutlandırılmış bir yanma odası cidarında, slot film soğutma, efüzyon film soğutma ve dilüsyon mekanizmalarının hibrit etkileri incelenmiştir. Film soğutma hakkında literatürde yapılan çalışmaların büyük bir çoğunluğunda akış kinematiği hakkında detay bir çalışma yoktur. Bu tezde termal ölçümlerle beraber akış yapıları da ele alınmış ve literatürdeki bu boşluğa katkı sağlamıştır. Test düzeneğinde, ana akımdan gelen sıcak hava ile kompresörden gelen soğuk havanın çapraz akış mekanizmasında oluşan akış yapıları incelenmiş ve Parçacık Görüntülemeli Hız Ölçümü (PIV) ile hız haritaları, girdaplılık konturleri ve akış vektörleri gibi sonuçlar elde edilmiştir. IR termografi yöntemiyle de gerçek zamanlı plaka sıcaklık dağılımları görüntülenmiş ve farklı üfleme oranları için piksel sıcaklık değerlerinden film etkinlik katsayılarına ulaşılmıştır. Ayrıca HAD analizleriyle de 2 farklı konfigürasyon (slot film + efüzyon ile slot film + efüzyon + dilüsyon) ve 3 farklı üfleme oranları için optik hava tünelinin hibrit etkilerinin sayısal doğrulaması yapılmıştır. PIV ve HAD analizlerinde jet lift-off, CRVP, at nalı girdapları, kidney vortisleri ve resirkülasyon baloncukları gibi akış yapıları gözlemleniştir. Slot, film ve dilüsyon hibrit plaka ölçümlerinde eksenel ısıl etkinlik oranları açısında bakıldığında en etkin üfleme oranları efüzyon plakası için 0.24 kg/dak, dilüsyon plakası için de 0.35 kg/dak üfleme oranlarına denk gelen test koşullarında oluşmuştur.

Son yıllarda, araç güvenliğine olan duyarlılığın artması, her geçen gün daha dayanıklı ve yolcu güvenliğini ön planda tutan araçların geliştirilmesinin önünü açmıştır. Kural koyucu kurumlar, son yıllarda araç üreticilerinin üzerindeki baskıyı arttırarak, özellikle otobüs sektöründeki devrilme kazalarında yaşanan can kayıplarını yasal düzenlemelerle azaltmaya çalışmaktadırlar. Bu nedenle büyük yolcu taşıtlarının devrilme kazalarında yapısal bütünlüğünü test etmek ve dayanımını arttırmak için ECE-R66 yönetmeliği Birleşmiş Milletler çatısı altında oluşturularak birçok ülkede yasalarla zorunlu hale getirilmiştir. Öte yandan, araç güvenliğinin artması araçlarda birtakım ağırlık artışına neden olmakta ve bu da paralı yükten feragat etmenin yanında, yakıt tüketimini de arttırarak çevresel birtakım etkilere sebep olmaktadır. Araç ağırlığındaki artış, üreticileri hafif ve sağlam alternatif malzemeleri kullanmaya itmektedir. Bunlardan bazıları yüksek dayanımlı çelikler, magnezyum alaşımlar ve bu çalışmanın da konusu olan kompozit malzemelerdir.Bu çalışmada, hibrit kompozit gövde profili kullanılarak, ECE R66-02 yönetmeliğine uygun, otobüs gövde barı tasarımı yapılacaktır. Kompozit malzeme olarak Toray Composite America (TCA) tarafından üretilen ve AGATE Programı (Advanced General Aviation Transport Experiment) tarafından testleri yapılan T700/2510 karbon elyaf/epoksi kompozit malzemesi kullanılacaktır. Analizlerde doğrusal olmayan açık kodlu LS-DYNA sonlu elemanlar programı kullanılmaktadır.Çalışmanın ilk bölümünde otobüs sınıfları, kaza özetleri ve kompozitlerle ilgili genel bilgiler yanında çarpışma dayanımları ve araç hafifletme konuları işlenmektedir. Bu çalışmanın ilham kaynağı olan, literatürde yapılmış kompozit otobüs çalışmalarına birçok örnek verilerek bu çalışma için gerekli zemin oluşturulmuştur.İkinci bölümde ECE-R66 yönetmeliği genel hatları ile anlatılmış, yaşam alanının modellenmesi, ağırlık merkezinin ölçümü gibi birtakım test koşulları hakkında bilgiler verilmiştir.Çalışmanın üçüncü bölümünde, kompozit malzemelerin sınıfları, mekaniği, hasarlanma şekilleri, çarpışma dayanımları, enerji emilim özellikleri ve üretim yöntemleri gibi birtakım bilgiler verilerek, kompozit malzemelerin çarpışma durumlarındaki birtakım avantajları ön planda tutulmuştur.Dördüncü bölümde sonlu elemanlar teorisi yanında, doğrusal ve doğrusal olmayan analizler hakkında bilgi verilerek bu çalışmada kullanılan yazılımlar hakkında genel bilgiler verilmiştir.Sonraki bölümde çelik yapı için TEMSA'da yapılan doğrulama ve onaylama testleri anlatılmaktadır. Doğrulama testleri kapsamında belirli bir profil bağlantısı üzerinde 3 nokta eğilme testi yapılırken, onaylaması testinde belirli bir otobüs kesiti ECE-R66 yönetmeliğine uygun şekilde belirli bir platformdan devrilmiş ve sonuçlar SEM analizleri ile doğrulanmıştır. Bu çalışmada bahsi geçen kompozit yapı için fiziki testler yapılamamış sadece analiz sonuçları verilmiştir.Altıncı bölümde LS-DYNA'da devrileme analizine uygun olacak şekilde otobüsün sayısal modellenmesi anlatılmıştır. Malzeme tipleri hakkında bilgiler yanı sıra yaşam alanı, temas tipi ve enerji değerleri hakkıda bilgiler verilerek analize hazırlık yapılmıştır. Son bölümde devrilme analizinde başarı sağlamış bir hibrit kompozit yapıdaki otobüsün yapısı incelenmiş, enerji denklemleri yanı sıra çelik malzeme ile yapılan otobüsle arasındaki farklar incelenmiştir. In recent years, increased sensitivity to vehicle safety has opened the way for the development of vehicles that are more durable and that keep passenger safety. Rulemakers have been trying to reduce the loss of life in rollover accidents, especially in the bus sector, by legal regulations, by increasing the pressure on vehicle manufacturers in recent years. For this reason, the regulation of ECE-R66 has been published under the United Nations roof and has become mandatory in many countries in order to test the structural integrity of large passenger vehicles in rollover accidents.On the other hand, an increase in vehicle safety leads to a certain weight increase in the vehicles, which in turn causes an environmental effect by increasing fuel consumption, as well as giving up the payload. The increase in vehicle weight pushes manufacturers to use lightweight and robust alternatives. Some of these are high-strength steels, magnesium alloys, and composite materials, which are the subject of this work.In this study, the design of the bus roll-bar, which will be made using the hybrid composite body profile, in accordance with ECE R66-02 regulation. T700 / 2510 carbon fiber / epoxy composite material produced by Toray Composite America (TCA) and tested by AGATE Program (Advanced General Aviation Transport Experiment) will be used as composite material. In the analysis, nonlinear explicit LS-DYNA finite element program is used.The reason for the use of T700 / 2510 material in the analyzes is that the material model has been verified by using this material in many academic workshops. In addition, MAT 54 material model of LS DYNA package program used in this study is able to catch damage modes of T700 / 2510 material well in many academic work.The aim of this study is to design the bus which carries the intercity passenger, using the composite materials besides the existing steel materials, designing according to the ECE bus rollover regulations by using the finite element method in computer environment. The ECE regulation, mandated by many countries around the world, is designed to provide passenger and driver safety in the passenger and driver area at the time of rollover accident by preventing the contact of the bus body and ceiling parts from interfering in this living space.In the first part of the work, crashworthiness and vehicle weight reduction issues are explained as well as general information about bus classes, accident summaries and composites. A lot of examples were given to the study of composite buses in the literature which is the inspiration source of this study, and the ground for this study was established.When the bus accidents in Europe and USA are examined, it is statistically revealed that even though the number of rollover accidents is small, it causes the greatest loss of lives. Such accidents usually occur on intercity roads and cause fatal consequences.When the collision resistances of the composite materials of this study are examined, it can be seen that they can absorb more energy than the conventional materials such as steel and aluminum. The widespread use of composite materials will provide both vehicle safety and lighter and environmentally friendly vehicles.In the second part, the regulation of ECE-R66 is explained in general terms and some test conditions such as the modeling of the survival space and the measurement of the center of gravity are given.The ECE-R66 regulation is a test designed to rollover an 800 mm high platform onto a concrete floor. The center of gravity of the overturned vehicle, inertia, mass must be identical to the actual production tool. Passenger weight should be fixed to each seat as 34kg. The initial speed during the test must be within the specified limits, the suspension system must be locked, and the doors and emergency exits must be in the closed position. The living area must be within the limits specified in the regulation. The manufacturer can model a larger living space if desired.In the third part of the work, some of the advantages at the collision strength of composite materials and given some information such as classes of composite materials, mechanics, types of damage, crash durability, energy absorption properties and production methods. In addition, a number of methods have been proposed for the production of the hybrid composite tilting bar, which is the subject of this study.In general, composite materials are materials that are formed by combining two or more materials, which are not sufficient for one purpose alone, in a macrostructure in certain conditions and proportions to provide desired properties. These materials that come together are insoluble in each other, even though they are homogeneous in the macro dimension, they are heterogeneous materials in micro dimension. Composite materials are used extensively in the automotive and aerospace industries due to their superior weight-to-strength ratio, corrosion resistance and vibration damping capabilities.In the fourth chapter, besides the finite element theory, information about linear and nonlinear analyses is given and general information about the software used in this study is explained.Linear analyzes are used for scenarios where deformations are at a minimum level. In this method, while the elastic modulus of the material is considered constant throughout the analysis, the stifness matrix is calculated at the beginning of the analysis and does not change. In non-linear analyzes, the stifness matrix is recalculated at each step to obtain more accurate results. The bus rollover analyzes are in the class of nonlinear dynamic analyzes and the real stress-strain curve of the material is used during the solution. Nonlinear dynamic problems are solved by explicit software. They are simpler solutions because there is no need stifness matrix in the solution.The main difference in explicit and implicit solutions are the time interval control. If the time interval is smaller than the critical time interval, the solution runs steadily. Basically, the wave must not pass more than one item at a time interval. The critical time interval depends on the speed of sound in the material and the size of the element used.The next section describes the verification and validation tests carried out in TEMSA for the steel structure. In the validation test, a specific bus section was rolled from a specific platform in accordance with the ECE-R66 regulation, and the results were validated by FEM analysis, while the 3-point bend test was performed on the specific pillar connection within the verification tests. In this study, physical tests can not be performed for the composite structure and the only analysis results are given.During the confirmation tests, the produced specific bus section was overturned from the 800mm platform to the concrete floor. The test results were compared with the results of the analysis using LS DYNA program in the computer environment and system approval was obtained. When the deformations that occurred after the test were examined, the results of analyzes were obtained in accordance with each other. Prior to the cross-section test covering the middle 2 glass compartment of the bus, 366 kg weight was added to make the deformations more visible, and tests and analyzes were done in this way.In the sixth part, numerical modeling of buses is explained in LS-DYNA as suitable for rollover analysis. In addition to the information about the material types, the survival space, the contact type and the energy values have been explained.While the deformed parts such as axles, engine, air conditioner are modeled with rigid materials, deformed steel structure is modeled with elasto-plastic material model. Composite materials were created with MAT54 Enhanced Composite Damage material model. Belytschko-Lin-Tsay with 4 nodes is used for shell elements as element formulation. In the analysis where real material curves are used, curves are generated by tensile tests. The passenger weights are rigidly connected to the seat connection areas, so that each seat weighs 34kg.In the last part, the structure of the bus composed from hybrid composite structure which has succeeded in the rollover analysis was examined and the differences between the energy equations for the bus made with steel material were examined.Hybrid composite rollover bars were designed on the front and rear of the vehicle and analyzes were completed in accordance with the ECE regulation. The bar on the front of the vehicle has 8 to 35 layers, while the rear roll bar has 5 layers. No contact surface between the composite structure and the steel profile is defined and the structure is considered integral. After many layers and analyzes, the design that succeeded the ECE directive became final. When the analysis results are examined, the energy charts and error rates are as expected, while all the side poles show adequate stiffness. The final version of the design is 100kg lighter than the entirely designed steel.As a result, in this study, a bus with a hybrid composite rolling bar was investigated to determine how light the bus made with the existing steel material could be made on the bus made with the selected T700 / 2510 carbon fiber / epoxy material by performing a tipping analysis according to ECE R66-02 regulation. In the analyzes, the composite materials were studied using the Chang-Chang damage criterion and a benchmark was made for future projects. Although it is not possible to attain the desired lightness, it is thought that the aim of appropriate geometry and weight can be attained by more rigid materials and design changes. 133

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 470534, Havacılık sektörü, günümüzden yaklaşık bir asır önce, Wright kardeşlerin dünya üzerinde kanatlı bir platform ile ilk uçuşu gerçekleştirdikleri günden bugüne giderek daha kapsamlı faaliyetler içine girmektedir. İlk uçuşun gerçekleştirilmesinden bu yana tasarlanan, geliştirilen ve üretilen hava araçları da giderek daha kabiliyetli makineler haline almışlardır. Bu bağlamda hava araçlarında yapısal dayanım, sürat, manevra kabiliyeti, menzil, havada kalış ve aviyonik sistem yetenekleri gibi alanlarda çok büyük ilerlemeler kaydedilmektedir. Bu tez, özellikle askeri alanda faaliyet gösteren ve her geçen gün daha kabiliyetli ve karmaşık sistemler halini alan askeri uçakların, performans ve kararlılık testleri hakkında bilgi vermek ve bu kapsamda kullanılan test tekniklerini açıklamak maksadıyla hazırlanmıştır. Bu bağlamda komple bir test sürecinin alt bileşenleri olan veri toplama teknikleri, ihtiyaç duyulacak veriler ve parametreler, test manevrasının icrası, veri analizi ve anlamlandırma ve sonuçların askeri standartlar ile kıyaslanması konularına değinilmiştir. Bu tezde bahsedilen test teknikleri ve veri analizi yöntemleri genel olarak tüm hava araçlarına uygulanabilir olsa da, sonuçların yorumlanması için askeri standartlar referans alınmış ve askeri uçaklar üzerine yoğunlaşılmıştır.

Rüzgar türbinlerinin rüzgar tarlalarınına yerleştirilmesi,yani mikro-konuşlandırma, rüzgar tarlalarından elde edilen enerjininen üst seviyede olması için çok önemlidir.Maksimum enerji üretimi yalnızca rüzgar türbinlerinin,rüzgar tarlalarınındaki en verimli yerlere konuşlandırılmasıylaelde edilebilir. Rüzgar türbinlerinin mikro-konuşlandırmasırüzgar alanı analizi, diğer türbinlerin girdap etkisi,ulaşılabilirlik vb. birden çok alanla ilgilenirken,rüzgar hızı tahmini bunların en başında gelir.Günümüzde rüzgar tarlalarının istatistiksel rüzgar hızı dağılımları,rüzgar alanı analizleri ile yeniden oluşturularak yapılmaktadır. Bu analizler, meteorolojik gözlem istasyonlarından elde edilenrüzgar alan verisinin istatistiksel olarak toplanmasıyla verüzgar tarlası üzerindeki rüzgar alanının nümerik yöntemlerleçözülmesi ile elde edilir. Rüzgar alanının yeniden oluşturulması ise genellikle aradeğerleme (interpolasyon) ile yapılır.Bu çalışmada, rüzgar alanlarının yeniden oluşturulması amacıylaUyumlu Dik Ayrışım (UDA) yöntemini kullanarak,simgesel nümerik çözümlere ve ölçüm verisine dayanan yeni biryöntem geliştirilmiştir. Simgesel nümerik çözümler açık kaynaklıakış çözücü SU2 ile yüksek çözünürlüklü topoğrafya üzerinde oluşturulmuşçözüm ağından giriş rüzgarının yönünün değiştirilmesiyle elde edilmiştir.Rüzgar alanlarının UDA yöntemine dayalı olarak yeniden oluşturulmasıöncelikle 2 boyutlu akışlar üzerinde doğrulanmıştır. Daha sonrarüzgar tarlaları üzerindeki atmosferik akış alanlarına uygulanmıştır.Geliştirilen yöntemin atmosferik akış alanlarının yeniden oluşturmadakullanılabileceği ve rüzgar türbinlerinin mikro-konuşlandırma işleminde etkilibir biçimde çalıştırılabileceği gösterilmiştir. The placement of wind turbines in a wind farm, which is calledmicro-siting, is a crucial task in regard to the maximization of theenergy production in a wind farm. The maximum energy production isonly possible if all the wind turbines are placed in optimumlocations. Although the micro-siting of wind turbines has many aspectsto be considered such as wind field analysis, wake effect of theother turbines and accessibility, the wind speed is the mostsignificant parameter. The statistical wind speed distribution overa wind farm is currently reconstructed from a wind field analysis,which is mostly based on statistical analysis of wind field datacollected from a meteorological mast and numericalsimulations of wind fields over the wind farm. The reconstruction ofwind fields is mostly based on an interpolation process.In this study, a novel method based on the Proper OrthogonalDecomposition (POD) of fictitious wind fields is developed forthe reconstruction of actual wind fields based on observation data.The fictitious wind fields for different wind sectors (wind direction)are obtained using an open-source Navier-Stokes solver, SU2, onhigh resolution terrain fitted computational grids. The POD basedreconstruction of flow fields is first validated in 2D flow fields.It is then implemented for the reconstruction of wind fields over awind farm. It is shown that the methodology developed is capableof reconstructing wind fields over wind farms and can effectively beemployed for micro-siting of wind turbines. 73

Bu çalışmada narin ve esnek bir uzay aracının dinamik ve kararsızlık davranışları incelenmiştir. Roket, füze ya da fırlatma aracı olarak da tanımlanabilen uzay aracını modellemek için iki ayrı kiriş teorisi kullanılmıştır. Bunlardan ilki Euler-Bernoulli kiriş teorisi, diğeri ise ince cidarlı kompozit kiriş teorisidir. Bu analizlerde özellikle itki kuvvetine maruz kalan bir fırlatma aracının çeşitli karakteristik özelliklere sahip olduğu durumlarda ve çeşitli uçuş koşulları göz önünde bulundurularak dinamik kararsızlıkları hesaplanmıştır. Bu çalışmanın literatüre katkısı daha önce farklı kiriş teorileri ile hesaplanmış olan roketlerin dinamik kararlılığının, ince cidarlı kompozit kiriş teorisi kullanılarak hesaplanmış olmasıdır. İlk olarak serbest uçuş yapan narin esnek bir uzay aracının dinamik kararsızlık analizleri tamamlanmıştır. Öncelikle narin olarak tanımlanan ve sabit roket itkisine maruz bırakılan roket gövdesi klasik bir uniform kiriş (Euler-Bernoulli kirişi) olarak tasarlanmıştır. Yapısal model olarak dinamik kararlılığı bulmak için takipçi kuvvet altında tek boyutlu serbest uçlara sahip kiriş kabul edilmiştir. Korunumlu olmayan bir sistem olarak belirlenen aracın hareket denklemleri genişletilmiş Hamilton prensibi kullanılarak çıkarılmıştır. Sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak roketin doğal frekans karakteristikleri belirlenmiştir. Roketin statik ve dinamik kararsızlığı artan itki kuvveti göz önünde bulundurularak belirlenmiştir. Bu bağlamda kritik itki kuvveti bulunmuştur. İtki kuvveti ile yanal titreşim modlarının değiştiği kaydedilmiştir. Bu durum için nümerik sonuçlar gösterilmiş ve referans çalışmalar ile kıyaslamalar verilmiştir. Kararlılık karakteristikleri roketin tasarımına ve fiziksel koşullara göre değişim göstermektedir. Roketin kütlesi, katılığı ve maruz kaldığı itki kuvveti değiştikçe sistemin kararlılığı da değişir. Elde edilen sonuçlara bakıldığında itki kuvveti arttıkça sistemin doğal frekanslarının azaldığı gözlemlenmiştir. Ayrıca doğal frekans sıfıra ulaştığı zaman ıraksama kararsızlığı oluşur. Doğal frekanslar tek bir modda birleştiğinde ise itki kuvveti kritik değere ulaşır ve bu duruma çırpınma kararsızlığı denir. Ayrıca bu tez kapsamında gerçekçi ölçülere ve özelliklere sahip iki adet fırlatma aracının analizleri yapılmıştır. Fırlatma araçlarının doğal titreşimleri ve aeroelastik kararlılığı üzerine çalışılmıştır. İki ucu serbest olan ve simetrik olmayan kiriş olarak tanımlanan sistemin hareket denklemlerini elde etmek için ayrık kütleler metodu kullanılmıştır. Etki katsayıları göz önünde bulundurulmuş ve uniform olmayan kirişin toplam eğilme ve eğim değerleri bulunmuştur. Ayrıca toplam eğilme ve eğim katsayılarını hesaplamak için birleşme yeri etkileri hesaba katılmıştır. Üç kademeli bir fırlatma aracının doğal frekansları, mod şekilleri, mod eğimleri ayrıca eğilme momentleri hesaplanmıştır. Bu analizlere ek olarak yine üç kademeli ve uniform bir yapıya sahip olmayan bir fırlatma aracının aeroelastik davranışları incelenmiştir. Aerodinamik yükler altındaki bir fırlatma aracının kararlılık kriteri iki ayrı duruma bağlıdır. Bunlar dinamik ıraksama basıncı ve genelleştirilmiş statik marjindir. Bu analizde de üç kademeli bir fırlatma aracının aeroelastik kararlılığı iki kriter de göz önünde bulundurularak incelenmiştir. Hem dinamik hem de aeroelastik analizlerde nümerik sonuçlar elde edebilmek için daha önce erken uzay araştırmaları sırasında Amerikan Ulusal Havacılık ve Uzay Dairesi (NASA) tarafından çalışılmış olan iki adet gerçekçi fırlatma aracı incelenmiş ve sonuçlar kıyaslanmıştır. Kararsızlık kriterlerinin her ikisi de göz önünde bulundurularak kıyaslanan sonuçlara bakıldığında seçilen fırlatma aracının kararlı durumda olduğu gözlemlenmiştir.İkincil olarak bir roketi modellemek için ince cidarlı kompozit kirişler teorisine başvurulmuştur. Bu model roketin özelliklerine ve yükleme koşullarına göre iki ayrı durumda incelenmiştir. Bunlardan ilkinde esnek, spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analizleri ince cidarlı kompozit kirişlerle modellenerek tamamlanmıştır. İkinci durumda ise yine aynı yöntem ile esnek ve noktasal bir kütle taşıyan ayrıca spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analizleri yapılmıştır. Bu kapsamda öncelikle dairesel kesit alanına sahip ince cidarlı kompozit bir kiriş olarak tasarlanan esnek, spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analiz sonuçları sunulmuştur. Jiroskopik kuvvetlerin etkisi altında spin haraketi yapan kirişin kararlılık sınırları belirlemek ve ıraksama ve çırpınma kararsızlıklarını bulmak amaçlanmıştır. Bu amaçla eğilme-eğilme-kesme bağlaşım hareketlerini incelemek için Çevresel Uniform Katılık katman konfigürasyonu uygulanmıştır. Özdeğer probleminin çözümü genişletilmiş Galerkin metodu kullanılarak elde edilmiştir. Ayrıca sonuçlar spin hızı, eksenel yük, elyaf açısı, en-boy oranı ve enine-kayma gibi çeşitli parametrelerin kirişin dinamik kararlılığı üzerine etkilerini göstermektedir. En-boy oranı ve enine-kayma parametrelerinin dinamik kararlılık karakteristikleri üzerine potansiyel etkisini yansıtması açısından ince cidarlı kompozit kirişlerle modellenen gelişmiş uzay araçlarının tasarımına katkı sağladığı görüşü ortaya çıkmıştır. Ayrıca kompozit malzemelerin yönlülük özelliği kullanılarak ıraksama/çırpınma kararsızlıkları ertelenebileceği ya da tamamen ortadan da kalkabileceği gösterilmiştir. Bu durumda sayısal sonuçlara bakıldığında elyaf açısı arttıkça itki kuvvetinin olmadığı durumlarda ıraksama spin hızının arttığı itki kuvvetinin olduğu ve spin hareketinin olmadığı durumlarda ise kritik itki yükün arttığı gözlemlenmiştir. Yine itki kuvveti varken ve spin hareketi yokken artan elyaf açısı büyüdükçe ıraksama ve çırpınma kararsızlık bölgelerinin genişlediği gözlemlemiştir. En-boy oranının dinamik kararlılık üzerine etkisi incelendiğinde bu oran arttıkça kritik itki kuvveti ve kritik spin hızının azaldığı görülmüştür. Ayrıca enine-kayma parametresi kirişin ıraksama ve çırpınma kararsızlığı üzerinde oldukça baskın bir etkiye sahiptir. Buna ek olarak dairesel kesit alanına sahip ince cidarlı kompozit bir kiriş olarak tasarlanan esnek, noktasal bir kütle taşıyan ayrıca spin hareketi yapan ve itki kuvvetine maruz kalan bir fırlama aracının dinamik kararlılık analizleri tamamlanmıştır. İtki kuvveti ve jiroskopik kuvvet etkisi altında spin haraketi yapan kirişin kararlılık sınırları ile ıraksama ve çırpınma kararsızlıkları hesaplanmıştır. Bu problemde de Çevresel Uniform Katılık katman konfigürasyonu uygulanmış, özdeğer problemi genişletilmiş Galerkin metodu ile çözülmüştür. Sonuçta, spin hızı, eksenel yük ve elyaf açısı gibi çeşitli parametrelerin kirişin dinamik kararlılığı üzerine etkileri detaylı bir biçimde incelenmiştir. Ayrıca noktasal kütlenin kiriş üzerindeki yeri ve değerine göre dinamik kararlılık sınırları bulmak için analizler tekrarlanmıştır. Bu kapsamda dinamik kararlılık için sayısal sonuçlar farklı kütle değerleri ve kiriş boyunca noktasal kütlenin farklı yerlerdeki durumuna göre bütün konfigürasyonlar için gösterilmiştir. Sayısal sonuçlara bakıldığında noktasal kütlenin değeri arttıkça kirişin doğal frekanslarının azaldığı gözlemlenmiştir. Benzer şekilde, noktasal kütlenin yeri kökten uca yer değiştirdiğinde doğal frekanslarda yine azalma görülmüştür. Kirişin ıraksama kararsızlığı eksenel yüke ve spin hızına bağlı olduğundan noktasal kütlenin varlığı ile değişmez. Ayrıca yapılan analizlerde noktasal kütlenin değeri azalırken ve noktasal kütle kökten uca yer değiştirirken kritik çırpınma yükünün azaldığı görülmüştür. In this thesis, the dynamics and instability behavior of a slender flexible aerospace vehicle are carried out. Two different beam theories are used to model aerospace vehicles, which are defined as rocket, missile, and launch vehicle; firstly Euler-Bernoulli and secondly thin-walled composite beam. For these analyses, a rocket is subjected to a thrust force and considering has various characteristic features and flight conditions. For the both cases, geometrical formulation is established to predict of the beam behavior rigorously undergoing deformations. Contribution of this thesis to the literature is to determine the problem, which was solved previously with different beam theories, the dynamic stability of slender flexible aerospace vehicle regarding thin-walled composite beam theory.First of all, dynamic stability analysis of a free flight aerospace vehicle is investigated by using the Euler-Bernoulli beam theory. At first, rocket body is modeled as a classic uniform beam that subjected to constant thrust. The structural model is accepted one-dimensional and free-free beam under follower force. The equations of motion is obtained applying extended Hamilton's principle for non-conservative systems. Natural vibration characteristics of the rocket are determined using finite element method.The static and dynamic instability of rocket are examined with the increasing value of the thrust force. So, the value of critical thrust is obtained. Finally, numerical results are demonstrated and compared with the previous papers. Regarding these results, it can be said that stability characteristics can change according to the variations in physical conditions or design of the rocket. When the thrust, mass or rigidity of the rocket changes, the stability of the system changes. The results for the model obviously indicate that, when thrust increases natural frequencies of the rocket reduce. Moreover, as the natural frequency becomes zero, the divergence instability occurs. The critical thrust value where the flutter occurs is stated and the system is defined as instable.Moreover, in the context of the thesis, natural vibrations characteristics and aeroelastic stability behavior of two realistic launch vehicles are examined. Initially, a discrete mass system is developed for obtaining the equations of motions of free-free unsymmetrical beams. Total deflection and slope values of non-uniform beam are investigated by considering influence coefficients. Also, the effect of joints is regarded in order to compute total deflection and slope influence coefficients. For the numerical results representation, two different generic launch vehicle models are used. Firstly, natural frequencies, mode shapes and mode slopes, also bending moments are obtained for three-staged launch vehicle. Secondly, aeroelastic behavior of a non-uniform launch vehicle is represented. The dynamic divergence pressure and generalized static margin are considered to figure out the stability criteria of a launch vehicle under aerodynamic forces. For both dynamic and aeroelastic analysis, two realistic launch vehicles that given in NASA research at early space flight investigations are used for numerical results. In this context, numerical results indicate that second launch vehicle is in stable region when considering two stability criteria.Secondly, the theory of the thin-walled composite beam model is dealt with comprehensively to establish our rocket model. This model is used for two cases according to the rocket properties and loading conditions. First dynamic stability analysis of a flexible spinning launch vehicle subjected to thrust is modeled by using thin-walled composite beams. Second, a flexible spinning launch vehicle carrying a concentrated mass and subjected to thrust is modeled as a thin-walled composite beams to overcome the dynamic stability analysis.Within this context, the results of the dynamic stability analysis of a flexible spinning launch vehicle subjected to thrust modeled as a thin-walled composite beam with circular cross-section is presented. Due to the presence of gyroscopic forces, we mainly aimed to find divergence and/or flutter instabilities and establish the stability boundaries of the spinning beam. For this purpose, we implemented a Circumferentially Uniform Stiffness lay-up configuration (CUS) to exhibit the coupled motion of bending-bending-shear. The solution of the eigenvalue problem is handled by the extended Galerkin method (EGM) and we computed the results addressing the effects of various parameters such as spin speed, axial load, ply-angle, aspect ratio and transverse shear on the dynamic stability of the beam.Insights revealed by this study contribute to the design of advanced aerospace structures modeled as thin-walled composite beams reflecting the potential influence of transverse shear and aspect ratio on dynamic stability characteristics. A notable contribution is that we show that divergence/flutter instabilities can be delayed or even avoided using the directionality property of composite materials. In the presence of axial load and for nonzero spin speeds, the stability regions of both flutter and divergence instabilities expand with the increase of ply-angle. The impact of aspect ratio on the critical axial loads and the critical spin speeds are investigated and found that both critical loads and spin speeds tend to decrease as the aspect ratio increases. Also, the transverse shear has been found to have a profound effect on divergence and flutter instabilities and has to be addressed carefully in order to accurately determine the dynamical instabilities of the beams.Furthermore, the dynamic stability analysis of a flexible spinning launch vehicle with a concentrated mass subjected to thrust force modeled as a thin-walled composite beam with circular cross-section is presented. Considering thrust and gyroscopic forces, we first seek divergence and/or flutter instabilities and set up the stability boundaries of the spinning beam. Again, CUS configuration lay-up is constituted for displaying the coupled motion of bending-bending-shear. The extended Galerkin method is used for the solution of the eigenvalue problem.The effects of various parameters such as spin speed, axial load, and ply-angle on the dynamic stability of the beam are investigated in a comprehensive manner. Otherwise, according to the value and the location of the concentrated mass, dynamic stability boundaries are discussed for spinning beam. Bearing this situation in mind, numerical results of dynamic stability analysis for different mass values and different mass locations along the beam are demonstrated for all configurations. Natural frequencies of the beam decrease while the value of the concentrated mass increases. Similarly, asthe location of the concentrated mass moves from root to tip, natural frequencies of the beam decrease. Divergence instability of the beam is depend the axial force and spin rate, not change with or without the concentrated mass. As the value of mass becomes smaller, the critical flutter load Pflutter decreases. In addition, as the location of mass alters, the critical flutter load Pf lutter decreases. 136

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Havacılık Elektrik ve Elektroniği Anabilim Dalı, Kayıt no: 433744, Bu çalışmada uydu ve uzay kavramı hakkında genel bir bilgi verilmiş olup, uzay çalışmalarının kısa tarihçesi ve Türkiye'de uzay çalışmalarının tarihi konuları kısaca sunulmuştur. Tarih bilgisinin ardından uzayda görev yapan insan yapımı uyduları incelemek üzere uydu tanımı, yörünge kavramı ve yörünge tipleri üzerinde durulararak, yörüngelerin kullanıldıkları görev alanları, önbilgi olarak belirtilmiştir. Uyduların görev yaptıkları alanlar, haberleşme, gözlem, seyrüsefer, meteoroloji, bilimsel ve arama kurtarma amaçlı uydular ana başlıkları altında toplanmıştır. Her anabaşlığın altında, bu görev alanına ait görevleri icra eden uydular ve teknolojileri hakkında bilgiler sunulmuştur. Bu örnekler eski ve yeni tip teknolojileri de içerecek şekilde alt sistemleri ile birlikte verilmeye çalışılmıştır. Uzay, uydular ve teknolojilerini oluşturan bölümlerin ardından ülkemizde uzay alanında çalışmalar yapan veya yapmaya çalışan kurumlar ve ülkemiz açısından önemli Bilsat, Rasat, Göktürk ve Türksat gibi projeler hakkında genel bilgiler sunulmuştur. Bu tezde ayrıca, Türkiye'nin bundan sonraki süreçte uzay çalışmaları bağlamında yapması gerekenler sıralanarak Ülkemiz için çıkarımlarda bulunulmuştur. Bununla birlikte, PBN yaklaşmaların havacılık sistemi içerisinde varlığının artırılmasının yanı sıra Ülkemizdeki havaalanlarında yaygınlaştırılmasına vurgu yapılarak tekniğinden ve sağlayacağı faydalardan bahsedilmiştir.

YÖK Tez ID: 459267 Uçak motoru ve diğer turbomakinalarda sızdırmazlık elemanı olarak yaygın kullanılan labirent keçeler, özellikle manevra ve devreye giriş ve çıkış süreçlerindeki geçici operasyon rejimleri esnasında sürtünme nedeniyle aşınır ve kalıcı diş hasarıyla karşılaşır. Aşınmış diş, sızdırmazlık performansının öngörülemeyen şekilde düşmesine neden olur. Motordaki geçici operasyon rejimine bağlı olarak rotor ve stator arasındaki açıklık öngörülen labirent keçe açıklığından fazla kapandığında, labirent keçe dişlerinin yerleştirildiği rotor/stator karşısındaki stator/rotor sürtünme sonucu aşınır. Bu aşınma ile düzgün köşeli labirent diş ucu geometrisinin genellikle mantar veya yuvarlatılmış şekilde bir diş ucu geometrisine dönüştüğü motor bakımlarında gözlenmiştir. Bu diş ucu aşınmaları ile sızdırmazlık performansı ve dolayısıyla motor performansı ve verimi, motor tasarımında öngörülemeyen bir şekilde kalıcı olarak düşer. Kaçak debideki %1 artışın sivil havacılıkta kullanılan motorların özgül yakıt sarfiyatında %0,1 artışa ve itme kuvvetinde %0,8 azalışa, askeri alanda kullanılan motorların özgül yakıt sarfiyatında %0,3 artışa ve itme kuvvetinde %1 azalışa neden olduğu konusunda literatürde bilgiler bulunmaktadır. Öngörülemeyen performans kaybına neden olan mantar diş ve yuvarlatılmış diş aşınmaları ile ilgili literatürdeki bilgiler oldukça sınırlıdır. Bu tez kapsamında; genellikle uçak motorlarındaki labirent keçe uygulamalarında karşılaşılan mantar diş ve yuvarlatılmış diş olmak üzere iki aşınma geometrisinin sızdırmazlık performansı üzerindeki etkileri HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) analizi ile incelenmiştir. Ayrıca sızdırmazlık elemanlarının test düzeneklerinde testleri gerçekleştirilerek HAD analiz modeli doğrulanmıştır. Tezin amacı labirent keçelerde aşınmış diş geometrilerinin kaçak debiye etkilerinin belirlenmesidir. Bu amaçla aşağıda listelenen 3 farklı diş geometrisi incelenmiştir: Düz Diş, Mantar Diş, Yuvarlatılmış Diş. İlk olarak; aşınmamış düz diş analizleri gerçekleştirilmiştir ve labirent keçe kaçak debileri hesaplanmıştır. Bu amaçla, dört farklı parametrenin (açıklık, basınç oranı, diş sayısı ve rotor dönüş hızı) kaçak debi üzerindeki etkisi belirlenmiştir. İncelenen parametreler ve değişim aralıkları; açıklık (cr=0,254-2,032mm), basınç oranı (Rp=1,5-3,5), diş sayısı (nt=1-12) ve rotor dönüş hızı (n=0-80 krpm) şeklindedir. Mantar diş analizlerinde beş adet etkin parametre; mantar yarıçapı (R=0-0,508mm), açıklık (cr=0,254-2,032mm), basınç oranı (Rp=1,5-3,5), diş sayısı (nt=1-12) ve rotor dönüş hızı (n=0-80 krpm) uygulamada karşılaşılan aralıklarda değiştirilerek, labirent keçenin kaçak debisi hesaplanmıştır. Yuvarlatılmış diş analizleri için ise altı adet etkin parametre; oyuk derinliği-genişliği (0,000-0,000mm; 0,600-0,508mm), açıklık (cr=(-0,254)-0,254mm), basınç oranı (Rp=1,5-3,5), diş sayısı (nt=1-12) ve rotor dönüş hızı (n=0-80 krpm) uygulamada gözlenen aralıklarda değiştirilerek kaçak debi hesaplanmıştır. HAD analizleri, 2-Boyutlu eksenel simetrik koordinatlar kullanılarak sıkıştırılabilir türbülanslı akış için gerçekleştirilmiştir. HAD analizleri, literatürde deneysel sonuçları yayınlanmış bazı uygulamalar ile karşılaştırılarak doğrulanmıştır. Ayrıca, HAD analizlerinden elde edilen kaçak debiler literatürde ve uygulamada yaygın kullanılan labirent keçe korelasyonları ile ve deneysel sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Düz diş uygulamalarında; kaçak debinin açıklık, basınç oranı, diş sayısı ve rotor dönüş hızının fonksiyonu olarak değişimi belirlenmiştir. Tüm diş sayıları için, artan açıklık ve basınç oranı kaçak debiyi artırmaktadır. Artan diş sayısı belli bir değere kadar etkin şekilde kaçak debiyi düşürmektedir. Düşük devir sayılarında kaçak debi ihmal edilecek seviyede azalmaktadır. Mantar diş aşınmasının oluşması durumlarında, aşınmadan kaynaklı açıklık artışı göz ardı edildiğinde dahi, mantar dişin düz dişe göre daha yuvarlak geometrik formundan dolayı kaçak debi de artış görülmüştür. Bu kaçak debi artışı; mantar diş etrafındaki akışta, daha düşük vena-contracta etkisinin yanı sıra akış ayrılması ve akış çalkantılarının da daha düşük seviyelerde olmasından kaynaklanmaktadır. Aşınmadan kaynaklı açıklık artışı dâhil edildiğinde ise kaçak debideki artış daha etkin olmaktadır. Mantar diş geometrisi için, diş sayısı ve rotor dönüş hızının da kaçak debi üzerindeki etkileri belirlenmiştir. Yuvarlatılmış diş aşınmalarında, yüksekten düşüğe doğru kaçak debi sıralaması, sığ-geniş oyuklu, derin-geniş oyuklu, derin-dar oyuklu, sığ-dar oyuklu, oyuksuz yuvarlatılmış ve düz diş şeklindedir. Belirtilen iki aşınma çeşidi için yüksekten düşüğe doğru kaçak debi sıralaması, mantar dişli labirent keçe, oyuksuz yuvarlatılmış dişli labirent keçe ve düz dişli labirent keçe şeklindedir. Mantar diş (açıklık artışı olmadan) kaçak debisi düz dişe göre; cr=0,127 mm, cr=0.254 mm ve cr=0,508 mm açıklıklar için sırasıyla %15,9, %22,1 ve %19,6 daha fazla gerçekleşmiştir. Bu oranlar mantar diş aşınması gerçekleşirken aşınma sonucu dişin eriyerek açıklığın artması durumunda daha da artacaktır. Yuvarlatılmış diş (oyuksuz) kaçak debisi düz dişe göre; cr=0,127 mm, cr=0.254 mm ve cr=0,508 mm açıklık için sırasıyla %15,9, %10,1 ve %7,3 daha fazla gerçekleşmiştir. Bu oranlar yuvarlatılmış diş aşınması gerçekleşirken karşı yüzeyde oyuk oluşması durumunda daha da artacaktır. Conventional labyrinth seal applications in jet engines other turbomachinery encounter a permanent teeth tip damage and wear during transitional operations of manoeuvring, start-up and shut-down. Worn tooth causes unpredictable seal leakage performance degradation. Depending on engine transitional operations, when the clearance between the rotor and the stator closes more than the design value, labyrinth teeth located on the rotor/stator wear against the stator/rotor. During engine maintenance, this teeth wear is observed mostly in the form of the labyrinth teeth becoming a mushroom shape or a rounded shape. As a result of this tooth tip wear, leakage performance permanently decreases, which causes unpredicted drop in the engine's overall performance and efficiency. There is information in the literature that the leakage increase of 1% leads to a 0.1% increase in the specific fuel consumption and a 0.8% decrease in the propulsive power of the civilian aviation engines. It also leads to a 0.3% increase in the specific fuel consumption and a 1% decrease in propulsive power of the military field engines. However, very limited information about leakage performance degradation caused by mushroom and rounded wear are available in open literature. Within the scope of this thesis; the effects on the sealing performance of the two wear geometry in the form of namely mushroom and round shaped labyrinth teeth encountered in labyrinth seal applications on aircraft engines were investigated by CFD (Computational Fluid Dynamics) analysis. In addition, the CFD analysis model has been verified by performing tests on the test fixtures of the sealing elements. The thesis aim is to determine the effects of worn tooth geometries on leakage. For this purpose, the following three tooth geometries are examined: Straight Tooth, Mushroom Tooth, Round Tooth. Firstly; the analysis was performed for unworn straight tooth and labyrinth seal leakages were calculated. For this purpose, the effect of four different parameters (clearance, pressure ratio, number of teeth and rotor rotational speed) on leakage flow was determined. Parameters and their intervals are of clearance (cr=0.254-2.032mm), pressure ratio (Rp=1.5-3.5), number of teeth (nt=1-12) and rotor rotational speed (n=0-80 krpm). In mushroom tooth analyses; the leakage of the labyrinth was calculated by changing five effective parameters of mushroom radius (R=0-0.508mm), clearance (cr=0.254-2.032mm), pressure ratio (Rp=1.5-3.5), number of teeth (nt=1-12) and rotor speed (n=0-80 krpm in the range of application. For rounded tooth analysis, six effective parameters were considered. These are; groove depth-width (0.000-0.000mm; 0.600-0.508mm), clearance (cr= (-0.254)-0.254mm), pressure ratio (Rp=1.5-3.5), number of teeth (nt=1-12) and rotor speed (n=0-40 krpm). These parameters were changed at the intervals observed in the application and the leakage flow rate was calculated. CFD analyses were carried out by employing compressible turbulent flow in 2-D axi-symmetrical coordinate system. CFD analyses have been verified by comparing experimental results published in the literature. In addition, CFD leakages were also compared with well-known labyrinth seal semi-empirical correlations in literature and with the test results as well. In straight tooth applications; the leakage as a function of the clearance, the pressure ratio, the number of teeth and the rotor speed was determined. For all tooth numbers, the increased clearance and pressure ratio increases the leakage. The increased number of teeth effectively reduces the leakage up to certain level. At low speeds, the leakage flow is reduced at negligible level. In mushroom tooth wear cases, even when the clearance increase due to wear is ignored, the leakage flow is increased due to the rounded geometric form of the mushroom tooth compared to the straight tooth. This leakage increase is caused by less flow separation and flow disturbance and the vena contracta effect for flow over the smoothly shaped mushroom tooth tip compared to the sharp-edged tooth tip. When the clearance increase due to wear is included, the leakage increase becomes more effective. For mushroom tooth geometry, the effects of number of teeth and rotor speed on the leakage have also been determined. It was found that the leakage varied with rounded labyrinth teeth, in order from highest to lowest leakage, as shallow-wide groove, deep-wide groove, deep-narrow groove, shallow-narrow groove, non-groove rounded teeth and straight-through labyrinth teeth. For the two specified wear types, leakage order from highest to lowest is mushroom shaped labyrinth teeth, non-groove round shaped labyrinth teeth, and straight labyrinth teeth. Mushroom tooth (without clearance increase) leaks more than straight tooth; 15.9%, 22.1% and 19.6% more for cr=0.127 mm, cr=0.254 mm and cr=0.508 mm, respectively. These percentages will be further increased in case of clearance increase due to tooth wear. Round tooth (without groove) leakage is also more than the straight tooth which is 15.9%, 10.1% and 7.3% more cr=0.127 mm, cr=0.254 mm and cr=0.508 mm, respectively. These percentages will be further increased in case of groove formation during round tooth wear.

Bu yüksek lisans tezinde, Üniversitemizin 1906 HAF.1906.14.001 numaralı, `İki Kişilik Sportif Uçak Tasarımı ve Prototip Üretimi` projesi kapsamında, tasarım ve üretim çalışmaları yürütülen, DOĞAN genel havacılık uçağına ait, kavramsal tasarım, performans analizi ve aerodinamik tasarım çalışmaları gerçekleştirilmiş, endüstriyel tasarım ve üretim çalışmaları özetlenmiştir. Uluslararası düzeyde rekabetçi, yenilikçi ve sürdürülebilir üretime sahip bir uçak olması hedeflenen DOĞAN'ın, kavramsal tasarım çalışmalarında, sektörün mevcut durumu ve gelişim çizgileri incelenmiş, genel havacılık uçaklarının tasarım kıstaslar tartışılmış ve DOĞAN'ın performans hedefleri belirlenmiştir. Azami kalkış, paralı yük ve yakıt kütlesi belirlenen DOĞAN'ın, performans analizi çalışmaları kapsamında, tasarım hedeflerini karşılayacak kanat alanı ve motor gücü belirlenmiştir. Aerodinamik tasarım çalışmaları kapsamında kanat ve kuyruk geometrileri, kanat ve kuyruğun birbirlerine ve gövdeye göre konumları belirlenmiş ve aerodinamik analizler gerçekleştirilmiştir. Endüstriyel tasarım sürecinde, otomotiv sektöründe deneyimli tasarımcılar ile birlikte, yenilikçilik, konfor ve ergonomik beklentileri karşılamak üzere eskiz ve bilgisayar destekli modelleme çalışmaları gerçekleştirilmiştir. Sürdürülebilirliğin temel kıstas kabul edildiği DOĞAN projesinde, modern kompozit malzemeler ile sürdürülen üretim çalışmaları, üniversitemiz bünyesinde bulunan Havacılık ve Uzay Teknolojileri Uygulama ve Araştırma Merkezi (UZAYTEM) Kompozit Atölyesinde gerçekleştirilmektedir. Ülkemiz için bir ilk olan DOĞAN projesinde, etkin üniversite sanayi işbirliklerinin kurulması için azami çaba gösterilmiştir. Projenin devam çalışmalarında DOĞAN'ın sertifikasyonu ve seri üretimi hedeflenmekte olduğu için, tüm tasarım ve üretim çalışmaları Sivil Havacılık Genel Müdürlüğü (SHGM) ile uyumlu biçimde yürütülmektedir. Ondokuz Mayıs Üniversitesi için önemli bir çalışma olan bu projenin, ülkemizde uçak tasarımı, üretimi ve sertifikasyonu çalışmalarına katkı sağlayacağını düşünmekteyiz. In this master's thesis, conceptual design, performance analysis and aerodynamic design studies are achieved, industrial design and production studies have been summarized of DOĞAN general aviation aircraft project which is design and production studies were carried out within the scope of the 1906 HAF.1906.14.001 numbered project of our university. In conceptual design studies of DOĞAN, which is aimed to be an internationally competitive, modern and sustainable production aircraft, examined the sportive aircraft sector, discussed the design criteria of general aviation aircraft and determined the performance targets. Within the scope of performance analysis studies of DOĞAN, where maximum take off and useful load masses are determined, the wing area and engine power to meet the design targets have been determined. In aerodynamic design studies, wing and tail geometry, wing and tail position with respect to each other and body were determined and aerodynamic analyses were carried out. In the industrial design process, together with experienced designers in the automotive sector, work was undertaken and sketches and computer aided modeling studies were carried out to meet innovation, comfort and ergonomic goals. Production studies carried out with modern composite materials at the DOĞAN project, where sustainability is accepted as a basic criterion, are realized at the Composite Workshop of Aerospace Technologies Application and Research Centre (UZAYTEM) in our university. At the DOĞAN project, which is a first for our country, the maximum effort has been made to establish effective university industry collaborations. All design and production activities are carried out in compliance with the Turkish Directorate General of Civil Aviation (DGCA), as DOĞAN certification and serial production are targeted in the on going work of the project. We believe that this project, which is an important work for Ondokuz Mayıs University, will contribute to the study of aircraft design, production and certification in our country. 118

Bu çalışma kapsamında çeşitli yükler (aerodinamik, merkezkaç, yerçekimi, vb.) altında çalışan rüzgar türbini kanadının davranışı incelenmiştir. Aerodinamik ve yapısal disiplinlerin etkileşimi göz önüne alınarak, kanat tasarımı sırasında ön tasarımdan performans hesabına kadar olan aşamalarda kullanılabilecek metodoloji geliştirilmiştir ve örnek bir kanat üzerinde parametrik çalışmalar yapılmıştır. Pala Eleman Teorisi ve Klasik Laminasyon Teorisi tez çalışması sırasında faydalanılan temel teorilerdir. Her iki yöntemin ve aralarındaki etkileşimin gerçekleştirilmesi için MATLAB ortamında yazılımlar geliştirilmiştir. Geliştirilen yazılımların çıktıları NREL tarafından gerçekleştirilen çalışmalarla karşılaştırılmış ve sonuçların birbirine yakın olduğu görülmüştür.Bu tez çalışması sonucunda istenilen özelliklerde bir kanat tasarımının gerçekleştirilmesi için kanadın yapısal ve aerodinamik davranışının ve aralarındaki ilişkinin anlaşılması için gerekli disiplinler arası çalışmalar gerçekleştirilmiştir. Tezin yukarıda bahsedilen söz konusu farklı disiplinleri kullanarak ve aralarındaki ilişkiyi inceleyerek yüksek performanslı kanat tasarımı için tasarımcılara ve araştırmacılara bir yol gösterici olması hedeflenmiştir. Ön tasarım aşamasında malzeme seçimi, serim açısı, profil seçimi ve boyutlandırma gibi parametrik çalışmaları, bu parametrelerin performans üzerine etkilerinin hesabını hızlıca gerçekleştirebilecek bir altyapı sunulmaktadır. Aerodinamik ve yapısal etkileşimin hesaplanması tezin kritik noktalarından birine işaret etmektedir.Rüzgar türbininin enerji üretimi rotor ve rüzgar arasındaki etkileşime bağlıdır. Rüzgar hızı, bir ortalama hız ve bunun etrafında salınım yapan, türbülans içeren hız değişikliklerinin bir kombinasyonu olarak kabul edilebilir. Görülmüştür ki rüzgar türbini performansının ana parametreleri (ortalama güç üretimi ve ortalama yükler) ortalama hız nedeniyle oluşan aerodinamik kuvvetler tarafından belirlenmektedir. Rüzgar kayması, yan rüzgarlar, rotor dönüşü nedeniyle oluşan periyodik aerodinamik kuvvetler, türbülans ve dinamik etkiler yüzünden ortaya çıkan rastgele salınım gösteren kuvvetler yorulma yüklerinin kaynağını oluşturmaktadır ve rüzgar türbinin maruz kalabileceği en yüksek yüksek yük değerinin belirlenmesi için kullanılır. Önem taşıyan bu faktörlerin anlaşılması için kararlı durumdaki rüzgar türbini aerodinamiğinin anlaşılması gereklidir.Aerodinamik ile ilgili çalışmaların yer aldığı bölümde öncelikle ideal bir rüzgar türbininin analizine yer verilmiştir. Rotorun genel davranışı, etrafındaki akış ve önemli kavramlar hakkında bilgi verilmiştir. Analizler rüzgar türbinleri için teorik performans limitlerinin hesaplanması için de kullanılmıştır. Genel aerodinamik kavramlar ve kesitlerin (airfoil) çalışma ilkeleri anlatılmıştır.Rüzgar türbinin klasik aerodinamik analizi ilk olarak Betz ve Glauert tarafından 1930'lu yıllarda gerçekleştirilmiştir. Daha sonra teori bilgisayarlarda uygulanabilecek şekilde genişletilmiştir. Tüm bu metotlarda, momentum teorisi ve pala eleman teorisi birleştirilerek rotorun dairesel bir bölümünün performans karakteristiklerinin hesaplanmasını sağlayan bir bant teorisine dönüştürülmüştür. Rotorun tamamının performansı ise tüm dairesel bölümler için elde edilen değerler toplanarak (entegre edilerek) bulunur.Öncelikle momentum teorisi ve pala eleman teorisi açıklanmış ve ideal çalışma şartlarında optimum bir kanat tasarımı için kullanılmıştır. Günümüzde kullanılan rüzgar türbini kanatlarının ana hatlarını belirleyen kavramlar gösterilmiştir. Daha sonra iki yaklaşımın bir kombinasyonu olan bant teorisi veya diğer bir adıyla pala elemanı momentum (PEM) teorisi, bir rüzgar türbini rotorunun aerodinamik tasarımı ve performans analizine yönelik bir prosedür yaratmak için kullanılmıştır. Ayrıca, aerodinamik kayıplar ve gerçekci bir akış alanı göz önüne alınarak optimum kanat tasarımı için bir başlangıç noktasına varılmıştır.Tasarımcı, operasyon sırasında meydana çıkan aerodinamik, yerçekimi, atalet ve kontrol kaynaklı kuvvetler nedeniyle oluşan yapısal deformasyon kaynaklı indüklenmiş burulma açısını kanat tasarımı sırasında dikkate almalıdır. Bu nedenle, hedeflenmiş çalışma koşullarında en iyi performansı gösterecek şekilde kanatların tasarlanması için kompozit rüzgar türbini kanatlarının yapısal davranışının iyi anlaşılması gereklidir. Böyle bir analiz kompozit mekaniği ve aerodinamik arasında bir etkileşim kurulmasını gerektirmektedir. Bu konuda ilk akla gelen üç boyutlu çözümler olan sonlu elemanlar ve hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile etkileşimin sağlanması bir opsiyondur ancak zaman alıcıdır ve ön tasarım aşamasında hızlı çalışmaların yapılabilmesi için yeteri kadar esnek değildir. Alternatif yöntem hem aerodinamik hem de yapısal tarafta indirgenmiş modeller kullanarak tasarımcıya sistematik bir yaklaşım ve kanat davranışı hakkında bilgi sağlamaktır. Daha önce bahsedilen bölümde aerodinamik ile ilgili kısım Pala Eleman Momentum Teorisi'ne dayandırılarak gerçekleştirilmiştir. Sonraki bölümde ise yapısal kısma odaklanılmıştır, Klasik Laminasyon (KLT) ve İnce Cidarlı Yapılar teorisi kullanılarak uygulamaya yönelik ve hızlı yöntem bir geliştirilmiştir. Bu yöntem ön tasarım aşamasında parametrik çalışmalar yapmaya, malzeme ve laminasyon parametrelerini seçmeye yarayan bir aracın temelini oluşturmaktadır.Türbin kanatları kiriş gibi modellemeye uygun uzun ve narin yapılardır, bu nedenle kesit burulma ve eğilme katılığı gibi yapısal özelliklerini hesaplayacak şekilde bir modelleme gerçekleştirmek iyi bir yaklaşımdır. Bu yaklaşım için iki ana teori kullanılmaktadır. Birincisi kompozit yapının ana karateristiklerini hesaplamak için gerekli olan Klasik Laminasyon Teorisidir, ikincisi ise KLT ile profil geometrisi arasındaki ilişkiyi Kuran İnce Cidarlı Yapılar teorisidir.Tezin ilgili bölümünde yukarıda bahsedilen teorilerin detayları verilmiş ve NACA profili tabanlı kompozit kanat geometrilerinin mekanik özellikleri hesaplanmıştır.Tezin Aerodinamik ve Yapısal Etkileşimin Kurulması adlı bölümünde aerodinamik ve yapısal etkileşimin kurulması için gerekli teorik altyapı her iki disiplin için de oluşturulmuştur. Bu bölümde aerodinamik yüklerin kanattaki deformasyon sonucunda değişimi, yükler ve deformasyonun birbiri ile bağıntısı iteratif bir etkileşim kullanılarak ifade edilmiştir. Bunun için öncelikle aerodinamik yükler ve bu yükler kaynaklı deformasyon hesaplanmış, devamında ise bu deformasyon yeni aerodinamik yükler hesaplamak için kullanılmıştır. Bu yaklaşım biribirini takip eden iki iterasyonarasında kabul edilebilir bir hata seviyesine ulaşılana kadar devam etmiş ve final yük ve deformasyon durumuna ulaşılmıştır.Tez kapsamında yapılan çalışmaların uygulanması için farklı çalışma koşulları dikkate alınarak 12 m boyunda örnek bir kanat için parametrik hesaplamalar yapılmıştır. Bu hesaplamalar sonucunda kanadın rijit veya elastik kabul edilmesinin enerji üretim performansına etkileri ortaya konmuştur. Elastik kanat için önemli yapısal parametreler geliştirilen yazılım yardımıyla hesaplanmıştır. Örnek kanat üzerinde yapılan çalışmalar sonucunda temel olarak aşağıdaki farklar gözlenmiştir.• Kanat uç istasyonlarında oluşan yüklerdeki farklılık %2,5 seviyesindedir.• Türbin güç eğrisindeki farklılık rüzgar hızının artışı ile doğru orantılı olarak %0,1 - %12 arasında değişmektedir. Beklendiği üzere yüksek hızlar daha fazla deformasyona neden olmakta ve performans düşmektedir.• Türkiye'nin üç farklı ilindeki rüzgar ölçüm verileri kullanılarak yapılan çalışmada rijit ve elastik kanat kabulü arasında %1,3-%1,5 arasında değişen enerji üretim farklılıkları hesaplanmıştır.Geliştirilen yöntemler ile eğilme-burulma etkileşiminin performans üzerine olumlu yönde katkı sağlaması ihtimali de incelenmiştir. Amaç kanadın aerodinamik performansını en yüksek seviyeye çıkaracak optimum burulma açısının, etkileşim yardımıyla ortaya çıkarılması, serim açısı, veter uzunluğu ve et kalınlığı gibi parametrelerin optimum değerlerinin bu doğrultuda tespit edilmesidir. Tezin son bölümünde örnek kanat üzerinde bu doğrultuda bir çalışma yapılmıştır. Etkileri küçük olmakla beraber, eğilme-burulma etkileşimi sayesinde performansın artırılması potansiyel bir çalışma alanıdır. In this study, the behavior of the wind turbine blade working under various loads (aerodynamic, centrifugal, gravitational etc.) have been investigated. Considering the interaction between the aerodynamic and structural disciplines a methodology was developed to be used during blade design stages starting from the preliminary design to the performance calculations, and parametric studies have been conducted on a sample blade. Blade Element Theory and Classic Lamination Theory are the principal theories that were utilized during the study. To conduct these methods and the interaction between them software has been developed in MATLAB environment. The outputs of the developed software have been compared with the studies performed by NREL and it was seen that the results were close to each other.The thesis was concluded by carrying out the necessary inter-disciplinary studies, to understand the structural and aerodynamic behavior of the blade and the interaction between them, required for the design of a blade with the desired properties. The thesis was aimed to be a guide for the designers and researchers in the design of a high-performance blade by using the disciplines mentioned and investigating the relation between them. During the preliminary design stage a base structure is presented that includes the parametric studies such as material selection, layup angle, profile selection and dimensioning and the calculation of the effect of these parameters on performance swiftly. The evaluation of the aerodynamic – structural interaction is one of the critical points of the thesis.The energy production of the wind turbine is dependent on the interaction between the rotor and the wind. The wind speed can be assumed as the combination of an average speed and speed deviations that oscillate around the average speed, including turbulence. It was seen that the main parameters of the wind turbine performance (average power production and average loads) are determined by aerodynamic forces created by average speed. Wind shear, side wind, periodic aerodynamic forces due to the rotation of the rotor, turbulence and forces that show random oscillation due to dynamic effects are the source of fatigue loads and used for determining the highest load value that a wind turbine could be subjected to.In the chapter about the aerodynamic studies, primarily the analysis of an ideal wind turbine is featured. The general behavior of the rotor, the surrounding flow and important concepts are covered. Analyses are used for the calculation of theoretical performance limits of wind turbines. General aerodynamic concepts and the working principles of profiles (airfoil) are expressed.The first classical aerodynamic analysis of the wind turbine was performed by Betz and Glauert in the 1930s. The theory was later expanded so that it could be used incomputers. In all these methods, the momentum theory and blade element theory were combined and transformed into a band theory that enabled the calculation of performance characteristics of a circular section of rotor. The performance of the whole is calculated by integrating all values found for the circular sections.Primarily, the momentum theory and the blade element theory are expressed and used for the design of an optimum blade design under ideal operational conditions. Concepts that determine the outline of the modern wind turbine blades. Then, the combination of the two methods, band theory, or in other words blade element momentum theory was used to create a procedure for the aerodynamic design of a wind turbine rotor and its performance analysis. Moreover, taking into account the aerodynamic losses and considering a realistic flow space, a starting point for an optimum blade design has been reached.During the blade design, the designer should take into account the inducted torsion angle resulting from structural deformation due to the aerodynamic, gravitational, inertia and control-based forces that occurs during the operation. Thus, in order to design the blades that would show the best performance in targeted operational conditions, the structural behavior of the composite wind turbine blades should be well understood. This type of analysis requires establishing an interaction between composite mechanics and aerodynamics. The first option that comes to mind here is establishing this interaction by finite elements and computational fluid dynamics which are 3D solutions, but these methods are time consuming are not flexible enough for quick studies during the preliminary design stage. The alternative is providing the designer a systematic approach and information about blade behavior by using reduced models both on the aerodynamic and structural side. In the aforementioned chapter the aerodynamic side was studied by blade element momentum theory. In the latter chapter the structural side was focused on, and applicable and quick method was developed by using Classical Lamination and Thin Walled Structures theories. This method forms a basis of a tool that enables parametric studies, selection of material and lamination parameters during the preliminary design stage.Turbine blades are long and slender structures that are suitable for modelling like beams, thus it is a good approach to perform a modelling that calculates structural properties like profile torsion and bending stiffness. Two theories are used for this approach. The first one is the Classical Lamination Theory (CLT) required to calculate the main characteristics of the composite structure, and the second one is Thin Walled Structures Theory which establishes the relation between the CLT and the profile geometry.In the relevant chapter of the thesis the theories above are given in detail and the mechanical properties of composite blade geometries based on NACA profiles are calculated.In the thesis chapter named The Establishment of the Aerodynamic – Structural Interaction the required theoretical basis is created for the aerodynamic-structural interaction for both disciplines. In this section, the change in aerodynamic loads due to the deformation in the blade and the relation between the loads and deformation are expressed by using an iterative interaction. This is achieved by firstly calculating the aerodynamic loads and the deformation due to these loads, and then this deformation was used to calculate new aerodynamic loads. This approach was continued until reaching an acceptable error level between two consecutive iterations, and thus a final load and deformation state was reached.In order to apply the studies conducted in this thesis parametric calculations were done for a sample 12 m blade considering different operational conditions. In the light of the result of these calculations, the effect of assuming the blade as rigid or elastic on the energy production performance was presented. Important structural parameters for the elastic blade was calculated with the help of the developed software. Differences below were principally observed after the studies made on the sample blade.• Difference between loads occurring at blade tip stations are about 2,5%• The difference in the power curve of the turbine is changing between 0,1% – 12%, proportional to the increase in wind speed. As expected, higher speeds results in more deformation and the performance decreases.• In a study using wind measurement data for three different provinces of Turkey, energy production differences between 1,3% - 1,5% were observed between the assumptions of rigid and elastic blades.• The possibility of the bending-torsion interaction having a positive effect on the performance was also investigated with the developed methods. The aim is finding the optimum torsion angle that would increase the aerodynamic performance of blade to the highest level with the help of interaction and determining parameters like the layup angle, chord length and the wall thickness in this direction. In the last part of the thesis a study was made on the sample blade in this context. Although it has small effects, increasing the performance with the bending-torsion effect is potential field of study. 150

Bir ekip eşlemesi (crew pairing); aynı ikamet merkezinde (domicile) başlayan ve biten, birbirini takip eden uçuşların oluşturduğu dizidir. Ekip eşleme planlaması ise havayolu ekip planlama sürecinin en önemli maliyet belirleyici aşamasıdır. Dolayısıyla ekip eşleme optimizasyonu, operasyonel ekip maliyetlerini minimize eden ve ekiplerin verimli kullanımını maksimize eden oldukça önemli bir süreçtir.Ekip eşlemesi üretimi sürecinde gözönünde bulundurulması ve uyulması gereken, resmi yönetmelikler veya şirket prosedürleri kaynaklı birçok kısıtlama ve kural bulunmaktadır. Optimizasyonun temel amacı, bu kural ve kısıtlamaları gözönünde bulundurarak, havayolu tarifesinde bulunan tüm uçuşları kapsayan düşük maliyetli ve sivil havacılık kurallarına uygun ekip eşleme kümeleri üretmektir.Bu araştırma ve geliştirme çalışmasında, ekip eşleme optimizasyonu ile ilgili var olan çalışmalar incelenmiş ve öncelikle ekip eşleme problemini çözmek üzere bir genetik algoritma yaklaşımı geliştirilmiştir. Genetik algoritmalar, yöneylem alanındaki bir çok farklı optimizasyon probleminin çözümünde kullanılan güçlü bir metasezgisel (metaheuristics) tekniktir. Çalışmanın bu aşamasında, genetik algoritmanın performansını arttırmak üzere yeni operatörler/sezgisel metodlar geliştirilmiş ve küçük ve orta ölçekli filolar için başarılı sonuçlar elde edilmiştir. Fakat büyük ölçekli filolar için, geliştirilen genetik algoritmanın paralelleştirilmiş versiyonu bile matematiksel yöntemlerin ürettiği sonuçlara tercih edilebilir kalitede çözüm üretememiştir. Elde edilen bu bulguları takiben, çalışma, özellikle dinamik kolon türetme teknikleri (dynamic column generation) kullanan matematiksel yaklaşımların üzerinde yoğunlaştırılmıştır. Ve bu bağlamda bilimsel literatüre katkı niteliğinde olan; yeni bir kolon türetme stratejisi, bir ücretlendirme ağı (pricing network) tasarımı ve ekip eşlemesi eliminasyonu için kullanılan bir sezgiseli (heuristics) geliştirilmiştir. Önerilen stratejide, ana problem küme-kapsama (set-covering) problemi, ücretlendirme alt problemi (pricing sub problem) ise en kısa yol (shortest-path) problemi olarak modellenmiş; sezgisel ve kesin (exact) algoritmaların birarada kullanımı ile görev-uçuş yatı bağlantısı çizgesi (duty-flight overnight connection graph) üzerinde verimli bir şekilde çözülmüştür. Önerilen strateji, Türk Hava Yolları'ndan elde edilen gerçek dünya verileri ile test edilmiş ve bu çalışmada sunulan test sonuçlarından da anlaşılacağı üzere Türk Hava Yolları'nda hali hazırda kullanılan sistem ile karşılaştırıldığında yüksek kalitede ve son derece rekabetçi çözümler üretebilme yeteneğine sahip oluduğu görülmüştür. Aynı zamanda önerilen çözüm yaklaşımının, amaç fonksiyonundaki (objective/fitness function) ceza katsayılarına olan hassasiyeti, daha az pas (deadhead) uçuş üretmesi, daha hafif donanımlar ve tek kanallı (single-threaded) bir yazılım ile neredeyse aynı sürelerde sonuç üretebilme gibi avantajları olduğu da görülmektedir. A crew pairing is a sequence of flight legs beginning and ending at the same crew domicile hub. Crew pairing planning is the primary cost-determining phase in airline crew scheduling. Therefore, optimizing crew pairings of an airline timetable is an extremely important process which helps to minimize operational crew costs and to maximize crew utilization.There are various restrictions imposed by regulations or company policies that must be considered and satisfied in crew pairing generation process. Keeping these restrictions and regulations in mind, the main goal of the optimization is the generation of low cost sets of valid crew pairings which cover all flights in airline's timetable. And the ultimate aim of airline crew scheduling is assignment of crew members to flights so as to satisfy all crew need of all flights in airline's timetable. There are some important key performance indicators (KPI) of outputs of crew scheduling processes like total man day, number of overnights, deadhead time, ground time etc. It is always desired to reduce these KPI values as much as possible. By doing this company can increase the crew utilization and basically keep crew on air as much as possible and avoid losing time because of other reasons except flights.There are two main sub processes of strategic crew scheduling. First one is crew pairing generation that constitutes the main topic of this study. In crew pairing generation process, flight sequences that constitute flight duties and then crew pairings are generated so as to cover all flights in airline's timetable. Optimization methods play very important role in crew pairing generation process because of critical cost factors that must be minimized. Crew costs are the second biggest cost after fuel costs for airline companies. This situation makes crew scheduling and especially crew pairing optimization significantly important operation that must be carried out carefully. Even small amount of percentages can cost millions of dollars. The second sub process is crew rostering process. In this phase, crew assignment to all crew pairings generated in previous crew pairing generation phase is done. Crew rostering has less impact on total crew costs compared to crew pairing generation process. It mainly affects workload balance between crew members and aims to increase fairness of the plan for crew members. Some US companies does not carry out rostering process. Instead, crew assignment is done by a seniority based bidding process and then a market style system that provides possibility of trip trading. Eventually the importance of optimum crew scheduling cannot be overstated as all airlines operate in a very complex environment. In addition, with increasing competitiveness in the marketplace, airline companies are in a position to better manage their expenses using effective flight and crew scheduling techniques.In literature, airline crew pairing problem is mostly modeled as set-covering or set-partitioning problems. These models perfectly fit almost all optimization modeling needs that arise in airline crew scheduling. Both of them are combinatorial and are proven to be NP-complete. In literature, airline crew pairing problem is mostly modeled as set-covering or set-partitioning problems. These models perfectly fit almost all optimization modeling needs that arise in airline crew scheduling. Both of them are combinatorial and are proven to be NP-complete. There are two main approaches to solve these kind of problems: Heuristic methods and mathematical (LP based) methods. The most widely used heuristic method in this field is genetic algorithms which is basically a search heuristic that mimics the process of natural selection. There are two main column generation strategies used in GA approaches. The first strategy is offline column generation which is based on generating huge amount of columns (crew pairings) just before optimization phase. Then optimization phase takes place and the best subset of these pre-generated columns is selected. The other strategy is based on generating columns during optimization phase. In this strategy columns are generated from choromosomes (represent solutions in GA context) using special heuristic. Nevertheless metaheuristics can give high quality solutions for only small sized problems.On the mathematical side, different column generation strategies exist as is seen in heuristic approaches. Some earlier studies which rely on mathematical methods implemented partial enumeration for large scale problems. Thus they increased performance by reducing problem size. The second strategy which is called `column generation` or `dynamic column generation` is the most widely used and studied technic in last two decades. It provides a very efficient way to generate only necessary columns to improve objective value further. Column generation method divides whole problem into two parts: Master problem and sub (pricing) problem. In this study master problem is modeled as set-covering problem and the dual variable information (shadow price) of each row (flight leg) is calculated by solving it. The pricing sub problem is modeled as shortest-path problem and new columns (crew pairings) are generated by finding columns with least negative reduced cost using dual information obtained from master problem.Even though set-covering and set-partitioning problems require integer solutions at the end, the core mechanism of column generation relies on LP. Calculation of dual variables and reduced costs etc. require LP solutions. There are a few strategies that are used to obtain integer solutions for such problems. A very largely used approach is based on using some special heuristic which eliminate or select pairings based on their linear variable values and reduced costs. Another approach is based on using branch and bound algorithm to get integer solution at the end of column generation phase. But this implementation fails for large sized problems if there is no special performance increasing heuristic. The most popular strategy for last two decades is the branch and price approach which is based on generating columns on a branch and bound tree. Branch and price is an exact method that guarantees finding global optima but requires employment of special heuristic for performance improvements with a little loss in solution quality. But even with special heuristics, it is a relatively more time consuming technic according to some test results published. It also requires parallel programming tech-nics which are more sophisticated and relatively difficult to implement.For this research study, already existing works related to crew pairing optimization are examined and first a genetic algorithm approach is developed to solve crew pairing problems. Genetic algorithms which is a powerful metaheuristics that is used in wide variety of optimization problems in the area of operations research. During this phase of the study, additional operators/heruristics are developed to improve genetic algorithms's performance and it produced succesful results for small and middle sized fleets. A parallel implementation of the improved genetic algorithm approach was developed to be able to solve large sized instances of crew pairing problem. This parallel implementation was developed based on island parallel genetic algorithm model which is efficient in working both on tcp-ip networks or on a massively parallel high-tech servers. After comprehensive tests and experiments it is seen that for large sized fleets, even a parrallel implementation of the improved genetic algorithm approach has not been able to generate preferable solutions compared to mathematical approachs. After this point of time, the study has been shifted to work on mathematical approachs, especially ones that use dynamic column generation technics and a new column generation strategy, a pricing network design and a pairing elimination heuristics are developed as a contribution to the previous studies. In the proposed strategy, the main problem is modeled and solved as a set-covering problem and the pricing sub problem is modeled as a shortest-path problem which is efficiently solved over a duty-flight overnight connection graph by the combined usage of heuristic and exact algorithms. The proposed strategy has been tested with real world data obtained from Turkish Airlines and it is seen that it is capable of generating very competitive solutions compared to current practices in Turkish Airlines. It is also observed that there are various advantages of the proposed solution approach such as sensitivity to penalty coefficients, generating less deadheads, very close solution times with a single threaded software and light weight hardware. 99

Tez (doktora) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 433682, Geçmişten günümüze gaz türbinli motorların verimini artırmak her zaman hedeflenen bir nokta ve üzerine çalışan bir konu olmuştur. Gaz türbinli motor teorisinden de bilindiği üzere gaz türbini giriş sıcaklığı, motorun veriminde önemli bir rol oynamaktadır. Bu nedenledir ki yanma sonu gazların sıcaklığını artırmaya yönelik çalışmalar gaz türbin soğutma teknolojilerinde de ilerleme sağlanmasını zorunlu kılmaktadır. Bu tez çalışması kapsamında türbin kanatçığı iç soğutma yöntemlerinden olan rib dizili soğutma kanalı ele alınmıştır. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile analiz edilen soğutma kanalı ayrıca deneysel yöntemlerle de incelenmiştir. Kanal içerisindeki akış yapısı parçacık görüntülemeyle hız ölçümü (PIV) yöntemi kullanılarak değerlendirilmiştir. Deneysel çalışmalardan elde edilen sonuçlar, hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizlerinden alınan sonuçlar ile karşılaştırılarak doğrulama gerçekleştirilmiştir. Bu tez çalışmasının bir diğer amacı ise akış yapısını ortaya koyarken riblerden kaynaklı oluşan türbülanslı akış neticesinde oluşan ısı geçişi mekanizmalarını da irdelemektir. RANS türbülans modellerinden k-? yaklaşımı ile edilen sonuçlar deneysel veriler ile tutarlılık göstermektedir. Bu nedenle rib dizili kanallar içerisindeki fiziksel olayların çözümlemesinde k-? türbülans modelinin kullanımı uygun bulunmuştur. Diğer yandan, akış içerisinde hız dağılımının ani değişim gösterdiği veya türbülansın yoğun olduğu akışların parçacık görüntülemeyle hız ölçümü yapılırken alınan verilerin işlenmesi için uyarlanabilir PIV yönteminin daha doğru sonuçlar verdiği belirlenmiştir. Yüksek hızlarda gerçekleşen akışlardaki rib kullanımı için rib adımı tanımı gözen geçirilmelidir. Rib adımı ile rib yüksekliği arasındaki oran artırılmalı ve rib adımı büyütülmelidir. Yüksek hızlarda gerçekleşen akışlarda soğutma yüzeyinde kış bozulmalarının meydana gelmesi için rib engelleme oranı büyük olacak soğutma kanalı tasarımı yapılması önerilmektedir. Bu tez sonucunda elde edilen sonuçların ulusal bilgi birikimine doğrudan ve ülkemizin 2023 hedefleri arasında yer alan yerli ve milli hava aracı ve güç sistemi geliştirme hedeflerine dolaylı olarak katkı sağlayacağı düşünülmektedir.

İniş takımları bir uçak için yerdeyken uçağın desteklenmesi ve taksi yapmasına yardım ederken bunların yanında uçağın kalkış ve inişine izin verir. Bu bakımdan iniş takımları uçakların ana parçalarından biri olarak kabul edilebilir. İniş takımı tasarımı, yapısal, ekonomik, ağırlık optimizasyonu ve uçak pisti gibi bir çok mühendislik alanıyla da ilgilidir. Ek olarak iniş takımları uçak yapısallarıyla, uçakların otomasyon sistemleriyle ve uçak aerodinamikleriyle karmaşık bir yapıdır.Bu tezde başlangıç olarak iniş takımlarının tarihine ve tarihsel süreçteki gelişimlerine kısaca değinilmiştir. Sonrasında iniş takımı tasarlamak için ihtiyaç duyulacak gereksinimlerin belirtildiği ve tasarım sürecinin nasıl işleyeceğine dair bilgilerin verildiği bir giriş bölümü hazırlanmıştır.2-kişilik normal ve akrobasi sınıfı yüksek performans eğitim uçağının tasarımı yapılacak iniş takımları için öncelikli olarak aynı amaçla üretilmiş benzer uçakların literatür araştırması yapılmış ve bu uçakların özellikleri belirlenmiştir. Bu araştırmanın amacı kullanılmakta olan benzer uçaklardaki iniş takımlarının daha sonraki adımlarda seçim yapılması gereken gereksinimlerde seçime yardımcı olmasıdır.Sonraki adımda iniş takımı konfigürasyonları hakkında bilgi verilmiş ve bu konfigürasyonlar içinden 2 kişilik yüksek performans eğitim uçağı için en uygun olanı literatür araştırmasının da yardımıyla belirlenmiştir. Daha sonra iniş takımlarının sabit mi yoksa toplanabilir mi olacağına karar verilmiştir. Toplanabilir iniş takımları için örnek toplanma bölmeleri ve toplanma mekanizmaları örneklendirilmiş ve uygun olanları belirlenmiştir. Böylece bir bakıma 2 kişilik yüksek performans eğitim uçağı için konsept tasarım hazır hale getirilmiştir.Literatür araştırmasına ve uçağın yapısal konfigürasyonlarına göre ana iniş takımlarının konumları belirlenmiş ve yere göre emniyetli yükseklik hakkında bilgi verilmiştir. Sonrasında uçağın ağırlık merkezlerine 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 formüller belirtilmiştir.İniş takımlarının temel bileşenlerinden olan sönümleyiciler hakkında bilgi verilmiş ve uygun olanı seçilmiştir. Sönümleyicilerin boyutlandırması ve sönümleme mesafesi için formüller verilmiştir. Son olarak iniş takımı tekerleklerinin boyut ve basınç formülleri de belirtilerek verilen formüllere bağlı olarak hesaplamaları yapılmıştır. Daha sonra ise iniş takımlarının maruz kalacağı yükleme durumları gösterilerek, bu durumlara göre 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 belirlenmiştir.EASA CS-23 gereksinimleri doğrultusunda iniş takımlarının, uçağın iniş tipine göre maruz kaldığı temel yüklemeler ve bu farklı yükleme senaryoları için mukavemet gereksinimleri tek tek hesaplanarak tablo haline getirilmiştir.Son olarak CATIA V5 paket programıyla hesaplama sonuçlarına göre iniş takımlarının üç boyutlu çizimi yapılmış, 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 analiz edilmiştir. Analiz sonucu değerlendirilerek tasarımın uygunluğu belirtilmiştir. A Landing gear system supports aircrafts during the aircrafts on the ground and allow the taxiing, take-off and landing. Hence, it can be accepted that landing gears are one of the basic parts of aircrafts. Design of landing gear is related with different engineering disciplines such as structures, weights, economics and runway design. Besides, landing gears are complex structures which are intricate with aircraft structures, automation systems and aerodynamics.In this study, the ways of analysis to evaluate best-fit landing gears for an aircraft considered is explicitly conducted. The configurations created are tested in order to obtained optimum landing gears designed. The dynamic equations of the wheelbase and wheel track which described the aircraft can be laterally stabilized on the ground are given. The dimensioning of the shock absorbers which are the basic components of the landing gears and stroke, the dimensions and pressure of landing gear wheels are obtained.Firstly, main landing gear location must be determined in this chapter. In the wing type has been selected for storage bay but the exact position must be known. It can be said that the attachment point must be between main and rear spar, this attachment have to be attached to a strong element and there must be proper volume for retracted landing gear. Hence the main gear will be attached to behind of the trainer aircraft's spar. During selection of this attachment point similar aircrafts are considered and main wheel position must locate between 12° - 18° angles to the normal line of the aircraft's aft center of gravity. This point is also a proper location for take-off rotation ground clearance and ground clearance since it is the nearest point of the trainer aircraft to the ground. After, according to wheelbase calculations nose landing gear can be located easily.The landing gear preliminary design is generally carried-out by responding to requirements of maximum weight, overall dimensions and maximum attainable load factor. The oleo-pneumatic mechanism is conceived with the aim of maximizing the oleo-pneumatic efficiency, since it is critically depending on the maximum vertical load factor and on the strut length, whereas the structure is generally sized by combining the design vertical loads with the maximum expected horizontal loads. In this part, oleo sizing, ground stability, tire sizing, tire pressure, brakes, steering systems, locks, calculation of stroke had been determined detailed way. In the preliminary design, layout design of the nose landing gear and main landing gear determined by designer.In the detailed design phase, component loads are estimated and material selection are done. The horizontal drag component simulating the force required to accelerate the tires and wheels up to the landing speed (spin-up) and the forward acting horizontal load resulting from rapid reduction of the spin-up drag loads (spring-back) must be evaluated. Dynamic analysis and simulation is carried out to fine tune certain design parameters for energy absorption, shimmy suppression and retraction/extension. According to CS 23.473 ground load conditions, maximum take-off weight and design landing weight must be consider for various landing conditions. The selected landing velocity for trainer aeroplane between 13 to 16 fps since trainer aircrafts are exposed over loads during the balked landing. In the EASA Certification, landing gear must be designed for ten different landing scenarios namely; level landing condition, main landing contact, tail-down landing, inboard side loads, outbord side loads, braked roll condition, supplementary nose wheel aft, supplementary nose wheel forward, supplementary nose wheel side, supplementary nose wheel steering. As can be seen from the calculations; even though the maximum loads are acting on main landing gear for main landing contact and tail-down landing scenarios, the most critical case among these landing conditions for main landing gear is inboard side loads because of the superposing loads. Consequently, loads from different directions can occur combined stresses, thereby designers take into consideration this case for calculations and design.In addition, the nose landing gear is exposed maximum loads on a direction during the braked roll condition although the most critical condition is supplementary nose wheel aft scenario since superposing the loads which are acting from different two directions can cause combined stress. All lessons learned and best practices evolved over the years are utilized in the detail design to realize a reliable design.Landing gear components and links are exposed important loads during the touch-down. To model these critical loading cases, critical scenarios are taken from EASA CS-23 subpart C loads sections in order to optimize the design. These external and internal loads are applied the models. Under the effect of these loads the structural behavior of the landing gear components are analyzed. For the analysis the geometric model of the landing gear created by using The CATIA V5. Three-dimensional drawings of the landing gears are also created according to the calculation results.Altair Hyperworks Optistruct software FEA solver is used in order to anaylse the landing gear. The results of the analysis are evaluated and suitability of the design is stated. Furthermore, most critical case results are compared by using linear implicit solver. Altair Hyper-mesh program is successfully conducted for FEM modeling and Altair Hyperworks Optistruct Solver is used in order to analyse the landing gear design. Result of the analysis compared and evaluated for detailed design of the trainer aircraft landing gear. As stated in the section 7 factor of safety taken as 1.5 for analysis, the maximum vonMises stress on the fork of nose landing gear 159 MPa and also 139 MPa on the inner oleo strut. The steel namely AISI 4340 has yield stress value approximately 470 MPa consequently, according to vonMises stress theory nose landing gear is able to endure these loads. Furthermore, another theory is called maximum displacement theory must be consider thereby maximum displacement on the oleo strut exactly 5.88 mm at the end of the nose landing gear oleo strut. The results are conveint for both of the finite element anaylsis for nose landing gear design.Finally, the purpose of this project is the design of a fixed tricycle landing gear for a single-engine, tandem two-seat, all metal airplane adhering to the CS-23 Certification Specifications by which it is intended to be certified. Using the design process defined in the introduction, makes it possible to adequately structure the landing gear design into phases of design. The initial design phase defines the landing gear design requirements. Subsequently the preliminary design phase defines the initial landing gear layout, load conditions, and various other aspects of the landing gear design such as wheel and tire selection. The necessary load conditions are prescribed by the CS-23 Certification Specifications and calculated for the specific initial data defined in the design requirements. The detailed design phase consists of individual component sizing and stress analysis. The final results of this project are expressed in the form of technical documentation contained in section 7. 133

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 433490, Sürdürülebilir havacılık yenilenebilir enerji kullanımını gerektirmektedir. Havacılıkta elektrik ve dolayısı ile batarya kullanımı, çevresel hassasiyetleri de dikkate alan bir çözüm olarak öne çıkmaktadır. Bataryaların ısıl yönetimlerinin önemini ve gerekliliği yaşanan pratiklerle ortaya konulmuştur. Bataryalarda hücreler arası dengenin sağlanması, ısıl kaçışın engellenmesi ve ekonomik ömrün geliştirilmesi amacı ile ısıl yönetim gereklidir. Ancak batarya ısıl yönetiminin getirdiği ek ağırlık ve enerji tüketimi, zaten özgül enerji seviyeleri istenenin altında olan bataryaların etkinliğini daha da azaltmaktadır. Elektrikli uçak kavramı ve uçaklarda elektrik kullanımının gelişimi incelenmiştir. Ardından batarya yönetimine yönelik gereksinimler doğrultusunda batarya yönetim sisteminin ve ısıl yönetim sisteminin temel işlevleri ve özellikleri açıklanmıştır. Batarya türleri ve parametreleri incelenerek, bataryaların termodinamik, ısı transferi ve elektrokimyasal açıdan analizleri yapılmıştır. Batarya sıcaklığının belirlenmesine yönelik analiz sonuçları ortaya konmuştur. Deney düzenekleri geliştirilmiş ve yapılan deneylerde farklı batarya konfigürasyonlarının, ısıl davranışı, ısıl kaçış, verim ifadeleri, sıcaklık değişimleri ve değişim hızları ölçülmüştür. Bataryaların endotermik ve ekzotermik davranışları incelenmiş, analiz sonuçları ile deney ölçümlerinin uyuştuğu tespit edilmiştir. Batarya boyutlandırılma ve hücre seçimine yönelik analizler sunulmuştur. Bir genel havacılık uçağında kullanılan kurşun asit batarya yerine lityum alternatifleri geliştirilmiştir. Isı üretiminin akım değeri ile anlık batarya kapasitesine bağlı olduğu görülmüştür. Üretilen ısının büyük kısmının kayıp enerji olarak atıldığı değerlendirilmiştir. Batarya yönetim sistemleri ve bağlantı elemanlarının ısı üretimine katkılarının ısıl yönetim açısından önemli olduğu görülmüştür. Isıl kaçış deneysel olarak gözlenmiş, batarya hücrelerinin etkileşimleri incelenmiştir. Yüksek batarya kapasitesi kullanımının, ısıl yönetime duyulan ihtiyacı azalttığı görülmüştür. Enerji verimi %90 üzerinde olan bataryalarda ekserji veriminin %54 olduğu hesaplanmıştır.

Bu tez çalışmasında alt ve üst yüzleri elastik, orta katmanı viskoelastik malzeme olan eğrisel kompozit sandviç kirişin titreşim analizleri incelenmiştir. Öncelikle bu kirişe ait bünye denklemleri ve sınır şartları silindirik koordinatlarda ve eğrisel kartezyen koordinatlarda virtüel iş prensibi ile türetilmiştir. Oluşturulan bu denklemler ise genelleştirilmiş diferansiyel kuadratür (GDQ) yöntemi ile frekans alanında çözdürülmüştür. Elde edilen sonuçlar ANSYS Mechanical paket programının modal gerinim enerjisi (MSE) yönteminin kombinasyonu ve literatürde bulunan sonuçlar ile karşılaştırılmıştır. Kirişin katman kalınlıkları, katmanların laminasyon açıları ve kompozit sandviç kirişin eğriliğinin silindirik ve eğrisel kartezyen koordinatlarda doğal frekans sonuçlarına etkisi incelenmiştir. This thesis focuses on the vibration analysis of three-layered curved sandwich beams with elastic face layers and viscoelastic core. First, the equations of motion that govern the free vibrations of the curved beams together with the boundary conditions are derived by using the principle of virtual work, in the cylindirical and curvilinear cartesien coordinate system, in the most general form. Then, these equations are solved by using the generalized differential quadrature (GDQ) method in the frequency domain. Verification of the proposed beam model and the GDQ solution are carried out via comparison with the results that already exist in literature and the ANSYS finite element solution combined with the modal strain energy (MSE) method. The effect of system parameters, i.e. layer thicknesses, the lamination angle of layers and the curvature on the vibration and damping characteristics of a curved sandwich beam with laminated composite face layers and a frequency dependent viscoelastic core is investigated in detail in the cylindirical and curvilinear cartesien coordinate system. 73

Taşıyıcı ağlarda tıkanıklığın ve gecikmenin ağın bir bölümünden diğerine geçebileceği yaygın olarak anlaşılmıştır. Havaalanında bu, bir bölgedeki havaalanı tıkanıklığının tüm şebekede gecikmelere neden olabileceği anlamına gelir. Yıllar içinde hava yolculuğu talebi arttıkça ve bazı havalimanları kapasite limitlerine yakın çalıştıkları için, her havaalanı kapasite ve talep arasındaki ilişkileri incelmek gerekip ve önemli sayılıyor. Genel bakışta bu bağlantı havalimanları içinde gecikmelerin nedeni olabilmek üzeri, özelikle havalimanlarından oluşan büyük ağlarla uğraşırken, gecikmeyi tahmin etmek ve istekle kapasiteni dengelemek ile onların miktarın azaltmak söz konusudur.Bu tezde tüm havaalanı şebekesindeki gecikmeleri tahmin edebilen ve onların nasıl havalimanı şebekesinde yayılmasını gösteren bir model, Airport Network Delay adlanan modeli, AND sunulacaktır. Aslında bir perspektiften, AND modelinin bazı fikirlerinin temelleri, Long et all LMINET modeline benzer. Bunların her ikisi de analiz modellerdir ancak AND modeli, uçak yolculuk kılavuzunda kullanmayan LMINET'den daha fazla avantaja sahiptir. Bu tez AND modeli (Prygiotis Doktora tezi) yakından takip eder, ancak analiz yöntemler yerine simülasyon metodu uygulanacak. Fakat bu iki farklı analiz ve simülasyon yaklaşımının sonuçlarını derinden analiz edip karşılaştırdıktan sonra, bizim yaklaşımımızın orijinal AND modelin prosedüründen daha hızlı olduğunu fark ettik.Bu model iki temel parça tarafından ,Queuing Motoru (QE) ve Gecikme Yayılım Algoritması (Delay Propagation Algorithm-DPA) oluşturulmuştur. Birinci bölüm, queuing teorisini kullanarak ağoluşturan havalimanlarını birbirinden bağimsız düşünüp, gecikmeleri tahminin elde etmek için kullanılır. Queuing Motoru, M(t)/Ek(t)/1 queuing sistemini stimule ederek o gün içerisindeki havalimanlarından oluşan ağın düğümlerinde, gecikmeleri bulmak için havalimanlarını ayrı ayrı düşünerek planlanan taleplerini ve kapasitelerini araştırır. Bu modelin ikinci önemli kısmı, Gecikme Yayılım Algoritması (Delay Propagation Algorithm-DPA), uçakların yol kılavuzu esnasında bulunan gecikmeleri tahmin eden ve şebekedeki yer alan havalimanlarına yayınlanmasını yapan kısmı anlamına gelmektedir. Günün 24 saati, 15 dakikalık boydaki sub-period olarak adlandırılan eşit adımlarına bölünmüştür.DPA çalışması, gecikme tahmini ve gecikme yayıcı parçalara ayrılabilir. ̇Ilk olarak, algoritma, tahmini gecikme değerinin yayılması için yeterli olup olmadığını belirlemek için gecikmeleri hesaplar. Beklenen gecikmelerin hesaplanması, zeminin geri dönüş süresindeki nomenclatürasyon (terminoloji) ve boşluk değerlerine bakılarak hesaplanır. Servis süreleri, gerçek verilerin analiz edilmesiyle hesaplanır ve değişen bir zaman Erlang dağılımını takip eder. Beklenen gecikmenin yayılması bu kadar etkiliyse, günün planlanan seferleri bu gecikmeden etkilenir. Bu işlem, uçuş ̧xixyolculuk kılavuzunu takip ederek her adım-adımında çalışır. Ardından geri kalan zaman adımları için hedef havaalanı planlanan ve belirlenen varış yada kalkışı güncelleştirecektir. Bu nedenle bu modelin en önemli ve ana girdisi tüm uçakların yolculuk kılavuzudur. Aslında tasarlanan model QE ve DPA arasında yinelenir ve her pist sistemi tek bir server olarak modellenir.Artan talep ve hava trafiği karmaşıklığının meydan okumalarına karşı güvenli ve etkili bir Hava Trafik Yönetimi (ATM) gereklidir. Güvenliği kabul edilebilir bir seviyede muhafaza ederken, bir bölge üzerinde hızlı ve etkin bir kontrol sağlamak çok önemlidir. Zaman geçtikçe hava yolculuğu talebi artmakta ve uçuşun daha yoğun bir hava sahasında güvenli bir şekilde kullanılması gerekmektedir. Hava yolculuğu talebinin karşılanması gereksinimlerini karşılayarak, daha fazla havaalanı inşa etmesi ve aynı zamanda daha fazla hava sahası oluşturması gerekecekti. Havalimanı inşaatı bir sorun olmayacak, ancak hava sahası kapasitesi kritik önem taşıyor çünkü yeryüzünde sınırlı bir hava sahasına erişime sahibiz, bu nedenle mevcut hava sahasını iyi yönetmeliyiz.Sınırlı hava sahasına sahip olmak ve uçuş sayısını her geçen gün arttırmak, uçağın belirlenen saatte havalimanına varamayacağı bir durum ortaya çıkaracaktır. Dahası, hava durumu, uçmayı engelleyen bölgeler, teknik sorunlar ve uçağın performansındaki belirsizlikler gibi bazı inkar edilemez belirsizlikler bu olguyu daha da kötüleştirecek ve bazı durumlarda bir uçuş için birkaç saat gecikmeye neden olacaktı.Bir uçuş herhangi bir sebepten dolayı geciktirildiğinde, bu gecikme 4 Diğer sonuç güzergahları ve orijinal gecikmelerin bir kısmını bu uçuşlara tabi kılmak. Bu olgu, havayollarının ve yolcuların neden olduğu maliyet ve gecikmeye tolere edebilmesi için birçok nedenden ötürü önemlidir. özellikle, bu gecikme, havaalanlarının temsil ettiği, düğümlerin havaalanlarını temsil ettiği ve kenarları arasındaki uçuş bağlantılarını temsil ettiği hava limanları ağı içinde uyarıldığında, durum kötüleşecektir. Ağa bağlı gecikmenin kontrolü günümüz hava limanı operasyonlarında en önemlisidir. Bu durumun kontrol edilmesinin,?nsanKaynakları(HR),finans ve diğer pek çok bölümde karın yüksek bir kısmını kaybetmesine neden olacağı açıktır. Bu tezde, havaalanı şebekesi üzerinde meydana gelen gecikmelere göre talep ve kapasiteyi kontrol etmek ve dengelemek için stokastik dinamik simülasyon modeli tasarladık. Bu amaca, Eurocontrol tarafından alınan, verideki tüm Avrupa havalimanlarının modellendiği gerçek verileri inceleyerek ulaştık.Büyük bir ağdaki hava limanları arasındaki etkileşim davranışlarını anlamak, Hava Trafik Yönetimi'nde (ATM) çok önemli bir noktadır. Çalışma gecikmesi, havayollarının performansını analiz eden ve havalimanlarındaki talebi ve kapasiteyi en etkili performansa sahip olacak şekilde dengeleyen bir çalışmadır. Bu bağlamda, bir Queuing Motoru (QE) ve gecikme tahmincisi arasında yinelenerek bir ayrıştırma yaklaşımı uygulayan Airport Network Gecikmesi (AND) modülünden oluşan bir algoritmayı uygulayacağız. QE uygulamanın temel amacı, kuyruklama sistemi içeren ayrı havalimanlarında gecikmenin yerelde nasıl gerçekleştiğini tahmin etmek için gereklidir. Gecikme Yayılım Algoritması (DPA) olarak adlandırılan bir algoritma olan gecikme tahmini, uçakları küçük zaman adımlarıyla ağ üzerinden izler. Tezin amacı, bütün hava araçlarındaki tüm güzergahlardaki güzergahlar üzerindeki gecikmeleri yakalayabilen ve tüm havaalanlarından gelen talepleri güncelleyerek, ayrılan havaalanlarından meydana gelen gecikmelerin tüm bağlantılı havaalanlarına yayılmasını izleyebilecek bir model uygulamaktır.Havaalanlarının geniş ağındaki düğümlerin davranışlarını öğrenmek çok karmaşık ve önemlidir. Bu tür konuları analiz etmek için farklı yöntemler geliştirilmiş ve gelişimi gün geçtikçe ilerlemektedir. Bu tezde kullandığımız yöntem, diğer mevcut modellerin aksine, yüksek hızlı işlem süresine gereksinim duyacak olan simülasyon, dinamik stokastik modeldir.Amaç, tüm havaalanı şebekesinde güzergahlardaki gecikmeleri yakalayabilen ve tüm havaalanlarından gelen talepleri güncelleyerek, ayrılan havaalanlardan oluşan tüm gecikmelerin tüm bağlantılı havaalanlarına yayılmasını izleyebilecek bir model uygulamaktır.Bu tezdeki tüm analizler Eurocontrol tarafından sağlanan verilere dayanıyordu, bu nedenle sadece ağdaki Avrupa havalimanları analiz edildi, ancak bu model diğer bölgelerdeki diğer havaalanı ağları için de kullanılabilir. Sonuçlar, kuyruk sisteminde gerçek hizmet süresini bize sağladığı için Erlang'ın dağıtımı sayesinde, bireysel hava limanında meydana gelen gecikmenin aralarındaki doğrudan uçuşlar yoluyla diğer havaalanlara nasıl yayınlacaguını göstermektedir.Bu araştırmanın görünümü, hava durumu, no-fly bölgesi vb. Belirsiz parametreleri bir araya getirerek modeli geliştiriyor olacak. Gerçek sunucular sayısı (runways) tek sunucu yerine işlemek bir seçenek olacaktır. Ayrıca, daha az tahmin edilen çıktılarla daha güvenilir bir modele sahip olmak için hava sahası modelini kullanarak bu modeli yükseltebiliriz. It is widely understood that congestion and delay in transport networks can spread from one part of the network to another. In the case of airport, this means that airport congestion in one region can cause delays at all network. As air travel demand increases over years and some airports operate close to their capacity limits, it is necessary and important to study the relation between capacity and demand of any given airport, which causes delay on the airports specially when we are dealing with large networks of airports to predict and balance their demand and capacity to decrease the amount of the delay.In this thesis we will present a model, Airport Network Delay model (AND model) that is able to estimate delays and propagated delays to the whole airports network. Actually from one perspective fundamental of some ideas of AND model is similar to Long et all LMINET model. Both of them are analytical models but AND model has more advantages than LMINET which does not use aircraft itineraries. This thesis closely followed AND model (Prygiotis PhD thesis) but we implemented simulation method instead of analytical methods. After deep analysing and comparing the results of these two different analytical and simulation approach, we realize our approach is faster than original AND model's procedure.This model is formed by two fundamental parts, Queuing Engine (QE) and Delay Propagation Algorithm (DPA). First part is used for estimating the delays occur at the individual airports as node of the network by utilization of the queuing theory. Queuing Engine investigate the scheduled demands and capacity of the airports individually to find the delays take place in nodes of the network due to a day by simulating the M(t)/Ek(t)/1 queuing system. Second important part of this model means Delay Propagation Algorithm, estimate the delays that take place due to the itineraries of the aircrafts and propagate such sufficient delays to the network of airports. 24 hours of the day divided to the equal time steps named sub-period with 15 minutes length.DPA operating could be divided in to the delay estimator and delay propagator parts. First, the algorithm compute delays to decide whether estimated delay value is sufficient enough to propagate or not. Estimating expected delays is calculated refer to some nomenclatures and slack values in the ground turnaround time. Service times is calculated by analysing the real data and follow a time varying Erlang distribution. If expected delay is such efficient to propagate, reminder scheduled flights of the day will affect by this delay. This operation runs for each time steps by tracking the flights itineraries. Then it will update the scheduled arrival/ departure of the destination airport for rest of the time steps. So the most important and main input of this model is itineraries of all aircrafts. Actually designed model iterates between QE and DPA and each runway system is modelled as a single server. 93

Bu tezde uçuş zarfı koruması için gerekli olan iki önemli sinyal: limit marjini olarak bilinen zarf limitlerine uzaklık ve kontrol marjini olarak bilinen kontrol limitlerine uzaklık sinyalleri, adaptif sinir ağı tabanlı yaklaşık modeller kullanılarak tahmin edilmiştir. Eş zamanlı öğrenme olarak bilinen ve sinyallerinin sınırlı olduğu garanti edilen bir adaptif öğrenme yöntemi, yapay sinir ağı katsayılarını güncellemek için kullanılmıştır. Anlık veriler ve geçmişte kaydedilen veriler eş zamanlı olarak katsayı güncellemesinde kullanılmıştır. Eş zamanlı öğrenme için gerekli olan veriler, en küçük tekil değeri büyütme yöntemi kullanılarak çevrimiçi kaydedilmiştir. Literatürde bulunan, anlık verileri kullanmaya dayalı öğrenme yöntemlerine göre daha iyi adaptasyon sonuçları elde edilmiştir. Elde edilen çevrimiçi modeller kullanılarak limit ve kontrol marjinleri tahmin edebilecek yeni yöntemler sunulmuştur. Sunulan yeni yöntemler, çevrimiçi iterasyonları ve önceki adaptif yöntemlerde ihtiyaç duyulan çevrimiçi iterasyon tabanlı varsayımları gerektirmemektedir. Geliştirilen yeni yöntemlerin verimliliği, doğrusal olmayan uçak ve helikopter modelleri kullanılarak limit ve kontrol marjinleri tahmininde ve kontrol limitleme yöntemi ile limitlerden kaçınılarak gösterilmiştir. In this thesis, two vital signals to enable flight envelope protection, namely the onset to the flight envelope, i.e. limit margin, and the available control travel to reach the limit boundary, i.e. control margin, are estimated using adaptive neural-network-based approximate models. An adaptive learning method, known as concurrent learning, is used to update the adaptive weights online with guaranteed signal bounds. Current and previously recorded data are used concurrently in the weight update. Minimum singular value maximization method is used to record necessary data online for concurrent learning. Results showed better convergence properties of the network weights compared with results in the literature in which only the current data is used for network weight updates. New methodologies are introduced to calculate limit and control margins from approximate online models. None of the introduced methods require online iterations and therefore remove a previously introduced assumption related to iteration convergence. Nonlinear fixed wing and rotary wing aircraft models are used to show the effectiveness in simulation for estimating limit and control margins and avoiding the limit through artificial control saturation. 152

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2016, Havacılık endüstrisi, ülkeler arasında ticari, kültürel, sosyal ve politik bir bağ oluşmasını sağlamaktadır. Havacılık endüstrisinde gerek yatırımların büyük miktarlarda olması gerekse coğrafi, sosyal, politik, vb. ortamlarlardan endüstrinin etkilenme olasılığının fazla olması yatırım kararı alınması konusu oldukça zor ve dış etkenlerden fazla etkilenen bir süreç oluşturmaktadır. Jeopolitik ise doğrudan siyasi coğrafyayı ve bunların diğer alt disiplinlerle olan ilişkisini inceleyen bir bilimdalıdır. Havacılığın hangi bölgelerde gelişeceği hangi bölgelerde yatırımların artacağı beşeri faktörlere doğrudan bağlıdır. Havacılık alanındaki gelişmeleri, havayollarının büyümelerini ve ekonomik gelişimleri jeopolitik unsurların dışında ele almak anlamsız olacaktır. Belirlenen jeopolitik etkenler ve bu etkenlerin gelişimlerinin parametrik olarak izlenmesi ile gelecekte havacılığın ne yönde gelişeceği, potansiyel pazarların ne olacağını anlamak mümkün olacaktır. Havacılık endüstrisi incelenirken ve gelecek tahminlemesinde bulunurken disiplinler arası bir bakış yaparak açıklama yapmak gerekmektedir. Bu çalışmada, içerdiği unsurlar bakımından havacılık endüstrisini açıklamada jeopolitik bilim dalının argümanlarını kullanılması hedeflenmektedir. Havacılık endüstrisinin gelişimini doğrudan etkileyen faktörlerin neler olduğu ve bu faktörlerdeki gelişimlerin izlenmesi methoduyla potansiyel vaad eden bölge tespiti konusunda bir metodoloji geliştirilimiştir. Filo gelişimleri, coğrafi kısıtlar, orta sınıf nüfusun gelişimi, ticaret ağı gelişimi, ticaret hacmi gelişimi ve dünyadaki çatışma ortamı gibi jeopolitik etkenler izlenerek havacılığın hangi bölgelerde potansiyel olarak daha çok gelişeceği tahminlemesi yapılabilmektedir. Havacılık jeopolitiği ile doğrudan incelenme imkânına sahip olacak dünya havacılığının hangi yöne gideceği, hangi bölge ve alanlarda büyüme imkânı olacağı ve bu büyüme imkanlarının nasıl değerlendirilebileceğinin tespiti mümkün olabilecektir. Disiplinler arası geliştirilen bu bakış açısı ile beraber yatırım alternatifleri arasından daha sağlıklı seçim yapılabilme şansı sağlanmış olacaktır. Yatırım için potansiyeli en yüksek olan bölgenin jeopolitik unsurlar ile tespit edilmesinin ardından ilgili bölgede havacılık endüstrisinde kurulacak bir bakım, onarım ve yenileme tesisinin ekonomik modellemesi yapılması hedeflenmiştir. Potansiyel bölge tespit edildikten sonra bir uçak bakım, onarım ve yenileme tesisinin ekonomik modellemesi yapılmak istenmiştir. Potansiyel bölgede kurulması planlanan bakım, onarım ve yenileme tesisi hangi kabiliyette hizmet vereceği çevre bölgedeki rakip tesislerin kabiliyet değerlendirmeleri ve bölge filo durumunun incelenmesi ile tespit edilmeye çalışılmıştır. Tesisin ekonomik modellemesi yapılırken belirlenen kapsam çerçevesinde hizmet verilebilmesi tesisin gerekli ilk yatırım maliyetleri tahminlenmeye çalışılmıştır. Ana faaliyetlerden elde edilecek gelir, tasarlanan bir gelir modeli ile tahmin edilmeye çalışılmıştır. Tesiste belirlenen bakım kapsamındaki ana faaliyetlerin gerçekleşmesinden dolayı oluşacak giderler, tasarlanan bir gider modeli ile tahmin edilmeye çalışılmıştır. Bu çalışmada, diğer disiplinlerden faydalanılarak havacılık alanında bir yatırım kararı alma metodolojisi oluşturulmaya çalıştırılmıştır. Oluşturulan bu metodoloji ile beraber belirlenen potansiyel bir bölgedeki yatırımın kararının doğru olup olmadığı bulunmak istenmiştir., Aviation comes from the Latin avis meaning "bird," an appropriate translation given that aviation deals with travel by air, specifically in a plane. The aviation industry is the business sector dedicated to manufacturing and operating all types of aircraft. Air traffic controllers, when they are awake, are concerned with aviation safety. Aviation industry is ensuring the commercial, cultural, social and political bonds between countries. Aviation provides the only worldwide transportation network, which makes it essential for global business and tourism. It plays a vital role in facilitating economic growth, particularly in developing countries. Civil aviation connects passengers and freight almost anywhere in the world. Civil aviation connectivity is a key facilitator of economic growth and economical success. Worldwide businesses and today's consumers continue to depend on the vibrant and unwavering services of the civil air transportation industry while the world economy continues down the path of revitalization. The economic contribution of the civil aviation industry to the world economy and economy of countries is vital. Civil aviation has far-reaching economic impacts. While some of these impacts cannot be measured quantitatively, this report captures economic activity generated by direct and indirect air transport of passengers. Few businesses are as lobal as commercial aviation. Airplanes covers time zones and transcend boundaries of language and culturesi bringing people and economies closer. Taking investment decision in aviation industry is difficult due to the high amount of required investment and industry is mostly affecting by external factors like as; geographical, social, political and trade parameters. Aviation is long-term growth industry, expanding faster than countries GDP, because people want to travel and because the industry is growing more efficient. The first part of the equation is remaining same. The second part can never be taken for granted. If air transport traffic system become overly congested, security measures too burdensome,environmental regulations too onerous, or fuel prices too high, then the real cost of air travel will reverse its decades-long decline and the appealof aviation will diminish. Understending geopolitical and policy trends and the other factor which is affecting aviation industry growth will enable us to adapt the dynamic and rapidly changing geopolitical landscape and sustai it's competitive success and industry leadership. Investment decisions process which is affected by external factor is difficult process to manage. Due to the commercial aviation's natural demands truly global policy frameworks address the infrastructure, environmental, safety and security realites and needs of this critical industry. Additionally, aviation is one of the world's most important industries. It's development and its technical and service achievements make it one of the greatest contributors to the advancement of modern society. The industry plays a decisive role in the work and leisure of millions of people. It promotes an improved quality of life and helps to improve living standards. In this industry environment, success in trade and investment decision depending on more than technological and organisational issues. The aviation industry has a substantial economic impact, both through its own activities and as an enabler of other industries. Its contribution includes direct, indirect and induced impacts, which are related to the total revenues of the aerospace industry. The catalytic impacts of the industry are "spin-off" effects on other industries. This catalytic impacts is only defining by outputs of geopolitical parameters. Furthermore, sucesss in today's aviation industry is depending on geopolitical parameters like as economical outcomes, regional development in middle class, regional fleet development and regional air travel demand growth. Geopolitics is a method of studying foreign policy to understand, explain and predict international political behavior through geographical variables. These include area studies, climate, topography, demography, natural resources, and applied science of the region being evaluated. Geopolitics focuses on political power in relation to geographic space. In particular, territorial waters and land territory in correlation with diplomatic history. Academically, geopolitics analyses history and social science with reference to geography in relation to politics. Considering the developments in the field of aviation, growth and economical development of the airlines without geopolitical factors would be meaningless. The development of parametric monitoring geopolitical factors which is identified in this study, will be able to understand the development in the future aviation and identification of potential investment regions. By this interdisciplinary approach includes gepolitics and aviation dynamics, this study aims to establish investment decision methodology. In this research, the investment decision methodology that is developed is providing chance to do healthier decision along investment alternatives. By investigating all geopolitical factor that is defined in this study, the highest potential region that future investment projects that can take place. Moreover, after the identification of highly growth potential location the scope of investment should be defined. In this study, Analytic Hierarchy Process methodology is used to decide the region that potential aviation investment needs to be done. The Analytic Hierarchy Process (AHP) is a multi-criteria decision-making approach and was introduced by Saaty. The Analytic Hierarchy Process has attracted the interest of many researchers mainly due to the nice mathematical properties of the method and the fact that the required input data are rather easy to obtain. The AHP is a decision support tool which can be used to solve complex decision problems. It uses a multi-level hierarchical structure of objectives, criteria, subcriteria, and alternatives. The pertinent data are derived by using a set of pairwise comparisons. These comparisons are used to obtain the weights of importance of the decision criteria, and the relative performance measures of the alternatives in terms of each individual decision criterion. If the comparisons are not perfectly consistent, then it provides a mechanism for improving consistency. The AHP and its use of pairwise comparisons has inspired the creation of many other decision-making methods. Besides its wide acceptance, it also created some considerable criticism; both for theoretical and for practical reasons. Since the early days it became apparent that there are some problems with the way pairwise comparisons are used and the way the AHP evaluates alternatives. In this study, ten factors are defined in Analytical Hierarchy Process method and as the result of investment country can be choosed. In this study, maintanance repair and overhaul facility will establish in the defined potential region. The economical modelling of this brand new maintenance is trying to evaluate in this research. In this research, the maintenance repair and overhaul capabilities of competitors in the designated location and environment is listed. Due to the this competitior maintenance capability framework, the suitable scope of work will be determined. The economical modelling of this newly designed maintenance repair and overhaul facility aims to objectively and rationally uncover the strengths and weaknesses of an existing business or proposed venture, opportunities and threats present in the environment, the resources required to carry through, and ultimately the prospects for success. In its simplest terms, the two criteria to judge feasibility are cost required and value to be attained and determining the investment is efficient or not. In this study, the revenue model shoul be designed for this newly designed maintenance repair and overhaul facility due to main maintenance activities. Additionally, the requiring costs to maintaining main scope of business is defining in this study. After defining revenue and cost model of this feasibiliy study, yearly operational profit can be calculated. In this research, to deciding efficiency of this investment by the net present value method. Net present value (NPV) is determined by calculating the costs and benefits for each period of an investment. After the cash flow for each period is calculated, the present value (PV) of each one is achieved by discounting its future value at a periodic rate of return. Net Present Value method is a useful tool to determine whether a project or investment will result in a net profit or a loss. As a result, in this work we are trying the validate the the interdisciplinary investment decision methodology and the designated maintenance repair and overhaul project in identification of potential region., Yüksek Lisans, M.Sc.

The main issue in the angle only target tracking problem is to estimate the states of atarget by using noise corrupted measurement of elevation and azimuth. The statesconsist of relative position and velocity between the target and the platform. In thisthesis the tracking platform is a sea skimming anti-ship missile (SS-ASM) with anactive radar seeker. Normally, an active radar seeker gives the information of relativerange and closing velocity to the target together with line of sight (LOS) angle andline of sight rate of elevation and azimuth. However, when a missile is jammed, themissile cannot give the information of relative range between itself and the target yetcan measure LOS angles and LOS rates. In the jammed environment, to estimate therange from the LOS and LOS rate measurements, the missile has to maneuver toensure the observability for range estimation.Since sea skimming anti-ship missiles keep constant altitude during flight, which isalmost below 10 or 5 meters, elevation channel is not included through theestimation and it is assumed that the missile moves only in horizontal plane. Anotherissue for SS-ASMs is target velocity and maneuverability profile. Missiles are muchfaster than ship targets. Thus stationary and constant velocity targets are examinedthrough the thesis.Two different approaches for range estimation are investigated and compared onsimulated data: the standard Extended Kalman Filter (EKF) and the Neural ExtendedKalman Filter (NEKF). The system model for estimation is formulated in terms ofModified Spherical Coordinates (MSC) for 2D horizontal missile-target geometry.Different platform maneuvers to obtain observability are studied and the geometry ofthe simulation scenario is investigated. Moreover, enhancement of the NEKF basedestimation algorithm is introduced.Keywords: Angle-only Target Tracking, Range Estimation, Neural Extended KalmanFilter, Modified Proportional Navigation Guidance Law Ölçüm açılarına bağlı hedef takibindeki asıl sorun gürültültüyle bozulmuş yunuslamave yalpalama açı ölçümlerini kullanarak hedef durumlarının kestirimininyapılmasıdır. Bu hedef durumları, hedef ve füze arasındaki göreceli pozisyon ve hızıiçermektedir. Bu tezde, takip eden gözlemci su sathından uçan ve gemilere karşıkullanılan aktif radar arayıcıya sahip bir füzedir. Normal koşullarda aktif radararayıcı başlık kalan mesafe, yaklaşma hızı, Görüş Hattı (GH) açısı ve GH açısal hızölçümlerini sağlamaktadır. Fakat, hedef savunma sistemleri tarafından parazit yayınyapan bir bozucu varken füze radar arayıcı başlığı kalan mesafe biligisini sağlayamazama GH açı ve GH açısal hız biliglerini ölçmeye devam eder. Bu durumda GH açısıve GH açısal hız ölçümlerini kullanarak kalan mesafe kestiriminin yapılabilimesi vekestirim sırasında gözlemlenebilirliğin devamlı olarak sağlanabilimesi için füzemanevralar gerçekleştirmelidir.Gemi hedeflerine karşı su sathından uçan füzeler sabit irtifadan ve yaklaşık 5-10metreden uçtukları için kalan mesafe kestiriminde yunuslama kanalı dahil edilmemişve füzenin sadece yatay düzlemde manevra gerçekleştirdiği varsayılmıştır. Ayrıcafüze hızı hedef gemiye göre daha büyük olduğu için bu tezde sabit hedef ve sabithızlı hedef profilleri incelenmiştir.Mesafe kestirimi için iki farklı yaklaşım üzerinde durulmuş ve koşulan benzetimlerkarşılaştırılmıştır: Genişletilmiş Kalman Filtresi ve Sinir Ağı Genişletilmiş Kalmanfiltresi. Sistem modeli 2 boyutlu yatay füze-hedef geometrisi için Modifiye KüreselKordinatlarda ifade edilmiştir. Gözlemlenebilirliği sağlamak için farklı füzemanevraları araştırılmıştır. Geliştirilmiş Sinir Ağı Genişletilmiş Kalman filtre tabanlıalgoritma sunulmuştur.Anahtar Kelimeler: Ölçüm Açılarına Bağlı Hedef Takibi, Kalan Mesafe Kestirimi,Sinir Ağı Genişletilmiş Kalman Filtresi, Modifiye Orantılı Seyir Güdüm Kanunu 76

Bu tez güdüm kiti mühimmatların adaptif yuvarlanma kanalı kontrolü üzerineyapılan çalışmayı içermektedir. Güdüm kiti tipi mühimmatlar havadan havaya veyahavadan karaya, hedef vurma kabiliyetleri lazer arayıcı başlık veya benzeri güdümkitleriyle arttırılmış bombalardır. Bu mühimmatların uçuş zarfının doğrusal olmayanbölgelerindeki eksenler arası etkileşimler, kontrol probleminin çözüm uzayını adaptifkontrolcülere doğru genişletmiştir. Bu çalışmada kullanılan füze, motoru ve itkikuvveti bulunmayan ve güdüm algoritmasının ürettiği komutları ayrılma anındakikinetik ve potansiyel enerjisi yardımıyla yardımıyla gerçekleyen bir Mk-82 bombatürevidir.Bu çalışmada öncelikle, ara değerleme prensibiyle çalışan iki döngülü yuvarlanmaaçısı kontrolcüsü ve onun ileri besleme kontrolcüsüyle güncellenmiş versiyonuayrıca model takip eden kontrolcü yapıları ele alınmıştır. Dönü kanalına sirayet edendinamik etkileşimler bu temel tasarımlarla bastırılamamış ve belirsizlikparametrizasyonu Chebyshev polinom açılımları ile yapılan model takip eden adaptifkontrolcülerle bu bozucu etki ortadan kaldırılmıştır. Çalışmanın devamı olarak dageçmiş ve güncel bilgileri kullanarak belirsizliği eşyönlü öğrenen bir algoritma ilemodel takip eden adaptif kontrolcü güncellenmiş ve bilinmeyen yuvarlanmayunuslamakanalı belirsizliklerine ait bir model elde edilebilmiştir.Anahtar Kelimeler: Eşyönlü Öğrenen Adaptif Kontrolcü, Güdümlü Bomba,Chebyshev Polinomlarıyla Belirsizlik Parametrizasyonu This thesis presents an adaptive roll control scheme for guided munitions. Guidedmunitions are air-to-air or air-to-surface weapons which have enhanced target hitcapabilities with laser seekers or similar guidance utilities. The dynamicinterferences in nonlinear regions of the flight envelope, leads the studies on controlof guided munitions to search for adaptive solutions. The missile used in this studyhas no propulsive forces and do the adequate maneuvers commanded by theguidance algorithm with its initial kinetic and potential energy.In this study first, the baseline roll autopilot is developed which is in cascaded twoloop architecture augmented with a feedforward controller and a model referencecontroller structure. Since the coupling effects could not be eliminated with thebaseline architecture, the control algorithm is improved with a model referenceadaptive controller with Chebyshev polynomials based uncertainty parameterization.Then the study is extended by utilizing concurrent learning algorithm as theadaptation law to learn and reveal the unknown pitch-roll couplings.Keywords: Concurrent Learning Adaptive Control, Uncertainty Parameterizationwith Chebyshev Polynomials, Control of Guided Munitions 104

Poliüre gerçekten dikkate değer bir kaplama, koruma ve derz dolgusu teknolojisidir ve çok geniş çeşitlilikteki uygulamalarda kullanılabilir. Poliüre kaplamaları ve korozyondan koruma ve aşınma direnci sağlama amacıyla, çoğunlukla beton ve çelik üzerinde kullanılırlar. Sahip oldukları son derece hızlı kuruma süreleri, yüksek esneklik, açık hava şartlarına karşı aşırı direnç ve aşınma mukavemetleri sayesinde, geleneksel malzemelere kıyasla sayısız avantaj sağlarlar.Poliürea, akademinin ve endüstrinin araştırma konuları arasında kendine yer bulmaktadır, çünkü geliştirmek için oldukça müsaittir. Poliamin ile diizosianatin birlikte reaksiyona girerek bu değişimi oluşturmaktadır. Bu çalışmada, poliaspartik poliürea'nın mekaniksel özellikleri üzerine odaklanıldı ve bir sonraki adımda mekanik modellemesi yapıldı. Belirtildiği gibi, poliürea çoğunlukla kaplamalarda kullanılır. Örneğin, spor salonu zeminleri çok sert olmasına rağmen aynı zamanda belirli bir esnekliğe de sahip olması gerekmektedir. Bu noktada poliürea'dan istifade ederek istenilen sonuca varılabilmektedir. Standart stokiyometrik tablolardan rasgele seçim ile tek eksenli sıkışma testi için yedi numune ve tek eksenli çekme testi için yedi numune ürettik.Ayrıca Box-behnken stoikiometrik tablo itibaren 15 numune her tek eksenli testler için hazırlandı. Çeşitli kalıplar üretildi ve test edildi. Sıvı poliüre kalıpların içine döküldü ve katılaşmaya izin verilde sonra istenilen boyutlar şekillerinde kalıplardan çıkartıldı. Bu çalışmada kimyasal parametreleri ve üretim parametreleri değiştirilerek farklı türlerde poliürea üretimi gerçekleştirilmiştir. Poliürea üretimi üç parametrenin değişimi ile gerçekleştirilmiştir. Bu üç parametre; kompozisyon, polimerizasyon karıştırma hızı ve polimerizasyon sıcaklığıdır. Üretim farklı mekanik davranışlar ve üretim parametrelerinin karşılaştırılmasıyla yapılmıştır. Bu çalışma esnasında, reaksiyon sonucu karbondioksit gazının üretilmesi birçok problem yaratmış ve birçok probleme sebebiyet vermiştir. Bu problemin üstesinden gelmek adına katkılar kullanıldı, viskozite düşürüldü, solventler kullanıldı ve formülasyon değiştirildi fakat hiçbir şekilde laboratuvarda bulunan tezgahlar ile köpüklerin üretilmesi engellenemedi. Ayrıca bu çalışmada farklı üretim yöntemleriyle ve kompozisyon oranlarıyla hazırlanmış poliürea örnekleri deneyler ile poliaspartik poliürea üretiminde kullanılmıştır. Malzeme davranışı karakterizasyonu için çalışılan malzemelerle sıkıştırma testleri yapıldı. Uygun üretim yönteminin belirlenmesi ve endüstride kullanılması en uygun ürünü belirlemek için sonlu elemanlar analizi ile elde edilen test verileri kullanıldı. Daha sonra elde edilen veriler uygun bir hiperelastik modeli oluşturmak için ABAQUS yazılımı içine uygulandı. Oluşturulan model bize poliürea'ya ait karmaşık analiz sonuçlarını gösterecektir. En uygun olanlar esneklik, dayanıklılık ve sertlik özellikleridir. Bu özellikleri oluşturmak için standart mekanik testler yapılmıştır. Deney sonuçlarını analiz ettikten sonra mühendislik gerilim ile mühendislik gerinim grafikleri her numune için hazırlanmıştır. Modellenen numune ile laboratuvarda hazırlanan numunelerin karşılaştırmasından datalar alındı. Bu datalar elimizdeki deneysel dataların yerine kullanılabilir. Modellemeden elde edilen veriler ile gerçek numunenin hakkında çok değerli sonuçlara varılabilir. Numunelerin arasındaki farklar tartışılarak en doğru yönteme modellemek için karar verilmiştir.Tek eksenli çekme veri noktaları düzensiz ve dağınık. Bu sorun malzeme ağı içinde tutarlısızlıki gösterdi. Sebebi'de hapsolmuş kabarcıklar. Ana şebekede yer alan kabarcıklar yapıştırma kuvvetlerin zayıflamıştır. Bu nedenle gerilim şebekeye uygulandığı zaman polimer zincirleri kabarcikların bulunduğu yerden çökmeğe başliyor. Elde edilen sonuçlara göre uygulanan gerilime göre sonuçtaki grafikler dalgalı bir şekilde yükselip ve azaliyor.Poliüre sıkıştırılamaz olduğu belirlendi. Sıkıştırılabilirlik hacim azaltmak için hidrostatik basnç altında bir değer tarif edilmektedir. Materiyal mukavemet denklemlerine göre poisson oranı 0.5 ise, hacim modülü sonsuza gidecek. Bu araştırmada kompozisyon oranı akımı en önemli değişken olduğu sonucuna varılmıştır. Özellikle NH 1420 mukavemet ve uzamada yoğun bir rol gösterdi. Sıcaklığın etkisi ihmal edilebilir değildir. Belirli sıcaklık aralıklarda polimerizasiyonu başlatmak özel bir ürüne sebep olacaktır. Kabarcıkların miktarı, görsel gözlem ve performans sonuçlarına göre azalmaktadır, ancak tamamen ortadan kalkmaz durumla karşılaştık.Ele edilen modeller, tüm deneysel tek eksenli gerginlik verileri tatmin edemedi. Bu konuya göre bazi tahminler yaptık. Karşılaşdığımız eksikler CO$_{2}$ kabarcıklarının olduğuna ifade edilir. Kabarcıkların bulunduğu yer, stres konsantrasyonu ve bunun sonucu olarak çatlak oluşturulması için müsait bir yer almaktadır. Kabarcıkların konsantre olduğu yerler çatlakların büyümesi için en musait yerdir. Buna göre, malzeme testleri kolayca başarısız olabilir.İkinci problem gerinme oranı olduğu anlaşıldı. Tek eksenli çekme testi için 5 mm / dakika arındırılmıştır, ama test sonuçlarına göre uygulandığı çekme oranı yüksek olduğu belirletildi. Kabarcıkların konsantre olduğu yer ve hızlı çekme oranı numunenin çok erken kopmasına sebep olmuştur. Yukarıdaki oluşan problemler nedenile bizim maddemiz gerçek davranışını tek eksenli çekme testinde gostermedi. Sonuçlar ifade ettiğine göre Ogden ve Reduced Polynomial hiperelastik modeleri gerçekleşti. Bu modeller hata çok yüksek basınçlarda bile gerçekleşebilirler. ASTM standartlarına göre basma testi 60/% kadar yapılır. Ogden ve Reduced Polynomial hiperelastik modeleri hatta 60/%'den fazla basmalarda çok dikkatlı sonuçlar gösterdi.Bizim testler poliüre statik yük yönleri için güçlü ve yararlı olduğunu gösterdi. Aynı zamanda tüm testler, oda sıcaklığında ve sürekli gerilme oranlarında yürütüldü. Yapılan testler statiksel sonuçlar için yapılmıştır. Dinamiksel sonuçlara (darbe, patlama ve termal gerilme) varmak için farklı testler yapılması gerekiyor. Dinamiksel testleri için tek eksenli çekme ve basma testleri çok yüksek hız ve yüksek sıcaklıklarda doğru sonuçlara varmak için yapmak zorundayiz. Bir sonraki çalışmalarda viskoelastik davranışları incelemek için viskoelastik testleri yapılması gerekiyor ve bu yapılan testlerin sonuçlarından ve onceki hiperelastik testlerden doğru hiper-viskoelastik modellenmesi yapılacaktır.İmalat protokolü ve mekanik özellikleri ve uygun karşılık gelen modelin malzeme katsayıları sergilendi, ayrıca en iyi numune tabelolarda tanımlandı. Nowadays, polymers are used widely in almost every up-to-date industry. They show high levels of strength-to-weight ratios. Polyurea is a kind of polymer that made of reaction between pre-polymers and specific hardener (diisocyanate). Today's industries are particularly interested in replacing components of their vehicles and parts with reinforced polymers like polyurea and polyurethan. Polyurea has attracted both academic and industrial interests because of capacity to create a dramatic enhancement in properties at various of compounds of diisocyanate and polyamines.Generally, in current study we tried to derive mechanical properties of aspartic polyurea and then attempted to build a proper mechanical model for fabricated material properties. Polyurea has many applications such as coating. For instance, at sport saloons the floor coating must have maximum stiffness beside flexibility. Somewhere else may be there is a need to have a good strength beside sufficient softness against impact loads.During this research the major problem was the creation of gas foams. By studying the stoichiometry and chemometric observations of the reaction it was obtained that these foams were made of carbon dioxide. There were many methods to omit these foams such as using anti-foam additives, carbon dioxide absorber additives, decreasing viscosity and using bubble evacuation system (vacuum). According to our available facilities and tools, we were just able to use anti-foam additives and unfortunately we were unable to omit this malfunction completely, but by controlling process conditions we reduced the amount of bubbles to the lower level. We performed two kinds of experimental test on various polyurea samples. Also different fabrication methods and composition ratio have been used to fabricate modified aspartic polyurea. Uniaxial tension and uniaxial compression tests were performed to characterize the behavior of the materials. In order to choose the appropriate manufacturing protocol and the suitable enhancement for industrial usage a parametric analysis utilized to choose best material in aspect of strength and mechanical properties. Then the extracted data were imported into ABAQUS to capture a suitable hyperelastic model. The evaluated model gave us the ability of future and complex analysis of polyurea in the several mechanical conditions.We were able to produce different kind of polyurea by interfering and changing initial chemical and manufacturing parameters. We aimed on exchanging three parameters of polyurea. These parameters were composition, polymerization mixing speed and polymerization temperature. We attempted to produce different mechanical behavior and measured these parameters to select and compare them with their manufacturing parameters. The best ones contained suitable property of flexibility, strength and stiffness. To achieve these features, after manufacturing several unique samples, the standard mechanical tests carried out. After analyzing the experimental procedures in the result chapter the engineering stress vs, engineering strain curves represented for each sample. By performing data curve fitting process the material coefficients extracted. These coefficients can be recorded as material properties and they would be used instead of raw experimental data. For instance, to analyze a composite plate made of two layers of steel and polyurea there won't be need to insert uniaxial test data to our finite element analyzer machine and these elicited material coefficients would be adequate.As a discussion, we debated about selecting best manufacturing parameters among outputs. By comparing differences between each sample we chose theappropriate manufacturing protocol.It was resulted that polyurea was mechanically strong, specifically in terms of strength to weight. The results showed that the materials have interesting behavior when they uniaxialy compressed, in other word polyurea had very high compressive strength and after unloading the material showed its viscoelastic nature. Polyurea was able to support million times its own weight. we concluded that the polyurea can be utilized to applications that requires high compressive strength and high strain values.The results expressed that the Yeoh and Ogden hyperelastic models can predict the elastic mechanical behaviour of polyurea samples even under large strain compression. Also it is notable that the Observations through the tests showed that the polyurea was strong and useful for static load aspects, also whole tests carried out in room temperature and constant strain rates, so then for those applications which are under dynamic loads or in intense load conditions (impact, explosion and thermal stress-strain problems), extended tests are required. In other words, dynamic mechanical analysis should take place for understanding strength and strain at various strain levels and temperatures. In the next studies the viscoelastic behaviors also should be considered and relative parameters should be obtained then joint with available hyperelastic parameters in this study to build up a very constitutive hyper-viscoelastic model. 113

Günümüzde, otobüslerde kullanılmakta olan konvansiyonel metal yakıt tankları yerini plastik yakıt tanklarına bırakmaktadır. Bilindiği gibi, sanayi ve üniversite arasında önemli bir köprü vazifesi gören Santez projeleri yardımıyla bunun gibi katma değeri yüksek problemlere çözüm bulmak kolaylaşmaktadır. Bu çalışmada, polietilen yakıt tanklarının; statik, dinamik ve yorulma analizlerine dayalı, devlet destekli geliştirme-tasarım projesinin bir kısmı sunulmuştur. Projenin genelindeki iş paketleri ve amacı şu şekildedir:Almanya, İspanya ve Türkiye'de üretilen tüm Mercedes ve Setra marka otobüslerdeki yakıt tanklarının tasarım, geliştirme ve test sorumluluğunu Mercedes-Benz Türk A.Ş. (MBTürk) Ar-Ge merkezi üstlenmiştir. Bu amaçla konvansiyonel çelik yakıt tanklarından plastik yakıt tanklarına geçiş sürecindeki Ar-Ge çalışmaları da MBTürk Ar-Ge Merkezi'nde yürütülmektedir. Bu SANTEZ projesi (0488-STZ-2013-2) kapsamında, yakıt tankı tasarımındaki bilinmezlerden biri olan plastik yakıt tanklarının dayanımı konusunda daha ürün geliştirme aşamasındayken bilgisayar destekli simülasyon ile tasarıma yön verecek bir simülasyon metodu geliştirilmesi hedeflenmektedir. Bu simülasyon metodu kullanılarak izlenilecek geliştirme süreci hızlandırılacak, test gereksinimleri azaltılacak ve önemli ölçüde zaman ve işgücü kazancı sağlanacaktır. 31.10.2015 tarihi itibariyle başarıyla sonuçlanan projenin son durumu ve gerçekleştirilen hedefler iş paketleri bazında aşağıdaki şekilde özetlenebilir.İş Paketi 1 (10 ay) : Polietilen Malzeme Testleriİş Paketi 2 (10 ay): Literatür Taraması, Yakıt Tanklarının Statik ve Dinamik Analizleriİş Paketi 3 (4 ay): Yorulma ve Geometrik İyileştirmeİş Paketi 4 (2 ay): Prototip Üretilmesiİş Paketi 5 (2 ay): Titreşim Tablası TestleriBu iş paketleri kapsamında;i)Sonlu elemanlar analizlerinde kullanılmak üzere yakıt tankında kullanılan malzemenin mekanik ve fiziksel özellikleri, polietilen test numuneleri kullanılarak İstanbul Teknik Üniversitesi Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesinde bulunan MTS üniversal test makinası ve diğer test ekipmanları kullanılarak yapılan testler ile elde edilmiştir. Yapılan testler şunlardır: Farklı sıcaklıklarda (+60, -40 , +22 oC lerde çekme ve basma testleri, Yoğunluk testi, Sönümleme oranı testi, Charpy darbe testi, Isıl genleşme testi, Sertlik testi ve Yorulma testleri). (IP1) ii)Literatür taraması yapılarak konu ile ilgili önceden yapılmış çalışmalar detaylı bir şekilde incelenmiştir. (IP2) iii)Sonlu eleman analizlerinde sıvı-katı etkileşimini modellemek için bazı ön çalışmalar yapılmıştır. Daha sonra ise çeşitli doluluk oranları için yakıt tankı statik analizleri ve serbest titreşim analizleri gerçekleştirilmiştir. Bu iş paketinde öncelikle sıvı-katı etkileşimi göz önüne alınmayarak bir statik analiz metodolojisi geliştirilmiştir. (IP2)iv)Sıvı-katı etkileşiminin doğru bir şekilde modellenmesi ile dinamik analiz metodolojisi geliştirilip nihai analizler yapılmıştır. Bu sayede dinamik etkilerin de yakıt tankı dayanımı üzerindeki etkilerinin incelenmesi sağlanmıştır. (IP2) v)Gerçekleştirilen dinamik analizlerin çıktılarıyla yorulma analizleri tamamlanmıştır. Statik, dinamik ve yorulma analizlerinin yorumlanması ile optimizasyon süreci başlatılmış, optimizasyonlar sonucu ortaya çıkan tankların yorulma analizi sonuçlarıyla prototip üretimi yapılacak tank belirlenmiştir. (IP-3)vi)Optimizasyon sonucu elde edilen modelin prototipi oluşturulmuş (IP-4) ve Mercedes Benz Türk A.Ş. test departmanı tarafından Titreşim Tablası Testlerine (Hidropuls Testi) tabi tutulmuştur. Test sonucunda iyileştirilmiş tankta beklendiği gibi kırık gözlemlenmemiştir. (IP-5)Projenin iş paketleri ile paralel yürüyen bu tezde, öncelikle literatür taramasına önem verilmiştir. Polietilen malzeme ile ilgili birçok bilinmeyenin cevabı literatürde aranmıştır. Ayrıca projenin temel amacı olan, yakıt tanklarının dayanımının incelenmesi için geliştirilmesi düşünülen analiz metodojileri ile ilgili çeşitli yollar aranmış ve en uygulanabilir olanı seçilmiştir. Literatür taraması ardından, polietilen malzemenin mekanik ve fiziksel özelliklerini bulmaya yönelik kupon testleri İstanbul Teknik Üniversitesi – Kompozit ve Yapı Laboratuvarında gerçekleştirilmiştir. Gerçekleştirilen bu testler yardımıyla, malzemenin sonlu elemanlar analizlerinde kullanılacak olan büyüklükleri saptanmıştır. İlk olarak D792-13 standartlı yoğunluk testi ile polietilen malzemenin yoğunluğu bulunmuş ve literatürle doğrulanmıştır. Bilindiği üzere bir dinamik sonlu eleman analizi için gereken malzeme tanımlama parametreleri arasında elastik modül ve poisson oranı da bulunmaktadır. Bunları saptamaya yönelik olarak gerçekleştirilen D638-10 plastik malzemeler için çekme standardını temel alan testler oda sıcaklığında yapılmıştır. Bu kupon testleri polietilen malzemenin sıcak ve soğuk ortam şartlarında davranışını anlamak üzere +60 ve -40 oC'de de testler gerçekleştirilmiştir. Malzeme testi adımlarından bir diğeri ise sönümleme oranı testidir. Dinamik analizlerde diğer bir önemli parametre olan sönümleme oranı, çekiç testi yardımıyla bulunmuştur. Malzeme testleriyle bulunan bu değerler dinamik analizlerde girdi olarak kullanılmıştır. Analizlerde, bahsedildiği gibi PERMAS V15 sonlu elemanlar çözücüsü kullanılmıştır. Öncelikle, daha sonra ayrıntılarıyla anlatılacak olan titreşim tablası testleri sırasında üzerinde kırık oluşan bir yakıt tankı seçilerek CAD modeli CATIA kütüphanesinden alınarak MEDINA ön işlemcisine alınmıştır. Medina programı sonlu elemanlar modeli hazırlamada kullanılan ve PERMAS çözücüsüne girdi hazırlayan bir programdır. Analiz metodolojisinin geliştirilmesindeki temel amaç, titreşim tablası testlerinde oluşan ya da oluşabilecek kırıkların daha analiz aşamasında bulunması ve buna yönelik geometrik iyileştirmelerle giderilmesidir. Bu sayede test sayısı azaltılacak ve prototip üretimine harcanacak parasal kaynak korunmuş olacaktır. Hazırlanan sonlu eleman modelinde yakıt tankı duvarları kabuk elemanlarla modellenirken, yakıt akustik elemanlar kullanılarak örülmüştür. Otobüs karoseri yapısının bir kısmı da analiz modeline dahil edilmiş ve buralarda da kabuk elemanlar kullanılmıştır. Modellemenin temelinde iki büyük yenilik bulunmaktadır. Öncelikle titreşim tablası testlerinde de bulunan tablanın kütlesi verilen kuvvet değerlerini ivmeye dönüştürüp tanka etkitebilmesi bakımından önemlidir. Test esnasında uygulanan tüm ivme-zaman sinyali sonlu elemanlar modeline uygulanmaktadır. Ancak tekil bir noktaya ivme sinyali uygulamanın zorluğu sebebiyle deprem analizleri gibi `base excitation` problemlerinde de sıkça kullanılan, literatürde `Büyük Kütle Metodu` (Large Mass Method), olarak geçen yöntemle karoserinin alt yüzeyine rijid elemanlarla bağlanan bir kütle sisteme dahil edilmiştir. Bir diğer yenilik ise akışkan-katı etkileşimini dikkate alan bir analiz metodu geliştirmek için yakıtın akustik elemanlarla modellenmesidir. Akustik elemanlar, bünyelerinde basınç serbestlik dereceleri de barındıran ve gelen ivme değerlerini basınca çevirip bunları aktararak tank yüzeyinde akışkanının titreşim kaynaklı oluşturacağı gerilmeleri de gösteren elemanlardır. Tüm bu modellemelerden sonra koşturulan analizlerde, 1/4, 2/4, 3/4 ve tam dolu yakıt durumları dikkate alınarak bir parametrik çalışma yapılmıştır. Hazırlanan model üzerinden öncelikle serbest titreşim analizleri gerçekleştirilmiştir. Doğal frekansları ve mod şekilleri bulunan yakıt tankının hangi bölgelerinin zorlanmaya daha açık olduğu ve testler sonucunda hangi lokasyonlarında kırık görülebileceği tahmin edilmeye çalışınılmıştır. Arkasından, yapının mod şekillerinin ve zorlayıcı sinyalin bu yapının hangi mod şeklini ne ölçüde zorladığına dair katılım faktörleri vasıtasıyla bir hesaplama yapan modal transient analiz metodu yardımıyla dinamik analizler sonlandırılmıştır. Bu analizler sonucunda kırık bölgeleri akışkan – katı etkileşimi de dikkate alınarak tespit edilmiştir. Kırık bölgeleri bulunduktan sonra geometrik iyileştirmelere başvurulmuştur. Öncelikle tankın cidar kalınlığı 7 mm'den 9 mm'ye çıkarılmış, arkasından da geometrik olarak tespit edilen iki farklı kırık bölgesi için çözümler aranmıştır. Yapılan değişikliklerden sonra koşturulan analizlerle yakıt tankının son şekli verilmiştir. Prototipi ürettirilen yakıt tankı, Mercedes-Benz Türk AŞ. bünyesindeki titreşim tablasında testlere tabi tutulmuş ve kırıksız bir şekilde testleri geçmiştir. Bu çalışma içerisinde tüm bu süreçler daha ayrıntılı şekilde ele alınıp sayısal sonuçları ile beraber anlatılacaktır. In today's world the conventional metal fuel tanks used in buses are being replaced with plastic fuel tanks. As known, Santez project has a mission to provide a bridge between the industry and the university. Thanks to this mission, problems which encounter in R&D centers of industrial companies can be solve easily with the help of academic know-how. In this thesis, a part of the Santez project which aims to develop a computer aided methodology for developing/designing of the polyethylene fuel tanks based on dynamic analysis is presented.The Project aims and the work packages are indicated as follows: Mercedes Benz Türk A.Ş. Research and Development Center undertakes the development and testing responsibility of fuel tanks of all Mercedes and Setra Buses that are manufactured in Germany, Spain and Turkey. As a part of this responsibility, research and development process of transition from conventional steel fuel tank to plastic fuel tanks is also assigned to the R&D Center of the company. Within the scope of this thesis, it is aimed to develop a computer aided simulation method about the endurance of plastic fuel tanks that is one of the unknowns of fuel tank design process. Thus, design of product would be shaped during product development process.The Project goals and the final status are summarized below:Package 1 (10 months) : Polyethylene Material TestPackage 2 (10 months): Literature review; Static and Dynamic Analysis of the Fuel TankPackage 3 (4 months): Fatigue Analysis and Geometric OptimizationPackage 4 (2 months): Prototype ProductionPackage 5 (2 months): Hydropulse TestThe work packages cover;i)The coupon tests are conducted to acquire the physical and mechanical properties of the polyethylene material. Thanks to those tests several properties of polyethylene is provided and used in finite element analysis. Tests are achieved in Istanbul Technical University, Composite Structure Laboratory. These tests are listed such; Tensile and Compressive tests for different temperature (+60, -40 and +22 oC), density, damping ratio, Charpy impact, hardness, thermal expansion and fatigue tests. (P1)ii)Literature is examined deeply and several previous researches are summarized. (P2) iii)To model the fluid-solid interaction in finite element analysis, some pre-analysis is conducted. Afterwards, for 1/4 , 2/4 , 3/4 , 4/4 fullness ratios, modal analysis are performed. Also, static analysis methodology which does not contain fluid-solid interaction issue is developed in this package. (P2)iv)In order to understand the dynamic effects of fluid in the tank, fluid-solid interaction problem is added the dynamic analysis model. Due to this contribution, dynamic effects and their behavior on the tank durability are examined. (P2)v)With the help of dynamic analysis outputs, fatigue analysis is performed. All three kinds of analysis results, static, dynamic and fatigue, are interpreted and optimization process is begun. After the optimization process, final tank design is created. (P3) vi)Prototype of final design is produced (P4) and Hydropulse tests are achieved in Mercedes-Benz Türk A.Ş. test department. After the tests, final geometry has no cracks on the walls. Hence, it has gotten approval for release. (P5)In this thesis, firstly literature review is performed. There were lots of unknown about the polyethylene material in the first step. In addition, to investigate the durability of the tank, some methods are examined. Unknowns and questions are tried to answer with the help of literature. After the review, the coupon tests are conducted to acquire the physical and mechanical properties of the polyethylene material. Tests are achieved in Istanbul Technical University, Composite Structure Laboratory. They are crucial importance of the thesis. Because, test outputs are used for modeling the finite element model of the fuel tank. First important test is density test. According to D792-13 standard, polyethylene material density is obtained. For finite element model, Young modulus and poisson ratio are mandatory quantities. Complying with the D638-10 standard, tensile tests are done in room temperature. Afterwards, so as to understand the behavior of the material in cold and warm conditions, tests are re-performed in +60 and -40 oC environments. Another step of the material tests is damping ratio test. Damping ratio is one of the most important inputs for dynamic analysis and is obtained with hummer test. The test results are used for the inputs of the analysis. In order to generate a finite element model, Medina pre-processor is used. The tank structure which had the cracks in hydropulse test is selected for the project. The CAD geometry of the tank is imported from CATIA to Medina and prepared for analysis with using PERMAS V15 finite element solver. The main goal of the developing a new analysis methodology is finding cracks in the tank in even analysis steps. Thanks for that, geometrical optimizations can be done easily. Hence, hydropulse test iterations will be reduced and the test cost will be saved. In all acoustic analysis, the fuel tank walls are modeled with shell elements. On the other hand, fuel is generated with 3D solid acoustic elements. Moreover, bus chassis structure is included the analysis procedure and is modeled with shell elements also. Large Mass Method is used to apply the torture track acceleration signal to the tank. It, which is several orders of magnitude larger than the mass of the entire structure, is used to apply the accelerations as forces. It uses frequently in base excitation problems. Besides, fundamentally there are 4 main sections in acoustic analysis as structure part, acoustic part, interface part and free surface. Those elements have pressure degree of freedoms unlike structure solid elements. As known, structure elements have only displacement degrees of freedom in their body. Interface part has the main role of the system. Because, pressure is converted to displacement in the part. After all those modeling tricks, 1/4 , 2/4 , 3/4 and 4/4 fullness ratios of the tank is investigated. Firstly, mode shapes and natural frequencies of the tank are obtained with using modal analysis approach. Results are interpreted for predicting that where the cracks can occur. Afterwards, thanks to modal transient approach and the proving ground signal, dynamic analyses are achieved. Therefore, cracks regions are found and dynamic analysis methodology is developed. After the cracks are detected the tank surface in numeric analysis, base tank model optimization process begin. Firstly, tank wall thickness is increased from 7 mm to 9 mm. Also, geometrical optimization is performed in order to remove the two different crack regions from the new tank design. After all these investigations, final shape of the tank is obtained finally. Prototype is produced in Mercedes-Benz Türk A.Ş's supplier and the test is conducted in MBTürk hydropulse test bench. Final design of the fuel tank is passed the test with no crack. In the thesis, all of these process and steps are mentioned clearly and deeply with numeric results.San-Tez, a university cooperation project with financial support from the Turkish Ministry, application was made for continuation of the project. Ministry of Labor and Industry has approved 0488.STZ.2013-2 numbered project conducted by Istanbul Technical University Faculty of Aeronautics and Astronautics and Mercedes Benz Türk A.Ş.. 114

Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) simülasyonları, yanma odası içerisindeki akışın fiziksel davranışlarını tespit etmekte ve yanma karakteristiğini tayin etmekte kolaylık sağlamaktadır. Simülasyon analizleri, deneysel çalışmalardan önce yanma odasının başlangıç tasarım kriterlerini belirlerken, zamana olan bağımlılığı ve deney sırasında karşılaşılabilecek sorunlardan kaynaklanacak deneme-yanılma masraflarını azaltmak için gereklidir. Bu tezde, yanma odasının ön tasarımı sırasında halkasal yanma odasının nominal çalışma şartları belirlenmiştir. Yanma odası 1000 HP gücünde bir turboşaft motora uygun olarak tasarlanmıştır. Bu tip motorlarda yer kısıtlı ve ağırlık kritik olduğundan ters akışlı yanma odaları tercih edilir. Ters akışlı yanma odası tam halkasal tipte olacak şekilde tasarlanmıştır. Halkasal yanma odasının diğer yanma odası tiplerine göre önemli tasarım avantajları mevcuttur. Bunlardan bazıları; yanma odasının boyutunun kısaltılması, dolayısıyla yer ve ağrılıktan tasarruf edilmesi, alev stabilitesinin diğer tiplere göre daha iyi oluşu ve emisyonlar diğer tiplere göre daha düşük olmasıdır. Halkasal yanma odası için teğetsel tipte 13 adet girdap vanesi kullanılmıştır. Bu yanma odası tasarım kıstasları temel alınarak deneysel çalışmalarda kolaylık sağlanması amacı ile düzlemsel bir yanma odası test düzeneği tasarlanmıştır. Test düzeneği orijinal yanma odasının 3/13'lük bir bölümü esas alınarak tasarlanmıştır. Düzlemsel yanma odasının tasarlanmasının avantajı; deneysel çalışmalar sırasında yanma odasının belli bölgelerine optik erişim kolaylılığı sağlamaktır. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) çalışmaları için kullanılacak çözüm hacmi ise test düzeneği için hazırlanmış düzlemsel yanma odası geometrisi temel alınarak oluşturulmuştur. Çözüm hacmi, orijinal yanma odası geometrisinin 1/13'lük kısmıdır. Bu sayısal çalışmalarda çıkan sonuçlar daha sonradan deneysel veriler ile karşılaştırılacaktır. Hesaplamalarda kullanılan sonlu hacim ağı oluşturulur iken düzlemsel geometriye uygun çözüm hacim kullanılmıştır. Sonlu hacim ağı oluşturulurken, yanma odasının geometrik uzunluk değerleri, hiçbir boyutlandırma faktörü olmadan gerçek değerlerinde kullanılmıştır. Sonlu hacim ağı yapısının simülasyon sonuçları üzerindeki etkisinin azaltılması için farklı derecedeki incelik değerlerinde tekrarlanarak, en uygun sonlu hacim ağı elde edilmiştir. 3 boyutlu sonlu hacim ağı için ilk olarak yaklaşık 50 milyon elemanlık bir dörtyüzlü yapı oluşturuldu. Ardından, hesaplama zamanının kısaltılması amacı ile oluşturulan bu yapı eleman kalitesi bozulmayacak şekilde ANSYS Fluent programı kullanılarak yaklaşık olarak 10 milyon elemanlık bir çokyüzlü yapıya dönüştürüldü.Gaz türbini motorlarında sıvı yakıtlar kullanılır. Sıvı yakıt yanma odasına enjektörler yardımıyla püskürtülerek yüzey hacmi artırılır, böylece sıvı yakıtın buharlaşması kolaylaştırılır. Ters akışlı yanma odasındaki sprey yanma modeli için gerçekleştirilen sayısal çalışmalarda hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) yöntemi kullanıldı. Sayısal çalışmalar, iki adet tepkimeli akış durumu ve bir adet tepkimesiz (soğuk) akışda sıvı yakıt enjeksiyon çalışmasını kapsamaktadır. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) simülasyonları, tepkimeli akış ve tepkimesiz akış çalışmalarının tümünün çözdürülmesi sebebi ile 3 boyutlu kararlı-hal durumunda FLUENT v.14 yazılımı kullanılmıştır. ANSYS FLUENT programı, hızlı, pratik ve kullanım alanı geniş bir paket programı olduğu için birçok alanda ki hesaplamalı akışkanlar dinamiği çalışmalarında tercih edilmektedir. Tüm simülasyonlarda, Reynolds Ortalamalı Navier-Stokes (RANS) ve Gerçeklenir (Realizable) k-ϵ türbülans modeli uygulanmıştır. Reynolds Ortalamalı Navier-Stokes modeli, diğer türbülanslı akış modellerine göre çözüm zamanı açısında daha hızlı bir yöntem olduğu için bu çalışmada kullanıldı. Ayrıca, bu yöntem sanayide geniş bir çalışma yelpazesinde tercih edilmekte ve simülasyon sonuçları pratik bir şekilde elde edilebilmektedir. Diğer taraftan kullanılan türbülans modeli düşünüldüğünde, k-ϵ türbülans modeli, gaz türbini hesaplamaları için literatür araştırılarak seçilmiş ve türbülans modelleri içerisinde en çok kullanılan bir modeldir. Gerçeklenir k-ϵ türbülans modeli ise standart modelden geliştirilerek oluşturulmuş bir modeldir. Modeller için literatür araştırmaları tez çalışması kapsamında yapılmış ve tez içeriğinde detaylı bir şekilde ele alınmıştır.Yanma modelinin simule edilmesi için kullanılan ilk yaklaşım, her tür için taşınım denklemlerinin ayrı ayrı çözülmesi prensibine dayanıyor. Yanma, `belirli oranda kimyasallar modeli` (finite rate chemistry) ile simule edildi ve heptan (C7H16) yakıtı için tek basamaklı reaksiyon mekanizması kullanıldı. Türbülans-Alev etkileşimini modellemek için Girdap-enerji yitimi kavramı (Eddy-Dissipation Concept - EDC) kullanıldı. Girdap-enerji yitimi kavramı, türbülans ve alevin kimyası arasındaki etkileşim kavramında, türbülanslı girdapların enerji yitimi şeklinde detaylı olarak tanımlanabilinir.Yanma modelinin simule edilmesinde kullanılan ikinci yaklaşım, kararlı yayılan alevcik yanma modeli (steady diffusion flamelet combustion model) ile birlikte türbülans-alev etkileşimi için Olasılık Yoğunluğu Fonksiyonu (OYF) (Probability Density Function (PDF)) kullanılmıştır. Bu yanma modeli ile, adiyabatik türbülanslı alevin termokimyasal özellikleri, stokiyometrik değerde karışım kesri ve sayısal enerji yitimi oranı kullanılarak belirtilir. β-OYF (Olasılık Yoğunluğu Fonksiyonu) metodu, türbülanslı yanma için aramalı tabloları oluşturmak için kullanıldı. Tablolar oluşturulurken kimyasal reaksiyonların çözümü için, California San Diego Üniversitesinin türettiği, heptan (C7H16) yakıtı mekanizması kullanıldı ve mekanizma 58 tür ve 325 reaksiyondan oluşmaktadır.Sprey yanmanın endüstri içerisinde çeşitli uygulama alanları bulunmaktadır. Gaz türbini yanma odasındaki sıvı yakıt yanması için, basınçlı girdap püskürteci (pressure swirl atomizer), püskürteçler arasında en güvenilir ve en ucuz maliyetli olanıdır ve bu çalışmada bu çeşit püskürteç modeli kullanılmıştır. Püskürteç sistemi tasarlanırken ve seçilirken gölge ölçümü (shadowgraphy) deneyleri yapılmış ve sınır şartları belirlenmiştir. Püskürteç sistemi, yakıtı nozüllerde hızlandırarak merkezi dönüş kanalına iletir. Dönen sıvı yakıt dönüş kanalının duvarlarına çarparak içi hava dolu bir koni oluşturur. Bu yapı orifisten kararsız ince bir film olarak çıkar ve halka ve damlacık şeklinde parçalanır. Film oluşumu ve parçalanması Doğrusallaştırılmış Kararsız Film Parçalanması (Linearized Instability Sheet Atomization - LISA) modeli ile temsil edilmiştir. Bu model film oluşumu ve parçalanma, ve atomizasyon olmak üzere iki adımdan oluşur. İkincil parçalanma mekanizması için Kelvin-Helmholtz Rayleigh-Taylor (KHRT) modeli açıklanacaktır.Yanma karakteristiği, akış karakteristiği, ve sıvı yakıt püskürtme modeli, bu çalışma kapsamında araştırılacak ve elde edilen sonuçlar karşılaştırılarak gösterilecek. İki farklı yanma modeli ile elde edilmiş sonuçların karşılaştırılması sonuç bölümünde yorumlanacak ve değerlendirilecek. Bu yüksek lisans tezi, çalışma süresince kullanılan tüm model, yöntem ve yaklaşımları detaylı bir şekilde içermektedir. Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations provide advantages to identify the physical behaviors of flow inside combustor and to define the combustion characteristics. The simulation analysis becomes necessary to reduce time dependence and cost issue to determine initial design data of a combustor before experimental tests.In this thesis, a 1/13 sector of a reverse flow annular combustor, intended to be used in a 1000 hp turbo-shaft helicopter engine, is investigated for reacting flow CFD simulations. The real geometrical dimensions of combustor were used without any scaling factor to create computational domain. The computational domain was simulated for different degree of fineness of computational mesh to check for mesh independency. The 3D generated mesh has roughly 10 million unstructured polyhedral elements.The CFD model was proposed to simulate the spray combustion for a reverse flow annular combustor. The numerical studies consist of two reacting flow cases, and one non-reacting liquid fuel injection case. The CFD simulations were performed in order to determine the reacting flow characteristics of combustor by using FLUENT v.14 software in a 3D steady-state fashion. All simulations were carried out Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) and with the Realizable k-ϵ turbulence model.The first CFD approach for combustion model is based on the transport equation for each species. The combustion has been simulated with the finite rate chemistry model and is modelled using one-step reaction mechanism for heptane fuel (C7H16). Eddy-Dissipation Concept (EDC) model was used for the turbulence-chemistry interaction. The EDC model can be described as a detailed description of the dissipation of the turbulent eddies on the concept of interaction between turbulence and chemistry of flame.The second CFD approach for combustion model is the steady diffusion flamelet concept with the Probability Density Function (PDF) closure method for turbulence-flame interaction. With this concept, the thermochemical properties of an adiabatic turbulent flame can be defined by using the mixture fraction and the scalar dissipation rate at stoichiometric value. The β-PDF method was used to generate a look-up table database for turbulent combustion. For chemical reaction, heptane (C7H16) fuel mechanism which was derived by the University of California San Diego, is used for chemical reaction process. It has 58 species and 325 reactions.Spray combustion has several application areas in industry. For liquid-fuel combustion in gas turbine combustors, the pressure swirl atomizer has been found to be the cheapest and the most reliable type of atomizer and the pressure swirl atomizer will be described in this study. The pressure swirl atomizer accelerates the liquid through swirl ports into a central swirl chamber. The swirling liquid pushes against the walls of the swirl chamber and develops a hollow air core. It then emerges from the orifice as a thinning sheet, which is unstable, breaking up into ligaments and droplets. The progression from the internal atomizer flow to the external spray consists of two steps as film formation sheet breakup, atomization. FLUENT® software uses the Linearized Instability Sheet Atomization (LISA) model for the pressure-swirl atomizer. The Kelvin-Helmholtz Rayleigh-Taylor model (KH/RT) will be described for secondary breakup mechanism.The combustion characteristics, the flow characteristics, and the atomization model will be investigated for the results section of this study. The comparing of two different combustion concept will be discussed in conclusion chapter. The thesis covers all the details of these models and their approaches. 77

Havacılık ve uzay sanayisinde yapıştırıcı ile yapıştırılarak birleştirilen yapısal parçaların kullanımı her geçen gün artması kompozit parçaların yük altındaki davranışlarını derinlemesine anlamaktan geçer. Yapısal yapıştırmanın mukavemeti birleşme geometrisine, yapıştırıcı çeşidine, yapıştırıcı kalınlığına, yapışan parçaların özelliklerine ve yükün yönüne ve koşullarına bağlıdır. Bu çalışmada Kompozit malzemelerin farklı elyaf açılarının yapıştırma bağlama performansına etkileri incelenmiştir. Elyaf açıları olarak 0 derece, 15 derece, 30 derece, 45 derece, 60 derece ve 75 derece kullanılmıştır. Her bir parça 12 katmandan oluşmaktadır. Katmanlar, 0 derece hariç, çapraz olarak yerleştirilmiştir. Örnek, ilk elyaf +15 yönünde serilmiş ise ikinci elyaf -15 yönünde serilmiştir. Orta noktada altıncı ve yedinci katmanlar aynı yönde serilmiştir. Karbon kompozit yapıların farklı açılarda tek bindirmeli birleştirmenin mekanik özellikleri değerlendirilmiştir. Aynı zamanda bu parçalar üç noktalı eğme testine tabi tutulmuştur. Kullanılan karbon elyaflar tek yönlüdür. Parçaları yapıştırmak için kullanılan yapıştırıcı iki parçalı Hysol EA9394'dür. Bu çalışmanın sonuçları göstermiştir ki tek bindirmeli yapıştırma birleştirmeleri elyaf açılarından etkilenmektedir. Yapıştırmanın kuvveti 0 dereceden üretilmiş parçalarda en fazla değeri sahiptir. Beklendiği gibi açı değeri arttıkça yapıştırma kuvveti de azalmaktadır. En fazla kuvvet 0 derecede iken 75 derecen üretilen parçalar teste tabi tutulduğunda parça kırılmıştır. Yapışma bölgesinde herhangi bir hasar gözlenmemiştir. Eğme testinde elastik modül değeri (Young's Modulus) hesaplanmıştır. 0 derece en yüksek elastik değerine, 75 derecenin ise en az değere sahip olduğu görülmüştür. Bu çalışmanın sonuçları göstermiştir ki tek bindirmeli birleştirmelerin tasarımında elyaf açıları mutlaka dikkate alınmalıdır.Anahtar kelimeler: cıvata ile birleştirme, çekme mukavemeti, karma malzemeler, tek bindirmeli birleştirme, yapışma kuvveti, yapıştırma The increased use of adhesively joined structural composite parts in aerospace and aircraft demand a thorough understanding of their behavior under loads. The strength of adhesively bonded joints depend on several factors such as joint geometry, adhesive type, adhesive thickness, adherent properties, loading directions and loading conditions. In this thesis study, effects of different fibre orientations of composite materials on the performance of adhesively bonded joints have been examined. Fibre orientations are considered in 0, 15, 30, 45, 60 and 75 degrees. Each part of the sample includes 12 plies. Plies have been placed cross to each other except for 0 degree. For example, first ply has been placed +15 and second ply has been placed -15 degree. The following plies have been placed (+15/-15)2. At the midpoint, sixth and seventh plies have been placed in the same degree. Mechanical properties of carbon fibre composite materials with different orientations have been examined in a single lap joint. Additionally, these parts have been subjected to the three point bending test. These parts produced from carbon material are unidirectional fibres. The adhesive used to bond parts is Hysol® EA9394, two-part adhesive. Results revealed that mechanical properties of the lap joint are influenced by the adherent fibre orientation. The strength of bonded joints of parts produced with the orientation of fibres at 0 degree was higher than that of 15 degree. As expected, the strength of bonded joints of parts produced with the orientation of fibres 15 degree was higher than that of 30 degree. And similarly, the strength of other orientations was decreasing as the angle of orientation increased. At 75 degree, the sample has been broken down. On the bonded area, no deformation was observed. In the bending test, we have calculated the elasticity modulus (Young's modulus) of the sample. We determined that samples produced at 0 degree angle orientation have the highest elasticity modulus. As the angle orientations are getting further from 0, elasticity modulus are drastically decreasing. 75 degree samples showed the lowest elasticity modulus.The result of this study revealed that the orientation of fibre should be considered while designing lap joints. Keywords: adhesive bonding, bonding strength, bolted joint, composite materials, lap joint, and tensile strength. 90

Malzemelerin birleştirme teknikleri olarak birçok yöntem kullanılmaktadır. Bunlar cıvata, kaynak, lehim, perçin ve yapıştırıcı ile birleştirme olarak sınıflandırılabilir. Yapıştırıcı ile birleştirme kullanımı teknolojik gelişmelerden sonra hız kazanmıştır. Bu yöntem sayesinde farklı türden malzemeler birleştirilebilmekte ve lineer bir yük dağılımı elde edilebilmektedir. Yapıştırıcıların tercih edilmesindeki bir diğer neden, hafif ve ekonomik olmasıdır.Bu çalışmada yapıştırıcı ile birleştirilmiş yapılar üzerinde, yapıştırıcı ve malzeme kalınlığının çekme dayanımına etkisi araştırılmıştır. Malzeme olarak alüminyum, yapıştırıcı olarak uçak sanayisinde oldukça fazla tercih edilen Loctite EA 9394 Aero kullanılmıştır.Deneysel araştırmalar sonucunda malzeme kalınlığının artması ile yapıştırıcının çekme dayanımına etkisinin azaldığı görülmüştür. İnce malzemelerin yapıştırılması sırasında optimum yapıştırıcı kalınlığı seçilmelidir. Yapıştırıcı kalınlığının kuvvet dayanımına etkisinin doğru orantılı olmadığı gözlemlenmiştir. Many methods are used as joining techniques of the materials. These can be classified as bolt, welding, soldiring, rivet and joining with adhesive. The use of joining with adhesive had been increased after the technological developments. By means of this method, different types of materials can be combined and a linear load distribution can be obtained. Another reason to prefer adhesive is lightweight and economical. In this thesis study, the effect of thickness of material and adhesive on tensile strength of the bonded joint structures has been investigated. As a material aluminium and as an adhesive Loctite EA 9394 Aero, an adhesive which is quite preferred in the aircraft industry, was used. As a result of experimental studies, decreasing of the effect of adhesive on tensile strength with increasing material thickness was observed. During bonding of thin materials, the optimum adhesive thickness must be chosen. It was observed that, the effect of thickness of adhesive, on the force strength was not directly proportional. 72

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2016, Bu çalışmada, bir ticari uçağın inişi sırasında pist üzerinde oluşabilecek çökmelerin hesaplanması amaçlanmıştır. Çalışma kapsamında pist modellemesi yapılırken dikdörtgen kalın kompozit bir plaka kullanılmıştır. Pistin altında bulunan toprak zemin tasarımı için ise Pasternak Modeli seçilmiştir. Analitik çözümde “Birinci Mertebeden Kayma Deformasyon Teorisi” kullanılmıştır. Formülasyon oluşturulurken kompozit plakanın dikdörtgen, kalın, asimetrik ve çapraz tabakalamaya sahip bir yapıda olduğu göz önüne alınmıştır. Problemin çözümü için hem MATLAB hem de ABAQUS programlarından yararlanılmıştır. Analitik çözüm için gerekli olan basınç değeri, ABAQUS’te yapılan simülasyon sonucu elde edilmiştir. Çalışmanın sonucunda analitik ve nümerik çözümlerin sonuçları birbirleri ile kıyaslanmıştır. Toplam altı bölümden oluşan çalışmanın birinci bölümünde, uçaklardan ve havaalanı pistlerinden genel olarak bahsedilmiştir. Pist zemininde oluşabilecek sorunlar hakkında hem sözel hem de görsel bilgiler verilmiştir. Ayrıca uçakların iniş takımları ve çeşitleri kısaca anlatılmıştır. Daha sonra tezin amacı belirtilmiş ve literatürde yer alan çalışmalar hakkında kısa bilgiler verilmiştir. İkinci bölümde, kompozit plakaların genel özelliklerinden bahsedilmiştir. Simetrik ve çapraz tabakalı plakaların nasıl oluşturuldukları anlatılmıştır. Ortotropik plakalar hakkında bilgiler verilmiş ve bu plakalar için elde edilen bağıntılar gösterilmiştir. Ayrıca pistin altında bulunan elastik zemin modellemesinin nasıl olması gerektiği belirtilmiştir. Üçüncü bölümde, inişin nasıl yapıldığı anlatılmıştır. İniş tekerleği ve pist arasında meydana gelen temas belirtilmiştir. Uçak kütlesinin pist üzerinde oluşturduğu etkinin sayısal ve nümerik analize ne şekilde dahil olacağı incelenmiştir. Ayrıca inişi gerçekleştirecek uçağın tipi ve analiz için gereken karakteristik özellikleri verilmiştir. Pist bir kompozit plaka olarak dizayn edilmiş ve bu plakayı oluşturan tabakalar ayrıntılı olarak incelenmiştir. Her bir tabakaya ait önemli sayısal değerler belirtilmiştir. Dördüncü bölümde, analitik çözüm için gereken denklemler, “Virtual Work” prensibine dayalı olan “Birinci Mertebeden Kayma Deformasyon Teorisi” kullanılarak elde edilmiştir. Daha sonra çökme analizinin önemli adımları anlatılmıştır. Pist üzerinde tekerleğin yaptığı temas basıncının bulunması gösterilmiştir. Çökme analizi için hangi bilgisayar programlarının kullanılacağı bahsedilmiştir. Ayrıca nümerik çözüm için gereken tekerlek ve pist modellerinin, ABAQUS ve CATIA programlarında nasıl yapıldıkları gösterilmiştir. Beşinci bölümde, MATLAB ve ABAQUS programları yardımıyla elde edilen sayısal sonuçlar grafikler halinde gösterilmiş ve birbirleriyle karşılaştırılmıştır. Plaka üzerinde oluşan maksimum basınç ve çökme miktarı belirlenmiştir. Altıncı bölümde, elde edilen sonuçlar değerlendirilmiştir. Gelecek benzer çalışmalarda dikkat edilmesi gerekilen hususlardan bahsedilmiştir., In this study, during a commercial airplane’s landing, deflections which occur on the runway pavement is calculated. In calculations, runway pavement is modeled as a rectangular thick composite plate which is resting on Pasternak foundation. In analytical solution, “First Order Shear Theory” is used. During the formulation process of the problem, plate is considered as rectangular, thick, aysmmetric and cross-ply laminated. MATLAB and ABAQUS programs are used for calculations. The pressure value, which is necessary in finding analytical solution, is obtained from ABAQUS simulation of the problem. In conclusion, analytical and numerical solutions are compared to each other. The study is composed of six chapters. In the first chapter, first of all, informations about airplanes and airport runways are given. The problems which can be occured on the runway’s surface are indicated verbally and visually. Also, landing gear types of airplanes are expressed. And then, the purpose of thesis is emphasized, the studies in the literature are informed. In the second chapter, the general properties of composite materials are expressed. The forms of symmetric and cross-ply plates are indicated. The general informations about orthotropic materials and the fundamental equations of orthotropic plates are written. In addition, the model of elastic foundation, which is under the composite plate, is described. In the third chapter, the landing phase of analysis is indicated. The contact between landing gears and runway pavement is explained. The effect which is occured on the runway pavement by airplane’s mass is described. Also, the airplane’s type and characteristic properties, which is used in analysis, is detailed. The runway is designed as a composite plate. The layers of composite plates are indicated. The numerical values of each layer are expressed. In the fourth chapter, the equations, which are required for analytical solution, are obtained by using “First Order Shear Theory” and this theory is based on “Virtual Work Principle”. After that, the crucial steps of deflection analysis are explained. The contact pressure is detailed which is applied by landing gear wheel onto runway pavement. The computer programs are expressed which are used for both analytical and numerical solutions. Also, the modelings of runway pavement and wheel are detailed. In the fifth chapter, the results of both analytical and numerical solutions are shown in the graphics and compared to each other. In the sixth chapter, the results are commented. The necessary points, which must be considered for the future similar studies, are expressed. According to the International Civil Aviation Organization (ICAO), a runway is a defined rectangular area on a land aerodrome prepared for the landing and takeoff of aircraft. Runways may be a man-made surface (often asphalt, concrete, or a mixture of both) or a natural surface (grass, dirt, gravel, ice, or salt). In this thesis, runway is modelled, where the landing gear wheel touches, as a rectangular composite plate. Composite materials are made from two or more constituent materials with significantly different physical and chemical properties that, when combined, produce a material with characteristics different from the individual components. Orthotropic composite plates are basically a plate made out of composite materials. It has different mechanical properties in three mutually perpendicular planes. Most laminated composite plates fall into this category. In this study, composite plate consists of four layer. Each layer has its own mechanical properties. Composite plate is designed as symmetrical and cross-ply laminate. Also, the composite plate is rectangular and thick. One of the layers of the composite plate is reinforced concrete. Reinforced concrete is a composite material in which concrete’s relatively low tensile strength and ductility are counteracted by the inclusion of reinforcement having higher tensile and ductility. The reinforcement is usually, though not necessarily, steel reinforcing bars (rebar) and is usually embedded passively in the concrete before the concrete sets. Reinforcing schemes are generally designed to resist tensile stresses in particular regions of the concrete that might cause unacceptable cracking and structural failure. Modern reinforced concrete can contain varied reinforcing materials made of steel, polymers or alternate composite material in conjuction with rebar or not. Composite plates supported directly by the soil continuum is a very common construction form. It is used in residential, commercial, industrial and institutional structures. The behavior of the plate when it carries external loads is influenced by the soil and the behavior of the soil is, in turn, influenced by the action of plate under load. Developing a realistic mathemathical model for this complex soil-structure interaction problem is essential in order to provide safe and economical designs. Ultimately, all structure loads must be transferred to the soil continuum and bothe the soil and the structure act together to resist and support loads. In many practical design problem of this type, the soil continuum is layered and may be resting over rigid rock or a relatively stronger soil. Soil is truly a nonhomogeneous and an anisotropic medium that behaves in a non-linear manner, while structures can be adequately modeled and analyzed assuming isotropic and linear behavior. The elastic foundation (soil support) model of this study is Pasternak Model. This model contains springs and damper. Thus, it is very realistic model and is capable of absorbing a lot of energy. Therefore, the impact load is less detrimental to the composite plate (runway pavement) during landing. The airplane type is Boeing 747-400 which performs landing. This airplane is major development and the best-selling model of the Boeing 747 family of jet arliners. While retaining the four-engine wide-body layout of its predecessors, the 747-400 embodies numerous technological and structural changes to produce a more efficient airframe. Boeing 747-400’s main landing gear consists of sixteen wheel. Analytical calculation in this thesis is done by using “Virtual Work Principle”. This principle arises in the application of the principle of least action to the study of forces and mmovement of a mechanical system. The work of a force acting on a particle as it moves along a displacement will be different for different displacements. Among all the possible displacements that a particle may follow, called virtual displacements, one will minimize the action. This displacement is therefore the displacement followed by the particle according to the principle of least action. The work of a force on a particle along a virtual displacement is known as the virtual work. Virtual work and the associated calculus of variations were formulated to analyze systems of rigid bodies, but they have also been developed for the study of the mechanics of deformable bodies. In this study, there is two type of loads. First is impact (sudden) load. Impact load occurs when the wheel of landing gear touches onto runway pavement (composite plate). Second load is moving load. Moving load occurs while the wheel of landing gear advances on the runway pavement. It changes the place in time which is applied. Contact mechanics is the study of the deformation of solids that touch each other at one or more points. The physical and mathematical formulation of the subject is built upon the mechanics of materials and continuum mechanics and focuses on computations involving elastic, viscoelastic, and plastic bodies in static or dynamic contact. Central aspects in contact mechanics are the pressures and adhesion acting perpendicular to the surfaces of contacting bodies (known as the normal direction) and the frictional stresses acting tangentially between the surfaces. During loading process, contact pressure occurs between the wheel and the composite plate. Contact pressure is obtained by using ABAQUS in finite element solution. After that, this value is used in finding analytical solution., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu çalışmada akışkan-yapı etkileşimi (FSI) problemlerinin paralel tam bağlaşık bir çözüm yaklaşımıyla simülasyonuna yönelik özgün bir sayısal algoritma geliştirilmiştir. Problemin akışkan kısmi için daimi olmayan, sıkıştırılamaz Navier-Stokes denklemleri, Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) formda kullanılmıştır. Akışkan için ALE tabanlı bu hareket denklemleri, yapısal olmayan bir sonlu hacimler yaklaşımı ile ayrıklaştırılmıştır. Bu ayrıklaştırmada birincil değişkenler kenar-merkezli bir şema ile konumlandırılmıştır. Bu konumlandırmada, hız vektörü komponentleri her hücre yüzünün orta noktasında tanımlanmışken, basınç ise eleman merkezinde tanımlanmaktadır. Birincil değişkenlerin bu şekilde konumlanması kararlı bir sayısal şema oluşmasını sağlamaktadır ve basınç-hız bağlaştırması için fazladan düzenlemeler yapılmasına gerek duyulmamaktadır. Bu sonlu hacimler yaklaşımının en çekici tarafı, üniform Kartezyen çözüm ağlarında, klasik MAC (Marker and Cell) şemasında olduğu gibi, Poisson denklemi için klasik yedi-nokta Laplace operatörüne yol açmasıdır. Bu durum, çoğunlukla akışkan alt problemi hesaplama kaynaklarının büyük kısmına ihtiyaç duyduğundan, özellikle büyük ölçekli akışkan-yapı etkileşimi problemlerinin çözümünde çözüm veriminin artırılması acısından çok önemlidir. ALE tabanlı sonlu hacimler yaklaşımında, doğruluk ve kararlılık acısından dikkate alınması gereken başka bir nokta da kullanılacak çözüm ağı hareketi yöntemidir. ALE yönteminde çözüm ağı akışkan ve kati sınırları arasındaki ara yüzü takip eder ve hareket denklemleri hareketli bir çözüm ağında ayrıklaştırılır. Bu durum da zaman integrasyon şemasının doğruluğu ve kararlılığı açısından, çözüm ağı hareketine özel şartlar empoze edilmesini gerektirir. Bu şartlar, ayrık geometrik korunun yasasının (DGCL) uygulanması ile sağlanmaktadır. Bu çalışmada, mesh hareketinden kaynaklı akılar geometrik korunum yasası ayrıklaştırma seviyesinde sağlanacak şekilde hesaplanmaktadır. Süreklilik denkleminin her eleman içinde sağlanması için de özel bir dikkat sarf edilmiştir. Her elemen için süreklilik denkleminin toplamı çözüm alanı sınırlarına tam bir şekilde indirgenebilir ki bu da özellik global kütle korunumu acısından çok önemlidir. Akışkan bölgesinde zaman integrasyonu için ikinci mertebeden geri farklar formülü kullanılmaktadır. Çözüm ağı deformasyonu algoritması için verimli cebirsel bir yöntem uygulanmıştır. Bu yöntemde, akışkan iç bölgesindeki çözüm noktaları, akışkan-yapı ara yüzündeki en yakın çözüm noktalarının eksponensiyel bir deplasman fonksiyonuna göre deforme edilmektedir. Uygulanan bu cebirsel yöntemin en temel avantajı, oldukça spars cebirsel bir denkleme yol açmasıdır ki bu da bütün algoritmanın verimi acısından çok önemlidir.Yapı bölgesinin deformasyonu Saint Venant-Kirchhoff malzeme modelinin uygunluk denklemlerine dayanmaktadır. Bu yöntem yapının büyük elastik deplasman gösterdiği geometrik doğrusal olmayan problemlere uygulanabilmektedir. Yapı bölgesi hareket denklemlerinin ayrıklaştırması Lagrangian bir çerçevede klasik Galerkin sonlu hacimler yöntemine dayanmaktadır. Üç boyutlu sonlu elemanlar ayrıklaştırmasında 8-nodlu, eş-parametreli 6-yuzlu elemanlar kullanılmakta iken, iki boyutlu ayrıklaştırmalarda 4-nodlu dörtgen elemanlar kullanılmıştır. Yapısal katılık matrisi, kütle matrisi ve kuvvet vektörüne ait integraller 2-nokta Gauss tümlevi (Gauss quadrature) yöntemi ile hesaplanmaktadır. Yapı bölgesi denklemlerinin zaman integrasyonunda ise genelleştirilmiş-α yöntemi uygulanmıştır. Bu yöntem, yapının hız ve yer değiştirmeleri için Newmark tipi yaklaşımlar kullanan, tek-adim implicit, ikince mertebe bir integrasyon yöntemidir. Bu yöntemde, sayısal algoritmanın yüksek frekans sönümleme karakteri, uygun genelleştirilmiş-α parametreleri seçilerek kolaca kontrol edilebilir. Yapısal dinamik denklemlerinin doğrusallaştırılması, Newton tipi bir algoritmaya dayanmaktadır. Bu algoritmada, denklem sisteminin Jacobian matrisi her zaman adımında tam hesaplanmamaktadır. Bu yaklaşım ALE tabanlı akışkan bölgesi denklemleri için de uygulanmıştır. Aksi halde tam Newton yöntemini, tam bağlaşık denklem sisteminde fazladan sıfır olmayan bloklar oluşmasına neden olmakta ve bu da hafıza gereksinimlerini özellikle 3-boyutlu hesaplamalarda oldukça artırmaktadır.Akışkan ve yapı bölgelerine ait denklemlerin çözümü tam bağlaşık bir yaklaşıma dayanmaktadır. Bu yaklaşımda, akışkan ve yapı denklemleri tek bir denklem sistemi oluşacak şekilde inşa edilmektedir ve bu denklem sistemi her zaman adımında tam bağlaşık şekilde çözülmektedir. Akışkan ve yapı bölgeleri arasında bağlaştırma, akışkan-yapı ara yüzü boyunca birbirine uyumlu akışkan ve yapı çözüm ağları kullanılmasıyla basitleştirilmiştir. Hali hazırdaki monolitik FSI çözücü, ortaya çıkan tam bağlaşık denklem sisteminin çözümünde, ön-koşulu bir Krylov alt uzay metodu kullanmaktadır. Hızın diverjansinin sıfır olması koşulu nedeniyle oluşan sıfır blok diyagonal, bütün sitem için verimli ön-koşullandırıcıların uygulanmasını zorlaştırmaktadır. Mevcut yöntemde ise, orijinal sistemdeki sıfır blok yerine ölçeklenmiş bir ayrık Laplacian oluşturan bir üst üçgen sağ ön-koşullandırıcı uygulanmaktadır. Bu ön-koşullandırma, matris-matris çarpımları nedeniyle sıfır olmayan eleman sayısında belirgin bir artışa neden olduğu için, ön-koşullandırıcının sıfır olmayan bloğu hesaplama açısından daha az pahalı bir matris ise değiştirilmektedir. Momentum denkleminde basınç gradyanlarına olan katkı, hız vektörlerinin ayrıklaştırıldığı ortak eleman yüzeyini paylasan sağ ve soldaki elemanlardan olduğundan, kullanılan bu matris sadece bu katkılardan kaynaklanan terimleri içermektedir. Bu yaklaşım iteratif çözücünün yakınsama karakterini çok belirgin şekilde etkilemese de, özellikle 3-boyutlu hesaplamalarda, hesaplama zamanı ve hafıza gereksinimlerinde ciddi azamlar sağlamaktadır. Mevcut tek seviye iteratif çözüm yaklaşımı, sistemin simetrik olmayan doğası gereği, kısıtlı aditif Schwarz ön-koşullu esnek GMRES(m) (restricted additive Schwarz preconditioned flexible GMRES) Krylov alt uzay algoritmasına dayanmaktadır. Sistemin her alt bölgesinde blok ILU faktorizasyonu uygulanmıştır. Cebirsel denklemlerin doğasından kaynaklanan doğrusal olmama durumu nedeniyle, yeterince tatmin edici bir yakınsama kriterine ulaşıncaya kadar her zaman adımında alt-iterasyonlar uygulanmıştır. Mevcut ön-koşullu Krylov alt uzay algoritması, matris-matris çarpımları ve kısıtlı aditif Schwarz ön-koşullandırıcı uygulaması için PETSc (Portable, Extensible Toolkit for Scientific Computation) kütüphanesi kullanılmıştır. Bu kütüphane, doğrusal ve doğrusal olmayan denklem çözücülerinin paralel impilementasyonu için oluşturulmuş veri yapıları ve rutinleri içermektedir. Bütün akışkan-yapı ara yüzünün yapısal olmayan çözüm ağı, METIS kütüphanesi kullanılarak alt parçalara ayrılmıştır. Bu kütüphane, yapısal olmayan grafik ve çözüm ağlarının paralel programlamaya yönelik parçalanması için geliştirilmiş programlar içeren bir kütüphanedir.Geliştirilen bu FSI çözücünün doğruluğunu test etmek ve önerilen algoritmanın ölçeklenme karakterini incelemek amacıyla, mevcut metot literatürde sıklıkla adres edilen birçok FSI test problemine uygulanmıştır. İlk doğrulama örneği oldukça popüler 2-boyutlu bir FSI test problemidir. Problem rijit dairesel bir engel arkasına yerleştirilmiş elastik bir çubuk ile etkileşime giren Newtonian bir akıştan oluşmaktadır. Elastik çubuk akis bölgesinin alt ve üst duvarları arasında asimetrik yerleştirilmiştir ve bu akışkan yapı etkileşimi senaryosunda, engelden kopan ve ilerleyen girdapların elastik çizim üzerinde indüklediği periyodik titreşimler oluşmaktadır. Bu test probleminde hem daimi hem de daimi olmayan durumlar dikkate alınmıştır. Geliştirilen algoritmanın çözüm ağı yakınsama ve ölçeklenme karakterinin ortaya konulması amacıyla, üç fark çözüm ağı çözünürlüğü dikkate alınmıştır. Çözüm ağı çözünürlüğünün, işlemci sayısının, ILU(k) ön-koşullandırıcı seviyesinin ve kısıtlı aditif Schwarz ön-koşullandırıcıdaki üst üste binme miktarının performansa etkileri ortaya konulmuştur. Bu test probleminde elde edilen sonuçlar literatürdeki birçok çözümle karşılaştırılmış ve mevcut çözücünün doğruluğu ispat edilmiştir. İkinci FSI test probleminde yine literatürde sıklıkla adres edilen 3-boyutlu bir konfigürasyon dikkate alınmıştır. Bu problem konfigürasyonu basitçe elastik arterlerden kan akisini simüle etmektedir. Problemde sıkıştırılamaz viskoz bir akis esnek dairesel bir tüp ile çevrelenmiştir ve empoze edilen sinir koşulları ile elastik tüpte zamana bağlı radyal ve eksenel deplasmanlar oluşturacak şekilde ilerleyen bir dalga çözümüne ulaşılmaktadır. Bu 3-boyutlu test problemi için de bir ölçeklenme testi yapılmıştır. Bu test için iki farklı çözüm ağı çözünürlüğü dikkate alin mistir. Radyal deplasmanlar için hesaplanan sonuçların literatür ile iyi uyum içinde olduğu gösterilmiştir. Takip eden 3-boyutlu FSI test problemlerinden bir diğeri dikdörtgensel bir kanal içine yerleştirilmiş elastik bir cisimden oluşmakta ve daimi bir akis çözümü vermektedir. Cisim üzerinde bir kontrol noktasının deplasman çözümü verilmiş ve literatür ile olan uyumu gösterilmiştir. Dördüncü test problemi, dikdörtgensel bir engel arkasına yerleştirilmiş bir bayrağın girdap indüklü titreşimlerini modelleyen 3-boyutlu bir konfigürasyondur. Bu problem için mevcut hesaplamalar oldukça yüksek çözünürlüklü bir çözüm ağında yapılmıştır. Bu test problem bilgisayar gücü açısından oldukça zorlayıcı olsa da mevcut FSI algoritması belirgin bir performans kaybı yasamadan benzer ölçeklenme özellikleri göstermiştir. Son test problemi, geliştirilen FSI algoritmasının, özellikle akışkan bölgesi yapı bölgesi ile tamamen çevrelendiği durumlarda, kütle korunum kabiliyetinin ortaya konulması amacıyla tasarlanmıştır. Bu amaçla tasarlanan problem, paralel rijit duvarlar arasına simetrik olarak yerleştirilmiş iki boyutlu dairesel elastik bir yüzükten oluşmaktadır. Bu dairesel yapı bir akışkan ile çevrelenmiş olmakla birlikte kendisi de bir akışkan bölgesini çevrelemektedir. Bu konfigürasyon basitçe kırmızı kan hücrelerinin düşük Reynolds sayılı akışta deformasyonunu simüle etmektedir. Bu son test problemi, geliştirilen algoritmanın, kullanılan uyumlu FSI ara yüz şartı ile makine hassasiyetinde kütle korunumunu sağladığını göstermektedir.FSI çözücüsünün doğrulanması amacıyla yapılan sayısal deneylerden sonra, mevcut algoritma kardiyovaskular akışkan-yapı etkileşiminde sıklıkla karşılaşın gerçekçi bir problemin çözümünde kullanılmıştır. Bu akışkan-yapı etkileşimi problemi, damar çatallanma tepesinde anevrizma ihtiva eden bir beyin arterinde impulsif olarak başlatılan bir FSI problemidir. Kan Newtonian bir akışkan olarak, damar duvarı ise Saint Venant Kirchhoff modeline uygun bir elastik malzeme olarak modellenmiştir. Başlangıçta kullanılan tamamen hegzahedral konformal çözüm ağı oktree metodu kullanılarak oluşturulmuştur. Akışkan hız alanı, kan basıncı, duvar kayma gerilmeleri gibi birçok hemodinamik büyüklüğün yanında, zamana bağlı damar duvar deplasmanları hesaplanmıştır. İyi ölçeklenme karakteri bu problemde de elde edilmiştir.Bu çalışmada geliştirilen FSI çözücüsünün geliştirme ve test aşamalarında kullanılan yöntemler özetlenmiştir. Mevcut yöntemin avantaj ve dezavantajlarına değinilmiş ve muhtemel gelecek uygulamalarından bahsedilmiştir. In this study, a novel numerical algorithm has been developed for the simulation of fluid-structure interaction problems in a parallel fully coupled solution approach. For the fluid part of the problem, the Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) form of the incompressible, unsteady Navier-Stokes equations are used to model the fluid motion. The ALE based governing equations of the fluid domain are discretized using an unstructured finite volume approach, where the primitive variables of the fluid are defined based on a side-centered arrangement. In this side-centered arrangement, the velocity vector components are defined at the mid-point of each cell face, while the pressure is defined at the element centroid. This arrangement of the primitive variables leads to a stable numerical scheme and it does not require any /textit{ad-hoc} modifications in order to enhance the pressure-velocity coupling. The most appealing feature of the present finite volume approach is that it leads to the classical seven-point Laplace operator on uniform Cartesian meshes for the pressure Poisson equation as in the classical MAC scheme, which is very important for the efficient solution of the large-scale FSI problems in 3D, since the fluid subproblem requires the majority of the computational resources in the coupled system for the most of cases. Another point to be considered in terms of accuracy and stability of the ALE based finite volume approach is the mesh movement strategy. In the ALE method, the mesh follows the interface between the fluid and solid boundary and the governing equations are discretized on a moving mesh, which requires the imposition of special conditions on the mesh movement for the accuracy and stability of the time integration scheme. This condition is imposed by the enforcement of the discrete geometric conservation law (DGCL). In the present study, the fluxes due to mesh motion are computed in a way that the geometric conservation law is satisfied in a discrete level. A special attention is also given in order to satisfy the continuity equation exactly within each element. The summation of the discrete continuity equations can be exactly reduced to the domain boundary, which is important for the global mass conservation. For time integration in the fluid domain second-order backward difference formula is used. The mesh deformation algorithm within the fluid domain is based on an efficient algebraic method, where the interior fluid nodes are deformed based on a exponential function of the displacement of the nearest node on the common fluid-structure interface. The main advantage of the present algebraic method is that it leads to a highly sparse algebraic equation, which is very important for the efficiency of the overall algorithm.The deformation of the solid domain is governed by the constitutive laws for the Saint Venant-Kirchhoff material model, which is applicable to geometrically nonlinear analysis of the structure with large elastic displacements. The discretization of the governing equations of the solid domain is accomplished by the classical Galerkin finite element method in a Lagrangian frame. For three-dimensional finite element discretization, eight-node iso-parametric hexahedral elements are used to model the solid domain, while four-node quadrilateral finite elements are used for two-dimensional discretizations. The numerical integrals related to the structural stiffness matrix, mass matrix and force vector are calculated using two-point Gauss quadrature method. The time integration of equations for the solid domain is based on the generalized$-/alpha$ method, which is a second order accurate, one-step implicit time integration method based on Newmark type approximations for the displacements and velocities of the structure. In this method, the high frequency damping character of the numerical algorithm can be easily controlled by selecting the appropriate generalized$-/alpha$ parameters. The linearization of the structural dynamics equations is based on a quasi-Newton type algorithm, where the Jacobian matrix of the equation system is not exactly calculated at each time level. This approach is also applied for the ALE algorithm for the fluid domain, where the exact Newtons' method leads to extra non-zero blocks in the whole coupled system of equations, which significantly increases the memory demand in three-dimensional computations.The solution of the equations resulting from the discreatization of the fluid and structure domains is based on a monolithic approach, where the fluid and solid equations are assembled into a single equation system and solved in a fully coupled way at each time level. The coupling between the fluid and structure domains is simplified by creating fluid and structure meshes which are conformal along the fluid-structure interface. The present monolithic FSI solver uses a preconditioned Krylov subspace method to solve the resulting fully coupled system. Because of the zero-block diagonal resulting from the divergence-free constraint, it is rather difficult to construct robust preconditioners for the whole coupled system. In the present approach, we use an upper triangular right preconditioner which results in a scaled discrete Laplacian instead of the zero block in the original system. Since this preconditioning leads to a significant increase in the number of non-zero elements due to the matrix-matrix multiplications, we replace the non-zero block of the preconditioner with a computationally less expensive matrix, which contains the contributions from the right and left element only, since the largest contribution for the pressure gradients in the momentum equations comes from the right and left elements that share the common face where the components of the velocity vector are discretized. Although, this approximation does not change the convergence rate of the iterative solver significantly, it leads to a significant reduction in the computing time and memory requirement in 3D. The present one-level iterative solution approach is based on the restricted additive Schwarz method with the flexible GMRES(m) Krylov subspace algorithm due to the non-symmetric nature of the system. A block-incomplete LU (ILU) factorization is used within each partitionedsub-domains. In order to handle the nonlinear nature of the algebraic equations, sub-iterations are performed for each time step until a satisfactory convergence criteria is reached. The implementation of the present preconditioned Krylov subspace algorithm, matrix-matrix multiplications and the restricted additive Schwarz preconditioner are carried out using the PETSc (Portable, Extensible Toolkit for Scientific Computation) library developed at the Argonne National Laboratories, which is a collection of data structures and routines for parallel implementation of linear and nonlinear equation solvers. The unstructured computational mesh for the whole fluid and solid domains is decomposed into a set of sub-domains using the METIS library, which is a set of programs developed for partitioning unstructured graphs, meshes, and producing fill reducing orderings for sparse matrices.In order to validate the accuracy of the developed FSI solver and examine the scaling properties of the proposed algorithm, the present method is initially applied to several FSI benchmark problems that are frequently addressed in the literature. The first validation case is a rather popular two-dimensional FSI test problem. The problem consists of a Newtonian fluid flow interacting with an elastic bar behind a fixed rigid circular obstacle which is placed asymmetrically between parallel lateral walls. In this fluid-structure interaction scenario, shedding vortices induce time dependent displacements and periodic oscillations of the structure. Both steady and unsteady flow solutions are considered for this test case. In order to demonstrate the mesh convergence and scaling properties of the present FSI algorithm, three different mesh resolutions are considered. The effects of the mesh resolution, the number of processors, the level of ILU(k) preconditioner and the amount of overlap for the restricted additive Schwarz preconditioner are presented. The obtained results for this two-dimensional FSI problem are compared to several solutions from the literature and the accuracy of the present algorithm is validated. In the second FSI benchmark case a three-dimensional problem configuration is considered, which is also a well addressed FSI problem in the literature. This problem setting simply simulates the blood flow through elastic arteries. The test configuration consists of an incompressible viscous flow through a flexible circular tube. The considered boundary conditions for this FSI problem produces a wave propagation through the elastic tube with resultant time dependent radial and axial deformations of the structure. A scaling test is also conducted for this 3D benchmark problem for two different mesh resolutions. It is shown that the computed results for radial displacements of the structure are relatively in good agrement with the results in the literature. In the subsequent validation case, a steady FSI benchmark is considered, where an elastic solid is immersed in a rectangular channel, and the deflection of a test point on the elastic structure is taken in account for comparison to the result given in the literature. The computed results for this FSI test case are also found to be in good agrement with the literature. The fourth test case represents a three-dimensional configuration for the vortex-induced vibrations of a flag attached behind a rectangular rigid body in an incompressible viscous flow. The present calculations for this test case are performed on a relatively fine mesh. Although this test case is rather demanding in terms of the required computer power, the FSI algorithm achieves similar scaling without a significant performance loss.The final benchmark problem is motivated to demonstrate the exact mass conservation property of the present FSI algorithm when the fluid domain is fully enclosed in a solid domain. For this purpose, a two dimensional flexible circular ring is placed symmetrically between two parallel rigid plates. This circular ring, which is immersed in a fluid domain, completely encloses a part of the fluid domain itself. This configuration mimics the deformation of a red blood cell inside a capillary wall at a very low Reynolds number. This final test demonstrates that the developed algorithm with its compatible FSI interface condition achieves mass conservation at machine precision.Subsequent to the numerical experiments and FSI solver validation, the present algorithm is applied to a realistic fluid-structure interaction problem frequently encountered in cardiovascular FSI. This fluid-structure interaction problem corresponds to an impulsively accelerated blood flow within a cerebral artery with aneurysm located at the apex of the bifurcation of a branch. The blood is assumed to be a Newtonian fluid, and the artery wall is modeled as a Saint Venant Kirchhoff material. The octree method is used to generate the initial all hexahedral conforming coarse mesh. Various hemodynamic quantities of interest like fluid velocities, blood pressure and wall shear stresses (WSS) are computed as well as the time dependent artery wall deformations. Good scaling character has also been obtained for this FSI application.Finally, the methods used to develop and test the present FSI solver are summarized. Advantages and the drawbacks of the present solver are addressed with possible future applications. 144

Gelişmiş kompozit malzemeler her geçen gün üretim sektöründe kendine daha çok yer bulmaktadır. Havacılık, otomotiv, taşımacılık ve spor ürünleri de dâhil olmak üzere geniş bir kullanım alanına sahiptirler. Günümüzde havacılık endüstrisinde birçok parka kompozit malzeme kullanılarak üretilmektedir. AIRBUS ve BOEING gibi havacılıkta yeniliklere öncülük eden firmalar havacılık endüstrisinde elevator , fairing , kanat, spoiler, gövde ve birçok alt gövde parçasını kompozit'ten üretmeye başlamışlardır. Türkiye'de havacılık sektörünün önde kuruluşu TUSAŞ da yeni nesil temel eğitim uçağı HÜRKUŞ ve orta irtifa uzun havada kalışlı İnsansız Hava Aracı Sistemi ANKA gibi birçok ürünün tasarımında kompozit malzeme teknolojisine yer vermiştir. Kompozit malzemelerin başlıca avantajları yüksek mukavemet, hafiflik ve korozyon dayanımının yüksek olmasıdır. Havacılık sektöründe kompozit malzemelerin onarılması çok karşılaşılan bir durum olduğu gibi kompozit malzeme ile çalışmanın başlıca zorluklarından birisi olmuştur. Kompozit malzemenin kullanım alanının artması, kanat, silah sistemleri gibi kritik parçalarda da kullanılmaya başlanması ile birlikte onarım görmüş malzemelerin onarım sonrası mekanik davranışları ve dayanımları da gün geçtikçe daha çok önem kazanmıştır. Hatalı yapılmış olan bir onarım felakete sebep olabilir. Onarımlar uçağın ömrü boyunca orijinal malzeme ile aynı mekanik özellikleri sağlamalı ve bu özellikleri korumalıdır.Bu tezin amacı, onarımların bu kadar kritik rol oynadığı havacılık sektöründe sıklıkla kullanılmakta olan karbon fiber kompozit malzemelerin onarım öncesi ve sonrası mekanik karakterlerini karşılaştırarak onarımın, özellikle havacılıkta çok kullanılmakta olan `Scarf` onarım tipinin mekanik özelliklere etkilerinin araştırılmasıdır. Test parçası olarak tamamı tek yönlü dizilime sahip ABS5139C1219A (AIMS 05-01-001) Karbon-Epoksi malzemeden, 0-90°, 15°, 30°, 45° ve 60° derece yönlerinde dizilerek üretilmiş 12 katmandan oluşan kompozit malzemeler kullanılmıştır. Fiber diziliminin değişken olarak belirleyici olmaması amacı ile dıştan içe 6 katman simetrik olarak dizilim tercih edilmiştir. Elimizde bulunan farklı açılarda üretilmiş kompozit test numunelerinin yarısına onarım yapılmış, 6 katman derinliğe inen bir hasar simüle edilerek onarım yapılmıştır. Onarımlar sırasında kaldırılan katmanlar ile onarım katmanları aynı yönde serilmiş ve tekrar otoklav ortamında kür edilmiştir. Onarım öncesinde ve sonrasında tahribatsız muayene yöntemlerinden ultrasonik muayene yöntemi ile kompozit malzemenin birleşme kalitesi kontrol edilmiş, malzemelerde herhangi bir hataya rastlanmamıştır. Üretilmiş olan kompozit malzemelerin onarım yüzeylerinden alınmış olan kesitler Gazi Üniversitesi Biyoloji Bölümünde bulunan SEM (Scanning Electron Microscope) mikroskopunda 5-10 kV voltaj altında incelenmiş, gözlem ve tespitler tez içerisinde belirtilmiştir. Tez sonuçları incelendiğinde karbon fiber yapılı kompozit malzemelerde yapılan onarımın parçanın mekanik özelliklerine doğrudan etki ettiği, dizayn ve onarımdan sorumlu mühendislerin analizlerini yaparken onarımın etkilerini özenle değerlendirmeleri gerekmektedir. Anahtar kelimeler: Kompozit malzemeler, karbon fiber kompozit malzemeler, scarf onarım, kompozit malzemelerde onarım. Advanced carbon fiber composites are becoming more important in the maintenance and used in a wider range of applications in aeronautical, marine, automotive, surface transport and sports equipments. Repair of these composite materials has always been an important challenge in aerospace structures. The repair must cover the service and specific requirement of the remaining life of the aircraft structure. In my thesis, performance analyses of repaired carbon fiber composite materials were studied and compared with original ones. The entire test parts were manufactured from unidirectional carbon fiber materials. Fiber orientations were chosen as 0°-90°, 15°, 30°, 45°, and 60° vertical degrees. Each composite part was manufactured with 12 plies. 6 plies were removed and replaced on scarf repair operation. All the parts (original and repaired) were tested on tensile testing method and repair area was inspected by ultrasonic NDI method. After repair of our test parts, section of each ply orientation was examined with Scanning Electron Microscope (SEM).Test specimens were cleaned and coated with gold in a Polaron SC 502 sputter coater and examined with SEM in Gazi University, Department of Biology. The result of this study revealed that the repair operations could affect the mechanical properties on the part. Designer and Material Review Board Engineers should make a strong analysis of the repair operation and its affects carefully.Keywords: Composite repair, scarf repair, tensile strength of repaired part, composite materials, carbon fiber composite materials. 72

Gerek Türkiye'de düşük sıcaklıklı atık ısı kaynaklarından enerji geri dönüşümü sağlayan sistemlerin çok az sayıda olması, gerek kurulu sistemlerin yurt dışı menşeili olması, bu alanda ulusal ar-ge çalışmalarının gerekliliğini göstermektedir. Bu nedenle, bu çalışma sonucunda ORÇ sistemlerinin araştırma ve geliştirme safhalarına katkı sağlayabilecek çıktılara ulaşılması hedeflenmiştir.Bu çalışmada, öncelikli olarak buharlı güç sistemleri ve bu sistemler için ideal çevrim olan Rankine çevrimine dair teorik bilgilere ulaşılmıştır. Rankine çevrim hesaplamalarında kullanılan denklemler derlenerek termodinamik çevrim tasarımı için alt yapı oluşturulmuştur. ORÇ güç sistemlerinin sınıflandırma yöntemleri incelenmiş,uygulama alanlarının anlaşılması için ısıl enerji kaynakları hakkında bilgi edinilmiştir.ORÇ teknolojisi ve sistemde kullanılan komponentlere dair çok ayrıntılı olmayan kısa bir araştırma gerçekleştirilmiştir. Bu araştırmada çevrim yapısının verimliliğe etkisi, çalışma akışkanı seçim kriterleri, ısı değiştiriciler ve döner ekipmanlar incelenmiştir.Genel ORÇ sistemleri literatür araştırmasında son olarak kurulu sistemlerin verilerine ulaşılmıştır. Türkiye'de kurulu sistemlerin verileri derlenerek tablo halinde sunulmuştur. Bu analiz sonucunda, ulusal ihtiyaç ortaya çıkmış ve çalışma hedefi pekiştirilmiştir. Literatür araştırmasının son kısmında ise çalışmanın asıl ilgi alanı olan, ORÇ sistemlerinde kullanılan genişleticiler incelenmiştir. Bu incelemede, küçük ORÇ sistemleri için çoğunlukla, basit yapıları ve düşük maliyetli olmalarından dolayı pozitif yer değiştirmeli genişleticilerin, daha yüksek güç kapasiteli ORÇ sistemlerinde ise turbo-genişleticilerin tercih edildiği gözlenmiştir. Kurulu ORÇ sistemlerinde kullanılan genişleticiler araştırılmıştır. 20 kW güç kapasitesine kadar pozitif yer değiştirmeli genişleticilerin tercih edildiği, 20 kW ile 110 kW arasında hem pozitif yer değiştirmeli (özellikle vidalı genişletici) hem de turbo-genişleticilerin tercih edildiği, 110 kW üstünde ise yalnızca turbo-genişleticilerin çözüm olarak sunulduğu sonucuna varılmıştır. Genişleticileri tanıyabilmek için, tüm çeşitlerin yapıları, çalışmaprensipleri, güç kapasiteleri, avantaj ve dezavantajları üzerine araştırma gerçekleştirilmiştir. Literatür araştırmasında elde edilen bilgiler ile sistem tasarım hedefleri oluşturulmuştur. İlk olarak sistem güç kapasitesinin 100 kW, ısıl veriminin ise en az %15 olması hedeflenmiştir. Kaynak sıcaklık aralığının 80-200 oC olmasının belirlenmesinin ardından, bu sıcaklık aralığında çalışabilecek akışkanlar araştırılmış,akışkan seçim kriterleri (kritik ve maksimum sıcaklık- basınç değerleri, özgül ısıları,moleküler ağırlıkları, güvenlik seviyeleri, ozon tabakasına zarar verme ve küresel ısınmaya katkı seviyeleri) göz önüne alınarak, verimliliği en yüksek olacak akışkanınR245fa olduğu sonucuna varılmıştır. Akışkan seçiminin ardından çevrim yapısı belirlenmiştir. Yoğuşturucu (kondenser) önündeki yüksek sıcaklığın düşürülerek soğutmada harcanan gücün azaltılmasının hem sistem verimini arttıracağı hem de sistem hacmini küçülteceği düşüncesi ile çevrimde ara ısı değiştirici kullanılmasına karar verilmiştir. Pompa verimliliği, sisteme uygun pompa seçimi gerçekleştirileceği varsayılarak, %70 olarak belirlenmiştir. Genişletici olarak, hedeflenen güç kapasitesine uygun ve düşük devir sayılarında verimli çalışabilen radyal çıkışlı türbin seçilmiştir. Seçilen türbinin veriminin en az %70 olması hedeflenmiştir. Son olarak,sistemde su soğutmalı kondenser kullanılması ve suyun sıcaklığı 28 oC alınarak tasarım yapılması kararı verilmiştir.Termodinamik çevrim tasarımı için gerekli girdi parametrelerinin (evaporatör basıncı,kondenser basıncı, türbin giriş sıcaklığı) belirlenmesi için çalışma akışkanı olarak seçilen R245fa'nın farklı çalışma koşullarındaki ısıl verimliliği analiz edilmiştir.Türbin giriş sıcaklığı, türbin verimini doğrudan etkilediği için, akışkanın çıkabildiğimaksimum değer olan 166,85 oC seçilmiştir. Bu değerde farklı basınçlarda yapılan analizler sonucu, en yüksek verimliliği veren ve kritik seviyeyi aşmayan evaporatör basınç değeri 31 bar olarak belirlenmiştir. Yoğuşma basıncı düştükçe yoğuşma sıcaklığı da düştüğü için ısıl kapasite ve dolayısıyla hacim azaldığından, kondenser basıncının olabildiğince düşük olmasına özen gösterilmiştir. Basınç belirlenirken, kondenser giriş sıcaklığının soğutma suyunun giriş sıcaklığının altına düşmemesine dikkat edilmiştir. Sonuç olarak kondenser basıncı 2 bar olarak belirlenmiştir.Çevrim tasarım hesapları, sanayi-üniversite işbirliği içerisinde gerçekleştirilen bir ORÇ sistemi tasarımı ve imalatı projesi kapsamında hazırlanmış olan bir bilgisayar kodu kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Termodinamik çevrim analizi sonucunda, 2,713 kg/s akışkan debisi ile %16,118 verimle 100 kW güç üreten bir sistem tasarlanmıştır.Tasarım çıktısı olarak, giriş çıkış istasyonlarındaki basınç, sıcaklık ve entalpi değerlerive komponentlerin (evaporatör, kondenser, reküperatör ve pompa) güç kapasiteleri belirlenmiştir.Genişletici olarak seçilen radyal çıkışlı türbin tasarımından önce bu tip türbinlerin geometrik yapısı incelenmiştir. Yapılan araştırma sonucunda, radyal çıkışlı türbin tasarımının, özellikle ORC türbinleri için geliştirilmiş olan zTurbo yazılımı ile gerçekleştirilmesine karar verilmiştir. zTurbo yazılımının yapısı incelenmiş, girdi parametreleri için tahmini değer aralıkları literatür araştırması ile belirlenmiştir. Ek olarak, tasarımda kullanılacak kayıp korelasyonu seçimi için literatürdeki çalışmalar incelenmiştir. Bu çalışmalarda, Craig&Cox korelasyonunun uç kayıplarını yeterince iyi tahmin edemediğini, Traupel korelasyonunun ise analiz değerlerinden daha yüksek ama Craig&Cox'a göre daha yakın tahmin edebildiği gözlenmiştir. Toplam kayıp tahmininde de Traupel'in analiz değerlerine daha yakın değerler sağladığıgözlenmiştir. Bu nedenle tasarımda Traupel kayıp korelasyonunun uygulanmasına karar verilmiştir. zTurbo yazılımı ile ön tasarım denemeleri gerçekleştirilmiştir. Farklı girdi verileri ve kayıp korelasyonları ile birçok deneme yapılmış, çıktı verilerinde öncelikle verim daha sonra geometri değerlerine dikkat edilmiştir. Hedef doğrultusunda gerçekleştirilen ön tasarım deneme çalışmalarında, farklı değerlerdeki girdilerin çıktılara etkisi ayrıntılarıyla incelenmiştir. Dört kademeli türbin tasarım denemelerinde, kademelerin farklı genişleme oranlarına sahip olmalarındın performansı arttırdığı özlenmiştir. Kademelerin reaksiyon dereceleri 0,5 civarında tutulmuştur. Türbin devir hızı en iyi verimi sağlayacak şekilde gerçekleştirilen tasarım denemeleri sonucu belirlenmiştir. Kanat uç açıklıkları ve firar kenarı kalınlığı için, mekanik titreşim ve imal edilebilirlik kriterleri göz önüne alınarak minumum değerler seçilmiştir. Stator rotor arası mesafe küçük seçilirken, iki kademe arası mesafe bu değerin yaklaşık iki katı seçilmiştir. Akışkan yoğunluğunun azalması nedeniyle, hızın süpersonik hızlara çıkmaması için akış alanının artması, dolayısıyla kanat yüksekliğinin artması beklenir. Bu nedenle ilk kademe yüksekliği ve çapı tasarım denemeleri sonucunda belirlenmiştir. Veter uzunlukları, ilk kademe hariç, imalat kolaylığı açısından eşit seçilmiştir. Tasarım denemelerinde dikkat edilen bir diğer hususta kanat geometri açılarıdır. Hız üçgenlerindeki açıları kontrol altında tutabilmek için kanat geometri açılarının giderek artan bir profilde olması sağlanmıştır. Tasarım sonuçları (giriş-çıkış çapları ve açıları, kamburluk hattı uzunluğu) ile üç kontrol noktası belirlenmiş ve bu noktalar kullanarak NURBS eğrisi ile kamburluk hatları oluşturulmuştur. Tasarım denemeleri sonucu oluşturulan kamburluk hatları akış pasajı ve dinamiği düşünülerek yorumlanmış ve tatmin edici geometrinin kanat tasarımının yapılması karar alınmıştır. Kanat geometrisinin oluşturmada NACA A3K7 kanat profili kullanılmıştır. Belirlenen kamburluk hattı üzerinde kalınlık verilecek noktalar belirlenmiş, imal edilebilirlik unsuru ve iki kanat arası uzaklık göz önüne alınarak kalınlık oranları belirlenmiştir. Gerek görülen kademelerde kademe sayıları revize edilmiştir. Tasarım denemeleri sonucunda, %79.5 verim ile 122.77 kW mekanik enerji üreten bir radyal çıkışlı türbin ön tasraımı gerçekleştirilmiştir. Atmospheric greenhouse gas is increasing day by day with the increase of world population and consumption. Energy consumption has the largest share in greenhouse gas emissions released to the atmosphere. According to the energy consumption data,the energy consumption in the industrial area is in the first place. In recent years, some efficiency enhancing components and processes have been incorporated into the operating process in order to reduce industrial energy consumption, but the waste heat released to the atmosphere can not be avoided. Inevitable waste heat losses can be utilised with energy conversion technologies. With the ORC (Organic Rankine Cycle)systems, one of the heat recycling technologies, energy efficiency can be increased by turning wasted heat energy into electric energy.Thanks to the organic fluids used in ORC systems, low volume and low cost systems enable energy recycling even at low temperatures. In addition, ORC systems arereliable, environmentally friendly and easy to maintain. These advantages make ORC systems one of the best solutions for energy recycling of industrial waste heat. In order to reduce energy consumption, it is necessary to increase the environmentally friendly energy recycling systems in the industrial area.The fact that there are very few systems that provide energy recycling from low temperature waste heat sources in Turkey and the fact that the installed systems are of foreign origin, this field shows the necessity of national research and development. For this reason, it is aimed to reach the output which can contribute to the research and development phases of the ORC systems as a result of this study.In this work, the theoretical knowledge about the steam power systems and Rankine cycle, which is the ideal cycle for these systems, is reached firstly. Equations used in Rankine cycle calculations were compiled and infrastructure for thermodynamic cycledesign was established. Classification methods of ORC power systems have been examined and information about thermal energy sources has been obtained for understanding application areas. A brief, non-exhaustive survey of ORC technology and the components used in the system has been carried out. In this research, efficiency of cycle structure, working fluid selection criteria, heat exchangers and rotary equipments are examined. In the literature review of the general ORC systems, the data of the installed systems are finally obtained. The data of the systems established in Turkey are compiled and presented in tabular form. As a result of this analysis, the national need is exposed and the working goal is reinforced. In the last part of the literature review, expanders used in ORC systems, which is the main interest of the study, have been examined. It has been observed in this review that positive displacement expanders are often preferred for small ORC systems because of their simplicity and low cost, while turboexpanders are preferred over higher power ORC systems. Expanders used in the installed ORC systems have been researched and following results are observed:- Positive displacement expanders are preferred below 20 kW power capacity,- Both positive displacement (especially screw extender) and turbo expanders arebeing preferred between 20 kW and 110 kW ,- While turbo expanders are only available as solutions above 110 kW.In order to have a better understanding of the expanders, research has been carried outon the construction of all varieties, working principles, power capacities, advantagesand disadvantages. System design goals were established with the information obtained in the literature survey. Firstly, it is aimed that the system power capacity is 100 kW and the thermal efficiency is at least 15%. After determining the source temperature range to be 80-200 oC, the fluids that can work in this temperature range were investigated and the fluid selection criteria (critical and maximum temperaturepressure values, specific heat, molecular weights, safety levels, ozone depletion and global warming levels) , Resulting in the highest efficiency fluid being R245fa. After the fluid selection, the cycle structure was determined. By decreasing the high temperature in front of the condenser the power consumed in cooling is reduced. This increase the efficiency of the system and decrease the system volume. That is why the use of a recuperator is decided. Pump efficiency was set at 70%, assuming that the pump selection would be made appropriate for the system. As an expander, a radialoutflow turbine suitable for the targeted power capacity and capable of working efficiently at low speeds has been chosen. It is targeted that the efficiency of the selected turbine is at least 70%. Finally, it was decided to design the system by using water-cooled condenser with water temperature 28 oC.The thermal efficiency of R245fa, selected as the working fluid for the determination of the input parameters (evaporator pressure, condenser pressure, turbine inlet temperature) required for thermodynamic cycle design, was analyzed. Since the turbine inlet temperature directly affects the turbine efficiency, the maximum value 166,85 oC that the fluid can reach is selected. Analyzes made at different pressures at this value yielded the highest efficiency and the evaporator pressure value not exceeding the critical level was set at 31 bar. Care has been taken to ensure that the condenser pressure is as low as possible since the thermal capacity and therefore the volume is reduced as the condensation pressure drops as the condensation temperature also drops. When the pressure is determined, it is noted that the condenser inlet temperature does not fall below the inlet temperature of the coolant. As a result, the condenser pressure was set at 2 bar. The cycle design calculations were carried out using a computer code prepared within the scope of an ORC system design and manufacturing project carried out in university and industry collaboration. As a result of the thermodynamic cycle analysis, a system that produces 100 kW power with an efficiency of 16,118% was designed with 2,713 kg / s fluid flow. As a design output, the power capacities of the components of the pressure, temperature and enthalpy in the inlet and outlet stations (evaporator, condenser, recuperator and pump) are determined. Before the design of radial outflow tubine, the geometric structure of such turbines have been investigated. As a result of the research, it was decided to implement the radial outflow turbine design with zTurbo software especially developed fr ORC turbines. The structure of the zTurbo software is examined and the estimated value ranges for the input parameters are determined by literature search. In addition, studies in the literature have been examined to select the loss correlation to be used in design. In these studies, it was observed that Craig & Cox correlations can not predict the tip losses sufficiently, Traupel correlation is higher than the analytical values but still Treupel estimates yield more closely to the analysis than Craig & Cox correlation. It is also observed that Traupel provides values closer to the analysis values related to the total loss estimates.For this reason, it was decided to apply Traupel loss correlation in the design. Preliminary design experiments were carried out with zTurbo software. Severalexperiments have been made with different input data and loss correlations. In the preliminary design trial studies carried out for target design, the output effects of theinputs in different values are examined in detail. In four-stage turbine design experiments, it has been observed that the stages have increased performance due totheir different expansion rates. The reaction degree of the stages are kept around 0.5.Turbine rotation speed has been determined as the end result of the design experimentscarried out to provide the best efficiency. For blade clearences and trailing edge thickness, the minumum values were chosen taking into account mechanical vibration and manufacturability criteria. While the distance between the stator and rotor is small, the distance between the two stages is chosen to be about twice this value. Due to the decrease in fluid density, the flow area is expected to increase so that the speed does not rise to supersonic speeds, and therefore the height of the blades are expected to increase. For this reason, the first stage height and diameter were determined as a resultof design experiments. Chord lengths were chosen equally in terms of ease of manufacture, with the exception of the first stage. Another important consideration in design experiments is the angles of the blade geometry. In order to keep the angles in the velocity triangles under control, it is ensured that the angles of the blade geometry consecutively increase. Three control points were determined by design results inputoutput diameters and angles, camber line length), and by using these points, lines of curvature were formed by NURBS curves. While desigining the camberline, flow path and flow dynamics have been taken into consideration, as a result, it has been decided to design the wing of the satisfactory geometry. The NACA A3K7 blade profile was used to construct the geometry. Thickness points were determined on the camber line and tangentially extruded to form the thickness taken into account the manufacturability and the distance ratios were determined considering the manufacturability factor and the distance between consecutive blades. Whenconsidered necessary, the required number of stages have been revised. As a result of the design studies, preliminary design of a radial output turbine which produced 122.77 kW mechanical energy with an efficiency of 79.5% was carried out. 91

Türbomakina performansı kanat ucu boşluğundaki akış yapısına bağlı olup, üç boyutlu ve karmaşık bir yapıya sahiptir. Kanat ucu boşluğunda, basınç ve emme kenarı arasındaki yüksek basınç farkı nedeniyle sızıntı akışı oluşur. Sızıntı akışının türbin kanadında oluşan diğer ikincil akış yapılarıyla etkileşimi ve oluşan karmaşık akış yapıları hem rotordaki aerodinamik kaybın hem de kanat ucuna ısı geçişinin ciddi oranda artmasına neden olur. Sızıntı akışının olumsuz etkilerini azaltmak için literatürde çeşitli pasif kontrol yöntemleri geliştirilmiştir. Squealer kanat ucu, gaz türbinlerinde yaygın olarak kullanılan bir pasif kontrol metodur. Kanat ucu yüzeyinde boşluklu bir yapı oluşturularak elde edilmektedir. Kanat ucunu mekanik hasarlardan korumak amacıyla geliştirilmiş bir tasarımdır. Kanat ucunun gövde ile temasını engelleyerek olası bir mekanik problemde kanat yerine squealer yapısının zarar görmesi amaçlanır. Bir diğer pasif kontrol metodu ise emme kenarı kısmi squealer kanat ucudur. Bu yöntemde squealer yapısı yalnızca kanat emme kenarı boyunca bulunmaktadır. Tez kapsamında eksenel gaz türbinlerinde düz, squealer ve emme kenarı kısmi squealer kanat ucu modellerinin aero-termal karakteri ve akış fiziğine etkileri Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) çözümleri ile sayısal olarak incelenmiştir. Sıkıştırılamaz, daimi RANS denklemleri parametrik HAD analizleri ile çözülmüştür. Türbülans modeli olarak türbomakina gibi karmaşık akış yapılarına sahip akışlarda yaygın olarak kullanılan ve pek çok çalışmada deneysel verilerle doğrulanan SST k-ω kullanılmıştır. Kanat ucu ve gövde arasındaki kanat ucu boşluğu t/h tüm modeller için sabit olup %1.0 alınmıştır. Sayısal modelleme lineer kaskatta ve sabit gövde ile yapılmıştır. Tüm modeller için toplam basınç kayıp katsayısı, sızıntı debisi, toplam ısı yükü ve ortalama ısı geçiş katsayısı hesaplanmıştır. Squealer ve emme kenarı kısmi squealer uygulamalarının aero-termal performansı incelenmiş ve referans geometri olan düz kanat ucu ile kıyaslanmıştır.Sonuçlar incelendiğinde squealer kanat ucunun hem düz hem de kısmi squealer kanat ucu modellerine göre daha düşük sızıntı debisi ve daha düşük aerodinamik kayıp yarattığı bulunmuştur. Bu nedenle, aerodinamik açıdan açıkça daha üstündür. Squealer kanat ucu aerodinamik kaybı düz kanat ucuna göre -%7.7 azaltırken, emme kenarı kısmi squealerına göre -%6.7 azaltmıştır. Sızıntı debisi en düşük değerini squealer kanat ucunda ve en yüksek değerini kısmi squealer kanat ucunda almıştır. Squealer kanat ucu sızıntı debisini düz kanat ucuna göre -%20.9 azaltırken, kısmi squealer %11.1 artırmıştır. Termal açıdan ise en üstün tasarım emme kenarı kısmi squealer kanat ucudur. Emme kenarı kısmi squealerı ortalama ısı geçiş katsayısını düz kanat ucuna göre -%40.6 azaltırken en yüksek performanslı squealer kanat ucuna göre -%33.9 azaltmıştır.Literatürde squealer yüksekliği ve squealer genişliğinin aerodinamik ve termal performansa etkisiyle ilgili geniş bir aralıkta incelenmiş sistematik bir çalışma bulunmamaktadır. Tezin ana amacı squealer yüksekliği ve squealer genişliğinin aerodinamik ve termal etkilerinin geniş bir aralıkta incelenmesidir. Hem squealer yüksekliğinin hem de squealer genişliğinin akışın fiziğine etkileri, sızıntı debisi, aerodinamik kayıp ve ısı geçişi üzerindeki etkisi detaylı olarak irdelenmiştir. In order to allow the relative motion of blades and to prevent the blade tip surface from rubbing, clearance gaps between blades and casing are required in most turbomachinery systems. The overall performance of the turbomachines is strongly related to the flow within tip gap. The flow in tip gap is 3-dimensional and highly complex. The pressure difference across the pressure and suction side of the blade forms a leakage flow passed over the blade tip surface. The pressure driven flow throughout the gap results in approximately one-third of the aerodynamic loss in the rotor of an axial gas turbine. The flow structure in the tip gap is a significant source of inefficiency in terms of aerodynamic loss and heat transfer to the blade tip and casing. The leakage flow passes over the blade tip without being turned as the passage flow, thus a reduction in work extracted from the turbine is observed. The leakage flow is also a significant source of higher thermal loads on the blade tip platform which is exposed to the hot gas stream.Leakage flow and its interaction with other secondary flows result in complex flow field around the turbine blade. It is responsible the aero-thermal inefficiency. In order to reduce the negative effects of complex secondary flow structures, there are several passive control methods in the literature such as squealer, partial squealer, winglet and carved blade tip. In the thesis study, numerical investigation of aerodynamic and thermal characteristics of squealer and PS partial squealer blade tip in a low-speed high-pressure unshrouded turbine rotor. The squealer tip provides an aerodynamic seal effect in the tip gap and an effective reduction in aerodynamic loss. It also protects the blade tip against the impact of hot leakage gases. Even the PS partial squealer tip is ineffective in terms of aerodynamic aspect, however it provides an excellent thermal resistance to high temperature leakage gases. Both two passive control methods have been widely used in modern gas turbines.In this research, the effect of squealer and PS partial squealer tip section were examined in terms of the flow and heat transfer. Reference geometry for the comparison was the flat tip. The aero-thermal performance of the squealer and PS partial squealer were compared with the flat tip. Complex secondary flow structures near the turbine blade and detailed flow physics were investigated.A numerical study was carried out in this study. Although experimental investigations in the field of turbomachinery provide great insight into the flow physics, they may become expensive, difficult at times and time consuming. The Computational Fluid Dynamics (CFD) method becomes a significant tool to analyze the complex flow structure within the tip gap region of a turbomachine. A special emphasis was placed on obtaining three dimensional and complex grid systems in a parametric effort. The number of the cases for CFD computations, the solid model and the grid generation became significant productivity issues. The parametric study considerably reduced the production time for complex tip configurations and the grid generation process.The axial turbine blade profile and experimental datas belongs to the Pennsylvania State University Axial Flow Turbine Research Facility (AFTRF). The tip profile of the AFTRF rotor blade that was used to create an extruded solid model of the axial turbine. The computational domain was obtained as a linear turbine cascade arrangement for a single blade passage. The inlet domain has the length of 1.0Ca and the outlet domain 3.0Ca. Circumferential periodicity in the tangential direction was imposed. Tip clearance (t/h) of the blade was 1.0% for all cases. Numerical model was carried out with stationary casing. The computational domain was divided into multi-blocks as inlet, rotor and outlet domain. The number of blocks was 37 in order to provide a parametric definition and achieve a fully hexagonal grid in a simple way. Creating a multi-block flow domain enabled to use the multizone method in the ANSYS Meshing. The multizone method was used for the grid generation. Multizone, a type of blocking approach similar to ICEM CFD uses automated topology decomposition and generates a structured hexagonal mesh where blocking topology is available. Fully hexagonal elements were used in calculations to reduce the solution time and increase the accuracy as shown. The average number of elements in the grid was around 5 – 7 millions. An O-Grid topology for the boundary layer mesh was introduced to keep the y+ value at a reasonable level. Its averaged value was 0.8 around the blade profile at the 97% of the span and lower than the 1.5 in this study.Numerical calculations were obtained by solving the 3D, incompressible, steady and turbulent form of the Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations were solved with a finite volume discretization using commercial code ANSYS Fluent 16.0. Two equation turbulence model, SST k-ω was used. It yields close agreement with the experimental datas in the passive control literature. In order to use SST k-ω model, it is recommended to keep y+ values smaller than 2. For all cases, the y+ condition was satisfied. Mass flow inlet and static pressure outlet boundary conditions were imposed. At the turbine inlet and outlet section, turbulence intensity and hydrodynamic length were defined as 0.5% and 110.36 mm respectively. Inlet velocity triangle at tip section, inlet mass flow and outlet static pressure datas were taken from the AFTRF rotor. For thermal boundary conditions, inlet and wall temperature were at 50°C and 25°C respectively. Maximum velocity in the computational domain was less than 102 m/s, thus compressibility effects were not considered. No slip boundary condition was applied to all cascade walls.Convergence level of the continuity, momentum, k and ω equations was the order of 10-3 and for the energy equation 10-6. Difference between mass flow at the inlet and outlet was monitored. Static pressure point monitor for the convergence test was introduced at the tip gap midpoint. The convergence test satisfied a sufficient level for the convergence. Grid independence test was performed for coarse, medium and fine mesh of the flat tip. For the numerical validation ANSYS CFX and ANSYS Fluent codes were compared in terms of flow and heat transfer.In the literature, there was not any study about effect of squealer width and height on both aerodynamic and thermal performance in a wide range. For this reason, the main aim in the thesis study was understanding the effects of squealer width and height on the aero-thermal performance of squealer tip. In this study, also squealer side walls were take into account for the heat transfer calculation. Numerical analysis were performed for 28 different squealer tip geometries. 4 different squealer heights and 7 different squealer widths were computationally investigated with regards to leakage mass flow, aerodynamic loss and heat transfer coefficient. Significant effects were discovered and explained in detail. From the numerical calculations, squealer tip reduced the aerodynamic loss 7.7% and 6.7% and the leakage mass flow 20.9% and 32.0% compared to flat and PS partial squealer tip respectively. From the aspect of thermal performance, PS partial squealer tip much better than the other passive control methods. It reduced the averaged heat transfer coefficient 40.6% and 33.9% in comparison to flat and squealer tip respectively. In conclusion, while squealer tip had the highest aerodynamic performance, PS partial squealer tip had the thermal performance. 86

Ülkemizde ve dünyada insansız hava araçlarının kullanımı gün geçtikçe artmaktadır. Sadece insansız hava aracı kullanımı değil, kullanıldığı alanlar da artış göstermektedir. Bu da insansız hava aracı marketini daha cezbedici kılmaktadır. Bu artış sonucu dünyada bir çok insansız hava aracı şirketi kurulmuş ve bazıları bu araçları seri üretim şeklinde üreterek ihtacat yapabilmektedirler.Dünyadaki bu ekonomik büyümenin bir yansıması olarak dünyadaki insansız hava aracının sayısı da gün geçtikçe artmaktadır. Bu talebin büyüklüğüne bakılarak, 20 yıl sonra meydana gelecek insansız hava aracı çarpışmaları ve trafikleri otoriteleri bu konu ile ilgili çalışmaya sevketmiştir.Bununla beraber uygulama alanlarının artması ve daha da detaylanması nedeniyle belirli özellikleri ve otonom uçuşu gerçekleştirebilen insansız hava araçları artık yetersiz kalmaktadır. Günümüzde genel olarak DJI, Pixhawk, ardupilot gibi markaların araçları veya otopilotları kullanılmaktadır. Bazıları açık kaynak kodlu olsalar bile kod içerisinde değişiklik yapmak veya farklı bir donanım entegre etmek oldukça zor. Bunun haricinde piyasada baskın olup market değeri de en yüksek olan DJI firmasının ürünleri tamamiyle kapalı kutu şekilde satılmaktadır. Otonom uçui, rota takibi, havada asılı kalma ve video çekme, canlı yayın yapma gibi temel isterleri yapabilmelerine ragmen, genişleyen sektörde endüstrinin istekleri, artık insansız hava aracının sadece canlı yayın yapması için değil, harici eklenecek donanımlar ile beraber çalışabilirliği veya başka sistemlerle entegre çalışabilirliği gibi problemleri ortaya çıkarmıştır. Bu nedenle piyasada ciddi bir şekilde müşteri isteğine göre configure edilebilen otopilot sistemleri ihtiyacı doğmuştur.Diğer yandan insansız hava aracı trafiğine bile yol açacak kadar büyüyen bu sektör ve sivil havacılığın da benzer bir şekilde büyüdüğü iki sektör ile karşı karşıyayız. Sivil havacılığın artan trafiği ve çarpışma önleme sistemlerinin yetersiz kalması gibi durumlara çözümler aranmaktadır. Yapılan çalışmalar sonucu [1] insansız hava aracı sahası ile sivil havacılık sahasının birleştirilmesi ve bu birleştirmelerin nasıl yapılması gerektiği konusu ortaya çıkmıştır. Bunun üzerine bir çok üniversite, bu konu üzerine çalışmalar yapmış ve yayınlar ortaya çıkmıştır. Genel olarak problem ise elbette eski teknolojinin hüküm sürdüğü sivil havacılıkta kullanılan ürünlerin, insansız hava araçlarına entegrasyonu imkansızdır. Doğal olarak tüm hava araçlarının kontrolü için tek bir iletişim ağı hepsini kapsayacak şekilde kurulması amaçlanmıştır. Tüm bu hava araçlarının gözlemlenmesi aynı anda yapılabilmeli ki tehlike durumlarında gerekli müdahaleler ve tedbirler önceden veya o an alınabilsin.Bu tezde iki farklı problemin çözümü önerilmiştir. Önerilerin ilki bahsedilen müşteri odaklı insansız hava aracının tasarlanmasıdır. İnsansız hava aracı tasarımındaki en önemli modüllerden biri de INS-AHRS sistemidir. İstanbul Teknik Üniversitesi Kontrol ve Aviyonik Laboratuvarında yapılan bu çalışma öncesinde, otopilot kontrolcü tasarımı çalışmaları yapılmış ve system oturtulmuştur. Yapılan uçuşlarda piyasadaki pahalı sistemler kullanılmaktaydı. Fakat sistemden sisteme farklılıklar göstermesi gereken bu ürünler, platform değişikliklerinde sıkıntılara yol açabiliyordu. Buna örnek vermek gerekirse sabit kanatlı insansız hava aracında sıkıntısız uçabilirken, multi-copter platformunda sapma açısında uçuş anında düzensizlikler ortaya çıkıyordu. Bunun nedeni ise alınan üründe sapma açısı sadee GPS verilerinden elde ediliyor olmasıydı. Hareketli platformun her zaman bir sapma açısı olacağından sabit kanatlı sistemlerde çalışması gayet normaldi. Fakat multi-copter platformunda havada asılı kaldığı zamanlarda sapma açısında bir hız vektörü olmadığından GPS hesaplayamıyor ve bu yüzden salınımlara neden oluyordu. Bu gibi problemlerin çözümü ve tamamiyle yerli, dışarıda çalışabilen, istenilen tüm platformlara tasarım değişiklikleriyle entegre edilebilecek bir INS-AHRS tasarımı yapılmaya çalışılmıştır.Bu tasarım yapılırken literatürde yapılan çalışmalar referans alınmış, ve filtreleme tekniklerinden navigasyon koordinat sistemlerine kadar çalışmalar yapılmıştır. Sensor çıkışlarının gürültülerini bastırmak için alçak geçiren filtrelerden geçirildikten sonra gerekli dönüşümler yapılarak filter seviyesine kadar getirilmiştir. Filtre kısmında iki farklı filter testi yapılmıştır. Biri tamamlayıcı filter ve diğeri kalman filtresidir. Bu filtrelerin her bir INS-AHRS üzerinde testleri yapılmış ve nihai olarak AHRS'de tamamlayıcı filter, INS'de ise kalman filtresinin kullanımı kararlaştırılmıştır.Yapılan çalışmalar İstanbul Teknik Üniversitesi Stadyumunda ve İstanbul Teknik Üniversitesi Havacılık Araştırma Merkezinde test edilmiştir. Yapılan testler 6 aydan fazla sürmesine ragmen nihai sonuca ulaşılabilmiştir. Bu süre zarfında tecrübe edilen en önemli nokta ise gerçek hayatta karşılaşılan problemler ile simulasyon ortamının farklı olmasıdır. Gerçek hayatta en küçük problemde bile aracınız yere çakılabilir ve her çakılmada 200-1000 TL zarar alabilirsiniz. Test yaptığımız süre içerisinde bizden kaynaklı olmayan, fakat üretim hatası olan pervanelerin kopması nedeni ile de kırımlar yaşanmıştır. Bu nedenle sistemin argesinin yapılması pahalıya mal olmuştur. Yapılan test sonuçlarının videoları çekilmiş ve sosyal mecralarda paylaşılmıştır.Bir diğer problem ise insansız hava araçlarının sivil hava sahasına entegrasonudur. Bu entegrasyonun yapılması için gereken teknolojik gelişmeler ve algoritmik çalışmalar gerekmektedir. Önerilen sistemde araç bazlı ve uçuş bazlı haberleşme verileri belirlenip, hangi sistemler üzerinden bu haberleşmenin gereçekleşmesi gerektiği gösterilmiştir. Daha sonra tüm bu sistemler hem hava araçlarında, yer istasyonlarında ve hava trafik kontrolcülerinde olacağından tüm haberleşme ortak bir platform için toplanmış oldu. Bu nedenle uçuş kontrollerinin yapılması daha da kolaylaşacaktır. Bununla beraber çarpışma önleme sistemi için günümüzde kullanılan 2B system değil, zamanın da içine dahil olduğu 4B istem önerilmiştir. Bu algoritmaının adı RRT-Star olup, olasılıksal yaklaşarak çarpışmadan kaçmayı hedefler. Bu kaçışı hedeflerken de en optimal yolu bulmaya çalışır ve o yoldan rotasına devam eder. Olasılıksal yaklaşımların savunduğu argüman sonsuz sayıda örnek sayısında bulunacak yol limitte en optimal yola doğru gider. Bu nedenle olasılıksal çözüm bulma, deterministic yöntemlere göre çok daha hızlı olmaktadır. Fakat algoritmada optimale ne kadar yaklaşmak istenirse o kadar örnekleme sayısını arttırmak gerekmektedir. Bu artış daha çok araştırma yapması ve sistemin uzun zaman boyunca rota üretmesi demektir. Buradaki dengeyi iyi tutturarak hem uygun yolu bulmaya ve en uygun kısa sürede bulmayı amaçlanması istenmektedir.Sistemin testi için donanımla benzetim çalışması gerçekleştirilmiştir. Bu tezde donanım benzetimi öncesi otopilot şeması verilmiş, buna bağlı test düzeneklerinin sistemi gösterilmiştir. Simulasyon olarak XPLANE programı kullanılmış ve programdan gelen sensor verilerine göre donanım sistemi uçurmaya çalışmıştır. Daha sonra çarpışma önleme algoritmasının entegrasyonu ile system testleri gerçekeştirilmiş ve sonuçları paylaşılmıştır.Nihai olarak bu tez, insansız hava aracı sektöründeki günümüzde ve gelecekte meydana gelecek problemleri öngörüp bunlara çözüm bulmak amaçlanmıştır. INS-AHRS tasarımları gerçekleştirilip, gerçek ortamda dışarıda testleri gerçekleştirilmiştir. Çarpışma önleme algoritması üzerine çalışmalar yapılarak da bu sistemin entegrasyonu yapılmış ve donanımsal benzetim ile testleri gerçekleştirilmiştir. Last years, the market growth of UAV is increasing day by day. This market growth is not just for some typical applications, but also application areas are increasing, too. This demand also increases the market value of the UAV. For competition in the market, UAV companies try to develop UAVs more efficient, cost effective and adding different capabilities. However, this growth generates some dangerous situations, moreover, because of the growth in application area, common UAVs are become not enough for applications or missions.In this thesis, I present and demostrate INS-AHRS Design and also Flight Management System with Collision Avoidance for UAV. These algorithms and demonstrations are made by the funding of ITU Control and Avionics Laboratory. In Laboratory, we already have autopilot system for multi-copter platforms and fixed-wing platforms. Before development of this INS-AHRS, we used other products from industry. But these products do not let you manage all system. But with the growth on the UAV applications, in the world also even in our laboratory, many projects required to solve specific problems with UAV. Industry products are designed for just one specific platform which may not be work on another platform. That is the main reason of necessity to develop new INS-AHRS, which can be used for multi-copter platforms.To develop INS-AHRS, filtering techniques and other conversation equations are studied. In this study, it is decided to use one IMU and one GPS. But after encounter with different problems, external magnetometer is added to the system. Then, as datasheet recommended, scaling and also alignment and offset shifting is studied.Before developing the all system, for inner loop, controller all need is attitude and attitude rate feed back. So first, with complimentary filter, gyroscope and accelerometer filtering is developed and tried to test at outside. In simulation, decision of coefficient of complimentary filter is easy to find. But these coefficients do not work at the outside. This shows the most important challenge that simulation platform can never be the same with outside real flight.For INS design, inertial frame to NWU frame conversation is developed. Accelerometers gravity vector and Coriolis vector is removed. Gyroscope outputs are also converted to the NWU frame. At least, all sensor outputs become the type of navigation frame. Whenever all datas gathered are become the type of the same frame, kalman filter is designed for INS.AS a result of INS-AHRS design, after 6 months of testing with other industrial INS, final coefficient of both INS and AHRS is decided. After few more development, test videos are recorded.For the growth of the UAV problem, this thesis presents Flight Management System (FMS) with multi-level autonomy modes that meet the requirements of future flight operations for unmanned aerial systems (UAS). It is envisioned that the future of airspace will become highly heterogeneous and integrate non-standardized aerial systems. In that case, only ground systems will be able to predict future trajectories based on performance models (stored in huge parametric databases). Meanwhile, airborne systems are required to share information. The proposed FMS structure integrates new functionalities such as (1) formal intent and information exchange and collaboration in tactical planning utilizing air-to-air and air-to-ground data links and (2) decentralized, short-term collision detection and avoidance. The air-to-ground data link enables intent sharing and allows field operators (i.e., flight operators or air traffic controllers) to interpret, modify, or re-plan UAS flight intent. The onboard FMS persistently monitors the airspace, tracks potential collisions with the other aircraft and the terrain, and requests re-planning when it detects a possible issue. When an immediate response is needed, the onboard FMS generates a 3D evasive maneuver and executes it autonomously. Flight traffic information is obtained from ADS-B/In transponders and air-to-air data links. ADSB-In/Out implementations make the unmanned systems more visible to the systems in 3D. In addition, the air-to-air data links enable intent sharing between airborne systems and are traceable in four dimensions (i.e., space and time). The experimental FMS was deployed in quadrotor UASs and a ground station and GUI was designed to perform demonstrations and field experiments for the issues introduced in the paper. 101

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2016, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2016, Bu tez kapsamında sesüstü bir hava alığının 2 boyutlu kavramsal tasarım ve performans değerlendirme çalışmaları gerçekleştirilmiştir. Hava alıkları konusunda yapılan araştırmalar sonucunda sadece seyir şartı göz önünde bulundurularak eş güçteki şoklar yaklaşımının sıklıkla kullanıldığı görülmüştür. Bu çalışma için 3.5 Mach seyir hızında, eş güçteki şoklar yöntemi kullanılarak tasarlanmış bir hava alığının referans olarak kullanılmasına karar verilmiştir. Bu kapsamda belirtilen şartlarda çalışmaya uygun sesüstü hava alıklarının belirlenebilmesi için hava alıklarının fiziksel ve işlevsel farklılıkları araştırılmış ve elde edilen bilgiler aktarılmıştır. Yapılan çalışmalarda hava alıklarının tüm şartlarda yüksek başarımda çalışabilmesi üzerine yoğunlaşılmış ve bu kapsamda uçuş zarfı oluşturulmuştur. Oluşturulan uçuş zarfı 3,5 Mach seyir, 2,6 Mach manevra ve 1,8 Mach tırmanma hız değerlerini içermektedir. Farklı özellikteki hava alıklarının belirlenen uçuş zarfındaki performans değerlerinin bulunması için bir analiz aracına ihtiyaç duyulmuştur. Bu kapsamda kullanıcıdan hava alığı özelliklerinin alınabildiği ve istenilen hesaplamaların yapılabildiği bir tasarım aracı kodu geliştirilmiştir. Bu yazılım izantropik bağıntı ve şok denklemlerini kullanarak farklı sayılarda rampa veya rampa açılarına sahip sesüstü hava alıklarının performansını hesaplayabilmelidir. Bu kod yardımıyla bütün görev zarfında en yüksek başarımı gösterecek hava alığı parametrelerinin bulunması için bir eniyileme çalışması gerçekleştirilmiştir. Bu ihtiyaç kapsamında lineer olmayan tasarım uzayında ve benzer tasarım projelerinde yüksek başarımlı sonuçlar veren genetik algoritma yöntemi kullanılmıştır. Belirtilen yazılım ve eniyileme metodu sayesinde yeni hava alığının tüm görev zarfı dikkate alınarak tasarlanması durumunda nasıl bir performans kazanımı elde edilebileceği ortaya konulacaktır. Ayrıca geliştirilen bu yazılım daha detaylı hava alığı performansı hesaplarının gerçekleştirilmesi sırasında ihtiyaç duyulabilecek tasarım çalışmaları için temel oluşturacaktır. Doğrulama faaliyetleri kapsamında ise referans hava alığı geometrisinin sonlu elemanlar yöntemi ile performansının hesaplanması için ANSYS Workbench paket programı ve bu programın FLUENT modülü kullanılmıştır. FLUENT ile yapılan çalışmalar kapsamında referans hava alığının tasarım şartlarındaki özellikleri bulunarak analitik olarak bulunan değerler ile karşılaştırılmıştır. Elde edilen eniyileme çalışmaları sonuçları kıyaslandığında referans hava alığı ile yeni tasarlanan hava alığı performansında basınç kazanım katsayısında seyir şartında %2.55 düşüş elde edilmesine rağmen manevra şartında %14.36, tırmanma şartında ise %1.93 artış sağlanabileceği ortaya konmuştur. Bunun yanısıra 1.8 Mach ile 3.5 Mach arası bütün performans değerlerine bakılması durumunda tasarlanan yeni hava alığı geometrisinin bütün Mach aralığında ortalama %2.5 basınç kazanım katsayısı artışı sağladığı gözlemlenmiştir. Yapılan bu çalışma göstermiştir ki hava alıklarının performans değerlendirmesinin sadece seyir şartı göz önüne alınarak yapılması tüm görev zarfında elde edilecek performansı yansıtmayacaktır. Elde edilen sonuçlar ışığında hava alığı kavramsal tasarım çalışmaları sırasında tüm uçuş zarfının hesaba katılması doğru değerlendirmelerin yapılabilmesi için büyük önem arz etmektedir., Air breathing propulsions systems provide thrust by combusting fuel with the oxygen supplied from the atmosphere. Thus, air breathing propulsion systems are more efficient than the rockets which they have to carry the oxidizer onboard. Due to this advantage, nearly all atmospheric air vehicles are powered by air breathing engines. Inlet is one subsystem of an engine that is responsible to supply the air from the atmosphere to the propulsion system with minimum loss under any flight condition. This thesis covers conceptual design and performance analysis studies of a two-dimensional mixed compression supersonic air inlet. Mixed compression inlets are the hybrid type of internal compression inlets and external compression inlets, and they have both supersonic diffuser and cowl lip have oblique shock generating ramps. These shocks are used decrease the flow velocity while increasing the static pressure of the flow. Thus, compression is performed by outer ramps and inner ramps simultaneously. This approach advantageously reduces the external drag, which is a characteristic flaw of the external inlets. Furthermore, thick boundary layer and starting problems, which arise while using internal inlets, are minimized. Due to these beneficial characteristics, nearly all modern supersonic air vehicles are equipped with mixed compression inlets. Studies about air inlets show that the equal strength shock method with the consideration of the cruise conditions is a key procedure for inlet design. In this method, it is analytically proven that minimization of the total pressure loss at a supersonic inlet can be achieved by generating equally strong shocks at each ramp. Physical interpretation of that result is, total pressure loss of the flow exponential proportional to the shocks’ strength. Due to that, strength of each shock should be minimized by making them equally strong. For this study, a reference air inlet that is designed by the equal strength shock method at 3.5 Mach cruise velocity is selected. In this selection process, physical and functional differences of the air inlets that are operable at specific and individual flight conditions have been considered and acquired data is presented. Total pressure recovery factor is the most important parameter for an inlet, because it represents the efficiency of the inlet. Total pressure recovery factor defined as how much of the free stream total pressure could be transfer to the propulsion system. Furthermore, this parameter also has a direct effect on engine thrust and stability capabilities. Inlets have different total pressure recovery efficiency at each flight Mach number and there are some sharp drops in total pressure recovery at specific regions. That phenomenon arises from abrupt changes in the shock structures generated by inlet ramps. Inlet ramps are aimed to generate an oblique shock at design Mach number. As the flight Mach number decrease, these ramps start to operate under off-design conditions and upper stream local Mach number also decreases at each ramp. At reduced flight Mach numbers, oblique shocks generated by ramps began to become a normal shock starting from the most aft ramp. These normal shocks are stronger than the oblique shocks and they cause an increment of the total pressure loss at these regions. These efficiency loss points and way they affect the system can be modified by changing ramp angles of the inlet. This study focuses on inlets working with high performances in every conditions and a mission envelope is generated within the context of these conditions. Generated mission envelope for this study contains Mach 3.5 at cruise, Mach 2.6 at maneuver and Mach 1.8 at climb. For the calculation of the performance variables of air inlets with different properties according to the selected mission envelope, an analysis tool is needed. Within this study, a design tool algorithm capable of collecting the properties of the air inlet and carrying out the desired calculations has been developed. This software could calculate the performances of two-dimensional supersonic air inlets having different number of ramps or ramp angles using the isentropic relation and shock equations. Design code takes the input values from the user and with the help of analytical equations defined for calculations, intake performance characteristics could be calculated. After the calculation routines these analytical results and defined geometrical equations has been used to shape the inlet geometry. Programmed low fidelity design code has a capability to calculate inlet performance for any number of ramps. An optimization study for determining the air inlet parameters that reflecting the highest performance and covering the mission envelope, is performed. For optimization purposes, efficiency targets have been defined for different mission legs. These possible total pressure efficiencies defined by using MIL-STD5008-D standard guidelines. Low fidelity design program coded under MATLAB framework. It has various optimization toolbox defined in it therefore that is one of the main drivers for its selection. One of these modules has been used for optimizing inlets to find the best possible candidate. Optimization problem defined as a non-linear solution space, since gradient based optimization methods perform poorly for these kinds of optimization problems, and experience local optimum stuck errors. Due to that reasons genetic algorithms, which are highly successful in non-linear design spaces and similar activities, are used as an optimization method. Genetic algorithm optimization is a holistic optimization method, which is based on survival of the fittest. Genetic algorithm used in this thesis has mutation, crossover and elitism features that could be adjusted to reduce the local optimum stuck problems and to fasten the convergence. To find the global optimum, low fidelity design code generates multiple solutions simultaneously and search for optimum solution. Optimization performed to find and optimum performance at each mission condition. That is achieved by defining and optimizing a performance equation, which is using the efficiency of the inlets at each flight regime. At each generation, population number defined as twenty individual. The optimization process has continued until convergence, which has occured at 150th generation. In addition, these algorithms have the opportunity to create a baseline for the detailed inlet design calculations that could be performed in future. With the help of these genetic algorithms and optimization tools, it has been shown that how the designed inlet can achieve performance gain for the selected mission and its stages. Furthermore, FLUENT module in ANSYS Workbench software is used for verification purposes. Results of the FLUENT analyses are compared with the analytically calculated values. Final design, that is found by optimization process, shows 14.36% higher performance in maneuvers and 1.93% in climb, could be attain by 2.55% performance reduction in cruise conditions compared to the reference air intake design. In addition, when all performance results are compared within 1.8 - 3.5 Mach range, the final design shows an average 2.5% increment in pressure gain coefficients. This study show that, performance calculations focusing on cruise performance will not yield accurate results, compared to the overall mission profile. In the light of all the results, it is concluded that all mission envelope should be investigated even with in the conceptual design phase., Yüksek Lisans, M.Sc.

Enerji ihtiyacının hızlı artışı çevresel ve sürdürülebilirlik kaygılarını de artırmakta. Dolaysıyla temiz ve yenilenebilir enerji insanoğlunu kaçınılmaz arayışı olmaktadır. Doğadan esinlenmiş çırpan kanatlı enerji üreticinin potansiyeli araştırılmıştır. Çırpan kanatlı enerji üreticinin fizibilitesi ve avantajları araştırılmış ve literatürde gösterilmiştir. Fakat yüksek performansa sahip bir çırpan kanatlı enerji üreticisi geliştirmek için literatürdeki bilgeler yetersiz kalmaktadır. Çırpan kanatlı enerji üretici araştırmalarına başlamadan önce çırpan kanatlı mikro hava araçları araştırmalarını incelemekte yarar vardır. Çünkü çırpan kanatların mikro hava araçlarında kullanımı daha fazla araştırılmış ve literatürde daha fazla bilgiye ulaşmak mümkün. Bu çalışma kapsamında ilk önce itki üretmeyi amaçlayan çırpan kanatlı uygulamalar incelenmiştir. Çırpan kanat kullanımı yardımıyla itki kuvveti yaratmanın mümkün olduğu uzun zamandır bilinmektedir. Kanat profilleri üzerindeki daimi olmayan akışlar ile ilgili araştırmaların bir kısmı gerçek döner kanatların karşılaştığı açısal değişimleri simgeleyen yunuslama hareketi üzerine yoğunlaşmıştır. Diğer yandan, biyobenzetim çalışmalarının bir kısmında da yalnız akım yönüne dik ötelenme hareketi incelenmiştir. Eş zamanlı yunuslama ve akıma dik yönde ötelenme hareketlerinden oluşan kanat çırpma hareketi geniş bir parametre alanına sahiptir ve yalnızca yunuslama veya yalnızca akıma dik yönde ötelenme hareketlerinin incelendiği çalışmalara nazaran daha az sayıda araştırmaya konu olmuştur. Yunuslama ve akıma dik yönde ötelenme yapan iki boyutlu bir kanat profili üzerine etkiyen kuvvetleri ölçümü sonucu, yüksek Strouhal sayılarında sinüzoidal olmayan efektif hücum açısı değişimlerinin çoklu girdap oluşumuna ve bunun sonucu olarak da yüksek itki beklenen bölgelerde performans düşüşüne yol açtığı gösterilmiştir. Ancak yüksek Strouhal sayılarında maksimum efektif hücum açısının da büyük olduğu durumlarda, hücum açısı değişimi yüksek mertebe frekans bileşenlerine sahip olmamakta ve çoklu girdap oluşumlarının gerçekleşmediği durumlar da gözlenebilmektedir.Bu çalışmada farklı yaklaşımlar kullanılarak bu tip enerji üretici için yüksek performans sağlayan parametreler belirlenmek amaçlanmıştır. İlk önce tek kanatlı durumlar için üç boyutluluk etkisi araştırılmıştır. İkinci adımda yan duvarların iki ve üç boyutlu durumlara etkisi araştırılmış. Son olarak da iki kanat arası faz açısının çırpan kanatlı enerji üreticisi için ardışık kanat uygulamasına etkisi incelenmiştir.Bu deneysel çalışmada, sinüzoidal ve sinüzoidal olmayan yunuslama ve öteleme hareketi yapan kanat etrafındaki akış yapıları ve kanat üzerine etki eden kuvvetler akım görüntüleme yönteme ve duyarga ile ölçülmüştür. Bütün durumlar için Reynolds sayısı, yunuslama ekseni, yunuslama ve ötelenme genlikleri sabit tutulmuştur. Tek kanatlı serbest ve sınırlandırılmış akış için = 90° ve 110° faz açısı incelenmiştir. Fakat 90° faz açısı 110° göre daha iyi performans sergilediği göz önünde bulundurularak ardışık kanat uygulamalarında sadece = 90° kullanılmıştır. İlk iki kategori için hızlı dönüş (TR = 0.1) ve sinüzoidal dönüş (TR = 0.5) arasında hareket parametreleri kısmında belirtildiği gibi beş farklı hareket tipi kullanılmıştır.Deneyler büyük ölçekli su kanalında yapılmıştır. Kanat çırpma hareketleri bilgisayar kontrollü servo motorlarca sağlanmıştır. Tüm PIV verileri 2 CCD kamera kullanılarak Nd:Yag lazer aydınlatma düzleminde alınmış. İki kameradan alınan görüntüler çok az çakıştırılarak ve iki ortak nokta kullanılarak vektör elde edilmeden önce laboratuvarda geliştirilmiş yazılımlar ile birleştirilmektedir. Hız alanları ortalama korelasyon kullanılarak elde edilmiştir. Ortalama korelasyonda sorgulama pencereleri 64 × 64 alınmış ve %50 üst üste bindirme kullanılmıştır. Veri alma hızı her bir periyotta tek kanatlar için 16, ardışık kanatlar için 32 akış alanı temsil edilecek şekilde ayarlanmış ve sırsıyla 25 ve 3 devir süresince veri alınmıştır. Sistem hareket başladıktan sonra 5. periyottan itibaren veri alacak şekilde tetiklenmektedir.Kuvvet ve moment verileri altı eksenli suya dayanıklı eşzamanlı veri alabilen ve kanadın hemen uç plaka sonrasındaki kısmına bağlı kanatla birlikte dönen duyarga ile ölçülmüş. Sensör, kanat ile kanadın dönmesini sağlayan hareket aktarım çubuğunun arasına monte edilmiştir. Kuvvet/moment duyargası model ile beraber dönmekte olduğu için, elde edilen Fx ve Fy kuvvetleri kullanılarak, modelin o anki hücum açısı ile modele etki eden taşıma ve sürükleme kuvvetleri elde edilmektedir. Kuvvet/moment ölçümlerinde, PIV görüntüleri ile senkronize olarak, 10000Hz'de model hareketinin 30 periyodu süresince veri alınmıştır. Ani ve ortalama güç katsayısı, elde edilen verilerin faz ortalaması alınarak tek bir devire indirilip gösterilmiştir. Deneylerden elde edilmiş bazı önemli bulgular bu bölümde kısaca özet şeklinde verilmiştir. Kanat dönüş hızlandıkça daha şiddetli girdaplar daha erken kanat yüzeyinden ayrıldığı gözlemlendi. Üç boyutlu durumlarda hücum kenarı girdapları (LEV) ve kanat ucu girdapları etkileşime girdiği ve şiddeti küçülerek iz bölgesine atıldığı görüldü. Sonuç olarak üç boyutluluk iki boyuta kıyasla verimliliği düşürdüğü elde edildi. Hızlı dönüşler için (TR = 0.1) hiçbir durumda pozitif güç elde edilememiştir.Çırpan kanatlı enerji üreticinin performansı yan duvarlardan çok etkilendiği gözlemlenmiştir. Duvarla sınırlandırılmış akışın sinüzoidal duruma göre sinüzoidal olamayan durumlar için etkisi daha az olduğu gözlemlenmiştir. Sinüzoidal hareketler duvarla sınırlandırılmış akış durumunda serbest akışa göre daha verimli olduğu ölçülmüştür. Fakat duvar ve kanat arasındaki mesafe çok küçük olduğunda verimliliği de olumsuz etkilediği görülmüştür. Sonuçlara bakıldığında en iyi performans veren duvar mesafesi olduğu ve bu duvar mesafesinde kanat üzerinden ayrılan girdapların duvar ile etkileşimi sonucu dönüşlerde harcanan enerjinin belli bir kısmını tazmin edilebileceğini göstermiştir.Ardışık uygulamalarda ön kanat iz bölgesi ile etkileşiminin arka kanadın enerji üretme performansı çok etkilediği görülmüştür. İki kanat arasındaki faz açısı değiştirilerek girdap etkileşim şeklinin değiştiği görüldü. Ön kanattan kopan girdaplar arka kanadın hücum kenarı girdabı (LEV) oluşumu, büyümesi ve kopma şeklini değiştirdiği gözlemlendi. Kanat arası faz açısı ile girdap etkileşim zamanı ve yönü değiştirilebilir. Sonuç olarak faz değişimi ile arka kanadın performans kaybı en düşük seviyeye indirgenebilir. Farklı hareket tipleri için elde edilen sonuçlarda çok farklılık göstermektedir. Sadece sinüzoidal hareket yapan ve faz açısı 135° olan durumda arka kanadın ortalama güç katsayısı tek kanatlı duruma göre daha iyi sonuç verdiği. Ama bütün diğer durumlar için arka kanadın performansı tek kanada göre daha az olduğu görülmüştür Dolaysıyla da enerji üretimi maksimize edilebilir. İncelenmiş bazı durumlarda yapıcı girdap etkileşimi gerçekleşmiştir ve daha güçlü girdap oluşturarak daha yüksek enerji üretmiştir. With the rapid increase in energy demand and along with considering the environmental and sustainable aspects, clean and renewable energy is a necessity for human beings. Considering the potential possibility of energy production inspired by nature, the concept of a flapping wing power generator is investigated. In this study the feasibility and advantages of using flapping wings to generate energy are studied and documented in the literature by researchers. However, previous studies lack some aspects to develop a high performing flapping wing power generator. In the scope of this study various approaches are investigated in order to define the parameters for a flapping wing power generator for optimum performance. Firstly three dimensionality effects are studied for a single flapping wing. Secondly, flapping wing power generators operating inside solid side walls are investigated for 2D and 3D cases. And lastly, an oscillating tandem wing power generator is studied with different phase angles between fore and hindwings.In the experimental study, the flow structures and the forces acting on a finite flat plate that performs sinusoidal and non-sinusoidal pitching and plunging motions are investigated via detailed quantitative flow visualization technique with simultaneous direct force measurements. Reynolds number, pitch pivot position, pitch and plunge amplitudes are kept constant for all experiments. Two different phase angles of = 90° and 110° between pitch and plunge are studied for single free and constrained wings. However, only = 90° is considered during the tandem wing cases because this phase angle results in higher performance compared with 110°. Five different motion types from rapid stroke reversal (TR = 0.1) to sinusoidal reversal (TR = 0.5) are chosen as the flapping motion kinematics.Experiments are conducted in the large scale water channel located at the Trisonic laboratory in İTU. Oscillation of the airfoil is provided by servo motors controlled by computers. All particle image velocimetry (PIV) data are acquired via 2 CCD cameras by illumination of the examined flow plane with a Nd: Yag Laser. Force and torque data are acquired simultaneously by using a six axis water resistant sensor rotating with the wing.Some major results could be concluded from the experiments are described briefly in this section. Early shedding of higher strength vortices occur when the pitch reversal rate is increased. In 3D case leading edge vortex (LEV) and tip vortex interactions are observed near the tip of the finite flat plate where vortical structures shrink in size and stretch out to the wake losing their strength to roll up. As a result, three dimensionality reduces the overall efficiency as compared with 2D cases. For rapid reversals (TR = 0.1), none of the test cases were capable to produce a positive mean power coefficient.Performance of the flapping foil power generator is highly influenced by side-walls. Constrained flow has smaller effect on non-sinusoidal flapping as compared to sinusoidal flapping. The sinusoidal flapping flat plate can achieve higher increase in efficiency in constrained flow compared to the free flow. However, if the minimum distance between the trailing edge and the side wall is too small results in degraded performance on mean power generation. The results imply that there's an optimum wall distance using side-walls in flapping foil power generation that might be a way to compensate for the loss from stroke reversals at maximum and minimum plunge positions predominantly for sinusoidal flapping.In tandem configurations, the power extraction performance of the hindwing are greatly affected by its interaction with the wake of the forewing. Adjusting the phase angle between the two wings can change the mode of vortex interaction. Formation, growth and shedding process of hindwing LEV could be distributed by the shed vortex of the forewing. The timing of interaction and direction of resulted force could be controlled effectively via phase angle. As a consequence the performance loss in hindwing for tandem configuration could be reduced to minimum level and thus energy production can be maximized. Some of the cases studied exhibit constructive vortex interaction that reinforce the LEV and results in higher power production. 83

Bu çalışmada, anlık basınç yüküne maruz katmanlı kompozit plağın dinamik davranışı incelenmiştir. Çalışma kapsamında kompozit malzemelerin üretim teknikleri ve malzeme özellikleri araştırılmıştır. Ayrıca sandviç kompozit plak üzerine belli doğrultularda takviye elemanları yerleştirilmiş ve bu elemanların yapının dinamik davranışına etkisi incelenmiştir.Kompozit plağın anlık basınç yüküne vereceği dinamik cevabın belirlenebilmesi için anlık basınç yükü deneyleri gerçekleştirilmiştir. Deneylerde vakum infüzyon yönetimiyle üretilmiş olan karbon epoksi kompozit plak kullanılmıştır. Takviye elemanı olarak ise polipropilen bal peteği çekirdek ve karbon yüzey katmanlarından oluşan sandviç yapının kullanılmasına karar verilmiştir. Takviye elemanındaki karbon yüzey katmanlarının, polipropilen peteğin altına ve üstüne çeşitli sayılarda yerleştirilmesi ile iki farklı tipte takviye elemanı oluşturulmuştur. Takviye elemanlarının üretimi için elle yatırma yöntemi kullanılmıştır.Anlık basınç yükü deneyleri İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi Kompozit Yapı Laboratuvarı'nda yer alan test düzeneği kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Test sistemi basınç depolama tankı, kompresör, regülatör, basınca dayanıklı hortum, şok tüpü, veri toplama sistemi, bağlantılar ve güç kaynaklarından oluşmaktadır. Deney kapsamında anlık basınç yükü, şok tüpü içerisindeki basınçlı havanın membranı yırtarak delinmesi sonucunda elde edilmiştir. Oluşan basınç yükü, test plağı üzerinde farklı konumlarda bulunan sensörler yardımıyla ölçülmüş ve basıncın zamanla değişim grafikleri elde edilmiştir. Plak üzerinde farklı konumlara, farklı sayılarda takviye elemanı yapıştırılarak, takviyeli plağın basınç yüklerine cevabı incelenmiştir. Bu deneylerden elde edilen sonuçlar grafik şeklinde sunulmuştur. Daha sonra veri toplama sisteminin filtreleme seçeneği kullanılarak yeni deneyler gerçekleştirilmiştir. Bu deneylerden elde edilen veriler ve uygun bir fonksiyon yaklaşımı kullanılarak anlık basınç yükü dağılımları elde edilmiştir. Deneysel veriler, ANSYS ticari yazılımında gerçekleştirilen sayısal analiz verileriyle karşılaştırılmış ve sonuçlar yorumlanmıştır. Ayrıca takviye elemanının değişik konfigrasyonlarda kullanılması ile oluşabilecek değişik gerinim değerlerinin incelenmesi için ANSYS yazılımında parametrik çalışma da yapılmıştır.İlerleyen çalışmalarda kullanılmak üzere yeni bir basınç fonksiyonu üzerine çalışmalar yapılmıştır. Bu kapsamda rijit bir plak üzerindeki basınç değerlerinin deneysel verilerine Lagrange interpolasyon polinomu uygulanması sonucu yeni bir yaklaşım elde edilmiştir. In this study, effectiveness of the damage resistance of sandwich composite plates against explosive blasts is determined. Composite manufacturing techniques and material properties are researched, data obtained from literature used in creating finite element models and modal tests for composite plates were conducted.Four layered carbon composite plate and polypropylene sandwich materials are produced in order to use for blast loading tests. The manufacturing process is made in Istanbul Technical University Faculty of Aeronautics and Astronautics Laboratory. Carbon fiber roll is cut by composite cutter tool. An aluminum plate is used as mold after sanded. Mold release wax is applied on aluminum plate. The cut square carbon fabric is placed on waxed aluminum. Double sided tape is applied on the sides of aluminum plate to fixate vacuum bag. Peel-ply, mesh and vacuum bag and vacuum tubes placed on plate. Epoxy resin and hardener are combined and applied on carbon fiber.Polypropylene and carbon fabric materials was used for the production of stiffened sandwich composite elements. For the process of producing sandwich material, manual lay-up method was preferred. With this method, two separate reinforcements were produced. The first stiffener element is produced in the form of a 1-layer carbon, a polypropylene honeycomb and a 3-layer carbon fabric, respectively, from top to bottom. The second stiffener element is made of 2-layer carbon, polypropylene comb and 2-layer carbon fabric.Modal analysis of four layer carbon fiber composite material has done on ANSYS Mechanical APDL. A 4-layer carbon fiber composite plate model was created. For this purpose Shell 281 elements are used. The plate modal frequencies obtained from the finite element software are given as table. The mode shapes obtained from the program are also shown.In the stiffened sandwich composite plate model, the carbon plate in the upper and lower layers is modeled with Shell 281 element. The Solid 186 model is used in the model of the polypropylene sandwich element in the stiffener. Single stiffener, two stiffener and three stiffener plates are modeled for use in the works. 2-layer carbon, polypropylene comb and 2-layer carbon stiffened plate mode shapes and frequencies are given.In order to determine the composite plate's dynamic response for blast loading, series of blast pressure experiments were conducted. To obtain blast pressure, air was pressured with a compressor to 500 litre capacity storage unit. Pressured air was sent to a hose through a regulator. The output of hose is connected to shock tube. The shock tube is a tube sealed with some kind of membrane to contain compressed air to intended pressure value. The blast load was obtained form the pressured air inside the shock tube.LQ125 pressure transducers are used for obtaining pressure data as electrical signals. Power units provide sufficient energy to transducers. Also strain gages placed on the plate for obtaining strain data. The VXI EX1629 data analysing system was connected to strain gages and transducers.30x30 cm carbon composite plate was experimented with single, double and triple reinforcement components. 1-layer carbon, a polypropylene honeycomb and a 3-layer carbon fabric stiffener was used in these experiments. Also unreinforced composite plate was used for confrimation of results. Three pressure transducers placed in front of the plate and three strain gages placed back side.Four different experiments were conducted. The resultant data with graphics are presented. The effects of material and reinforcements on the dynamic behaviour are investigated. These experiments were performed without activating the filter option of the data acquisition device.New experiments were carried out by activating the filter option of the data acquisition device. Experiments were carried out on non-stiffened and single stiffened plates. 2-layer carbon, polypropylene comb and 2-layer carbon fabric stiffener element used in these experiments.Various filter values have been tested in order to ensure that the pressure data can be analyzed without noise. It was decided to analyze the experiment with 200 Hz filter. The obtained pressure data was tried to be approximated to the pressure function. The pressure approximation function was then analyzed by applying it to models created in ANSYS software. For analysis in ANSYS, Shell 281 element is used for carbon and Solid 186 is used for polypropylene sandwich. Rayleigh type damping coefficients were used during the pressure analyzes.Comparison of experiment and analysis data for non-stiffened plate and single stiffened plate is given. Analysis results are compatible with the maximum and minimum strains in the experiment.Parametric study has been carried out in ANSYS software to examine the various strain values that can be formed by using the reinforcement element in different configurations. In the single reinforced plate, the analysis was performed to measure the strain change by the number of carbon plates at the top and bottom of the reinforcing element. From the data it is observed that as the number of layers on the reinforcement element increases, the strain value decreases.A rigid sandwich composite plate with dimensions 29.5x29.5 cm was used for finding a pressure function to be used in subsequent studies. For obtaining pressure gradient optimally, five pressure sensors were placed on a rigid plate and the pressure values were examined experimentally. The sensors are placed on the line of the plate diagonal so that the pressure gradient can be obtained in an optimal manner while some of the available sensors were placed at an equal distance from the origin for verification. In these experiments, the data of the sensors used for verification show a good fit. A general analytical pressure function, which can be applied to all pressure values, has been derived from the data obtained as a result of the experiments. This pressure function is expressed in terms of point values by a Lagrange interpolation polynomial.In conclusion, dynamic response of sandwich composite plate under blast load was examined. Experimental results of reinforced composite plates are compared with numerical results. A new pressure equation for blast loading was found. 75

Havacılık tarihi, 1903 yılında Wright kardeşlerin ilk motorlu uçuşu ile başlamakta ve 20 yüzyıla kadar motorlu uçaklar üzerindeki çalışmalar havacılık tarihinde önemli bir rol almaktadır. Yolcu uçaklarının zamanla havacılık sektöründe önemli bir sektör haline gelmesi ile birlikte bu uçaklar üzerine yapılan çalışmalar artmakta ve yüksek kapasiteli, performanslı yolcu uçakları hava yolları şirketlerinin envanterlerine girmektedir.17 Eylül 1908 yılında ilk motorlu uçak kazasının meydana gelmesi ve zaman içerisinde artan motorlu uçuşlar ile birlikte kaza oranlarında da artışların gözlemlenmesi hem büyük maddi kayıplara hem de can kayıplarına yol açması uçuş emniyeti kavramını ortaya çıkarmıştır.Uçuş emniyeti kavramının ortaya çıkması ile birlikte uluslararası düzeydeki havacılık otoriteleri olan ICAO, JAA, EASA ve Eurocontrol tarafından uçuş emniyeti kuralları denetim altına alınmaya başlanmıştır. Türkiye' de havacılık otoritesi olarak EASA, FAA ve SHGM ile çalışılmaktadır. Hava araçları ve ekipmanlarının üretimlerinin yapılabilmesi için bu otoriteler tarafından uçuşa elverişlilik gerekliliklerinin tamamlanması gerekmektedir.1930 yılından sonra uçaklarda kabin içi mutfak ekipmanları kullanılmaya başlanmıştır. Dünya' da kabin içi mutfak ekipmanlarının üretimini yapan bir çok firma bulunmakla birlikte ülkemizde 2010 yılında kurulmuş olan TCI Kabin İçi Sistemleri A.Ş şimdiye kadar bir çok kabin içi mutfak ekipmalarının tasarım, üretim ve sertifikasyon aşamalarını başarıyla gerçekleştirmiştir.Bu tez çalışmasında TCI Kabin İçi Sistemleri A.Ş tarafından Airbus A330-300 uçağına ait G1A kabin içi mutfak ekipmanının tasarım, üretim çalışmaları anlatılmış, yapısal sertifikasyon aşamaları hakkında detaylı bilgi verilmiştir.Uçaklarda kullanılan malzemelerin düşük ağırlığa ve yüksek dayanıma sahip olması gerektiğinden dolayı en yaygın olarak kullanılan malzemeler arasında kompozit malzemeler bulunmaktadır.Kompozit malzemeler içerisinden bal peteği sandviç malzemeleri kabin içi mutfak ekipmanlarında kullanılan en yaygın malzemelerdir. Bal peteği sandviç kompozit yapıları bir çok malzeme konfigürasyonuna sahiptir. Bal peteği sandviç kompozit yapı malzemelerinin hücre yapısı, yüzey ve yapıştırıcı seçimlerini etkileyen dayanç, özgül dayanç, yapıştırıcı performası gibi yapısal etkiler bulunmakla birlikte yangına karşı hassasiyet, ısı iletimi, akustik ve nem gibi çevresel etkiler de bulunmaktadır.Bal peteği sandviç kompozit yapılar ile yapılan tasarımlarda yüklerin uygulanması sonucu meydana gelen gerilmelere, deformasyonlara ve kesme oranlarına dikkat edilmesi gerekmektedir. Bu tez çalışmasında aynı zamanda bal peteği kompozit malzemelerinin dayanım, rijitlik, panel burkulması, kesme kıvrımı, yüzey ezilmesi, hücreler arası kıvrılma, bölgesel basınç sonucu oluşan hasar oluşum türleri hakkında detaylı bilgiye de yer verilmiştir.Bölüm 3' de bal peteği sandviç kompozit yapılarının üretim yöntemlerine ve mekaniksel özelliklerine yer verilmiştir. Bu mekaniksel özellikler sertifikasyon çalışmalarındaki yapısal analiz çalışmalarında yardımcı olmuştur.Kabin içi mutfak ekipmanlarının yapısal analiz sertifikasyon çalışmaları tasarım süreci ile başlamaktadır. Tasarım süreci, sırası ile master (ana) geometrinin oluşturulması, panel tasarımları, uçak bağlantı noktalarının tasarlanması, ekipmanların yerleştirilmesi ve yapısal iyileştirmelerin yapılması şeklinde gerçekleşmiştir.CATIA V5 ile yapılan tasarım çalışmalarından sonra MSC firmasına ait APEX programı ile sonlu elemanlar modeli hazırlanmış ve meshleme işlemi gerçekleştirilmiştir. PATRAN programına alınan sonlu elemanlar modelinin bağlantı parçalarının modellenmesi sonrasında malzeme tanımlamaları yapılmıştır. Gerekli yüklerin hesaplanması ile birlikte bu yükler PATRAN programındaki noktasal kuvvet ve noktasal ağırlıklardan yararlanılarak tanımlanmıştır. Sınır koşullarının da tanımlanması ile birlikte sonlu elemanlar modelinin NASTRAN programında yapılacak olan çözümü için hazır hale gelinir.Analizin koşturulmasından önce, analiz sonuçlarını olumsuz etkilememesi amacı ile sonlu elemanlar model kalitesinin kontrolü yapılmıştır. Bu kontroller arasında eleman kalitesinin kontrolü, malzeme oryantasyonunun kontrolü ve uygulanan yük ile bağlantı bölgelerinden elde edilen yüklerin karşılaştırılarak kontrol edilmesi bulunmaktadır. Bu kontroller sonucunda modellerde herhangi bir olumsuz durum olmadığı belirlenmiş ve model NASTRAN programında çözdürülmüştür.NASTRAN programında çözümün yapılması sonucunda, üst ve alt bağlantı bölgelerinde oluşan yüklerin ve ekipman üzerindeki belirlenen kritik noktaların deformasyon okumaları yapılmıştır. Okunan yükler ve Bölüm 4' te detaylı olarak verilen denklemler yardımı ile uçak bağlantılarında bulunan profillerin güvenlik faktörleri hesaplanmıştır. Üst bağlantılarda oluşan kuvvetlerin ve kritik noktalardan okunan deformasyon değerlerinin daha sonra yapılacak olan yapısal testler ile karşılaştırılmaları yapılacaktır.Sonlu elemanlar analizinin tamamlanması ve havacılık otoritesi EASA tarafından onaylanması ile birlikte üretimi de tamamlanmış olan kabin içi mutfak ekipmanı, 9.0G ileri yönündeki yapısal testinin yapılması amacı ile test alanına alınmıştır.Yapısal testlerin gerçekleştirilmesi için test fikstür, spring plate, dummy parçaları, yük ağaç yapısı ve data kayıt sistemi gibi test ekipmanları kullanılmaktadır. G1A kabin içi mutfak ekipmanının test sırasında konumlandırılması amacı ile test fikstürleri kullanılır. Test fikstür ile kabin içi mutfak ekipmanlarının bağlantıları arasında uçak profillerinin katılık derecelerini simule eden spring plate test ekipmanı kullanılır. Test sırasında kabin içi mutfak ekipmanlarındaki konfigürasyonların test sırasındaki davranışlarını simule etmek ve orijinal parçalarının zarar görmesini engellemek amacı için ise benzer boyut ve bağlantılara sahip olan dummy parçalar kullanılır. Bu konfigürasyonlara yüklerin düzgün dağıtılması amacı ile yük ağaç yapısı kullanılır. Testin gerçekleştirilmesi sırasında data kayıt sistemi ve yazılımı olan optest ile test uygulanışı kontrol edilmiştir.Ekipman üzerindeki konfigürasyonlara uygulanacak olan yüklerin lokasyonları belirlenir ve bu lokasyonlara piston yardımı ile 9.0G ileri yönünde yük uygulanır. Uygulanan bu yük, konfigürasyonlara yük ağacı yöntemi ile dağıtılmaktadır.Yapısal testlerin gerçekleştirilmesi sırasında uygulanacak olan yüklerin belirlenmesi, deformasyon ölçümleri ve üst bağlantılardan yük hücreleri yardımı ile yapılacak yük ölçümlerinin yapılması test aşamaları olarak belirlenmiştir. Bu ölçümler daha sonra sonlu elamanlar analizinin sonuçları ile karşılaştırılacaktır.Yapısal test sonucunda otorite EASA gözlemcileri tarafından incelenen kabin içi mutfak ekipmanı ve test grafiklerinde, herhangi bir olumsuzluk olmaması nedeni ile yapısal test sertifikasyonu aşamasının başarılı olduğu onaylanmıştır.Yapısal testlerin ve yapısal analiz çalışmalarının başarı ile gerçekleştirilmesi sonucunda, sonlu elemanlar modelinin validasyonunun yapılması gerekmektedir. Bu nedenle sonlu elemanlar analizi sonucunda üst bağlantılardan okunan yükler ile yapısal test sırasında uygulanan tam yük' te, üst bağlantılarda oluşan yükler karşılaştırılmış ve kabul edilebilir benzerlikte olduğu EASA gözlemcileri tarafından onaylanmıştır.Yapısal testler ile sonlu elemanlar modelinin karşılaştırıldığı diğer bir durum ise deformasyon sonuçlarıdır. Bu sonuçlar arasındaki farklılıkların test sırasında dummy yapılarının kullanılmasına, G1A kabin içi mutfak ekipmanının yapısal ağırlığının sonlu elemanlar modelinde yapısal testlere göre farklı tanımlanmasına bağlı olduğu düşünülmektedir.Bu tez çalışmasındaki sonuçlara göre Airbus A330-300 uçağına ait G1A kabin içi mutfak ekipmanının yapısal sertifikasyonu başarı ile gerçekleştirilmiş ve uçuşa elverişlilik kurallarına göre kullanılmasında herhangi bir olumsuz durum olmadığı kanıtlanmıştır. The history of aviation starts with the Wright Brothers' first powered flight in 1903. Until 20.th century, the studies on powered aircrafts took a crucial part in history of aviation. With airline companies becoming an important sector in aviation industry the works on those aircrafts are increasing and high-capacity, high-performance aircrafts entering to the inventories of the airline companies.After the first powered aircraft accident in 17 September 1908 and remain of this kind of accidents through increasing flight numbers, conciderable financial losses and many loss of lives have experienced, therefore the term of flight safety has came up.With the emergence of this term, flight safety rules were started to be controlled by ICAO, JAA, EASA and Eurocontrol which are the international aviation authorities. In Turkey EASA, FAA and SHGM are the partners as aviation authorities. To produce aircrafts and equipments, airworthiness requirements have to be completed by those authorities.After 1930, galley equipments have started to be used in aircrafts. While there are many companies that manufacture galley equipments in the world, TCI has succesfully carried out producing, designing and certification stages of galley equipments in Turkey.In this thesis, design and production works of TCI on the plane Airbus A330-300's G1A galley equipment have been explained and detailed information about the structural certification stages have been given.One of the most common materials that are used in aircraft manufacturing is composite materials due to necessity of low weight and high strength materials.Honeycomb sandwich panels are the most common ones of composite materials that are used in galley equipment. This kind of composite structures have several material configurations. While there are structural factors such as strength, specific strength and adhesive performance that affect cell structure, surface and glue choice of honeycomb sandwich composite materials; there are also some environmental effects as fire proof, heat conduction, acoustic and humidity.In designs which are made with honeycomb sandwich composite panels it is necessary to be careful about the stresses that caused by implementation of loads and shear stress rates. This thesis also gives detailed information in the matter of honeycomb sandwich composite materials' strength, stiffness, panel buckling, cutting fold, crushing surface, intercellular curl, types of deformation caused by local pressure. The production methods and mechanical properties of honeycomb sandwich composite panels are included in section 3. These mechanical properties have assisted structural analysis studies in certification. Structural analysis certification of galley equipment starts with design process. Design process is carried out by building the master geometry, panel designs, aircraft attachment designs, placing the equipment and structural improvements. After finishing the design with CATIA V5, Finite element model is prepared and mesh is done by using MSC Apex software. After the modeling attachment parts of the galley in Patran, materials are defined. Necessary loads are calculated according to insert configuration, these loads are identified by using nodal force and point weight in Patran software. After applying the boundary conditions in FEM, Model is ready to be run the model on Nastran. Before running finite element model, model quality is checked. Element quality check, material orientation check and checking the loads that is compared applied loads with calculated loads in FEM attachments are included in those model quality checks. As a result of these examinations, it is determined that there is no unfavorable situation about the FEM model and it run on NASTRAN software. After NASTRAN analysis results, Loads in upper and lower attachments have been calculated. Also deformations which critical points in the galley are calculated with NASTRAN software. According to calculated loads and detailed equations which are given in the section 4, reserve factors of attachments have been calculated. The amount of deformations that are calculated from critical points and the forces on upper attachments will be compared through the structural tests which will be run in later sections. By completing the finite elements model and static test plan and getting approval to perform static structural tests from EASA, galley is taken to the structural test area for the purpose of making the 9.0G forward structural test. Test fixture, spring plate, dummy parts, whiffle tree structure and data acquisition system have been using for carrying out the structural tests. Text fixtures are used to position G1A galley during the test. Spring plates are used between test fixture and galley for simulating stiffness of aircraft beams. Also, dummy parts are used for simulating the properties of galley equipment's configurations during the test and preventing the original parts from damage. Whiffle tree structures are used for distribution of loads to those configurations. The test has been controlled by Optest software which is controlling and data acquisition software. The locations of load application holes that will be applied on the configurations are defined and 9.0G Forward case load will be applied on those locations with hydraulic actuator. This load have been applying to the configurations by the whiffle tree method.It is determined as test stages that defining the applying loads during the structural tests, deformations and load measurements which will be measured with load cells. After that, these measurements will be compared with the finite elements method analysis results. At the end of the structural test results, it is approved that structural test certification process is successful in terms of there is not any unfavorable situation about galley structure and test graphics by EASA witness. After the structural tests and analysis studies successfully, the model of finite element must be validated. That is why, the loads that are measured from upper attachments and forces that calculated in upper attachments with Nastran are compared and the acceptable similarity between them is approved by EASA witness. Another comparison situation between structural test and finite elements model is deformation results. Differences between FEM and test occurred due to dummy structures and distribution of structure weight.According to the results of this theses study, the structural certification of G1A galley equipment for Airbus A330-300 has been validated. 83

Takviyeli kompozit plakalar, yüksek mukavemet ve göreli hafiflik özellikleri sebebiyle kullanım alanı gün geçtikçe genişleyen yapılardır. Kompozit malzeme, tanım gereği farklı özellikteki malzemeleri, istenilen mukavemet özelliklerinde oluşturmaktır. Örneğin, katmanlı kompozit plakalar için katmanların dizilişi plakanın statik ve dinamik karakteristiğini etkileyen en önemli parametredir. Bu parametreye dikkat edilerek aynı ağırlıkta olmasına rağmen statik ve dinamik olarak çok daha mukavemetli yapılar oluşturulabilir.Bu çalışmada, katmanlı kompozitler için, farklı boyutlarda ve dizilişlerde takviyesiz ve takviyeli plakalar oluşturularak statik ve dinamik analizleri ANSYS 16.2 paket programı kullanılarak gerçekleştirildi. Kalınlığı kenar uzunluklarına göre oldukça küçük olan ince plakalar kullanıldığı için analitik çözümler kayma deformasyonunu ihmal edecek şekilde klasik laminasyon teorisi kullanılarak elde edildi. Tasarım değişkenlerinin numunelerin çökme, gerilme ve doğal frekans değerlerine etkisi incelendi. Bu kapsamda çalışma takviyeli ve takviyesiz olarak iki bölümde gerçekleştirildi.İlk bölümde takviyesiz plakalar için incelemeler yapıldı. Kare bir plaka oluşturularak farklı sınır şartlarında, 15'er derecelik dizilim değişimiyle, aynı yayılı yük altında çökme ve gerilme değerlerinin değişimi incelendi. Serbest titreşim analizi yapılarak açı değişiminin mod şekilleri ve frekanslarına etkisi gözlemlendi. Ardından açıklık oranı azaltılarak bahsedilen parametrelerin farklı açıklık oranlarında değişimi incelendi. ANSYS kullanılarak gerçekleştirilen bu analizler, literatürden edinilen analitik çözümlerle kıyaslandı.İkinci bölümde ise takviyeli kompozit plakalar için incelemeler yapıldı. ½ açıklık oranında katmanlı kompozit plaka oluşturuldu. Ankastre sınır şartlarında bu plakanın ilk olarak takviyesiz analizi gerçekleştirildi. Ardından kompozit katmanlar ile oluşturulan takviye eklenerek takviye kullanımının çökme, gerilme ve doğal frekans değerlerinde meydana getirdiği değişim incelendi. Takviyedeki katman diziliş değişiminin etkisi hesaplanarak optimum diziliş elde edildi. Aynı kütlede takviyesiz ve takviyeli plakalar oluşturularak, takviyenin etkinliği hakkında yorumlar yapıldı. Farklı kesit alanına sahip, aynı kütlede ve yükseklikte takviyeler kullanılarak, kesit alanının analiz sonuçlarına etkisi gözlemlendi. Hacim ve kesit alanı sabit tutularak metal malzemelerden oluşturulmuş takviyeler kullanıldı. Ağırlık göz önünde bulundurularak, takviye için malzeme seçiminin çökme, gerilme ve doğal frekans değerlerine etkisi incelendi. Son olaraksa takviyenin doğrultusu değiştirilerek aynı ağırlıkta çift takviye kullanımının ortaya çıkardığı değişim yorumlandı. Composite materials which are developed as lighter and stronger materials for the aerospace industry in the 1960s have now become widespread and been used in many industries such as marine, construction and automotive. They provide a better alternative to old standby materials like aluminum, steel, wood and concrete. In particular composite materials combine high strength and low weight together, while at the same time they have high resistance to corrosive and thermal effects. They provide great weight savings because of the specific properties and low weight of the individual components which form the composite material. They also have high impact strength and design flexibility. Correspondingly they can be designed for a particular type of load. All these characteristics make composite materials indispensable for the aeronautical and aerospace structures.Composite materials that are used in aerospace structures are usually built up with laminates where unidirectional fabric layers are stacked on top of each other in different orientations to give the structure maximum stiffness where it is needed. Cutting edge technology aircrafts substantially comprise stiffened laminated composite plates in many parts. For laminated composite plates, orientation of fibers is the most important case that effects plates strength and rigidity. Focusing on this parameter for different boundary conditions results in lighter and stronger structures. In addition to that, there are other significant parameters for stiffened composite plates such as direction, shape and material. All these parameters should be considered together to obtain structures that have higher strength and lower weight.In this study, optimum fiber orientation for square and rectangular laminated plates and optimum shape, direction and material for stiffeners are examined. First, a general information about composite materials and plate equations is given. Then, some composite plates and stiffened composite plates samples are formed, and static and dynamic analyses are conducted to compare those plates, and finally better combinations are determined. ANSYS 16.2 ACP module is used for design procedure and analysis performed in ANSYS Workbench 16.2. Some analytical formulas available in literature are used for validation of analysis of bare plates. In this context, numerical analysis is performed for bare laminated composite plates and stiffened laminated composite plates.First, a square laminated composite plate with 8 epoxy-carbon unidirectional layers considered. Edge length of the square plate is chosen as 500 mm and thickness of the plate as 4 mm., Free vibration and static analysis under distributed load of plates are examined for different fiber orientations of layers under different boundary conditions. For all sides simple supported case, minimum deflection and maximum fundamental natural frequency occur at (45,-45)4 orientation. For all sides clamped case, minimum deflection and maximum fundamental natural frequency occur at (0,0)4 and (90,90)4 orientations. (45,-45)4 orientation yields lower stress levels for both cases. Free vibration analysis is also performed for different boundary condition combinations such as SSSS, CCCC, CSCS, CCSS, CCFC, SSCS, SSFS, SSFF and CCFF. Best angle orientations for each case are provided. Analyses that are performed for all side simple supported and all side clamped boundary conditions are repeated for rectangular plates by changing aspect ratio to 1/2, 1/3 and 1/4. Laminated rectangular plates with fibers along the short edge produce less deflection and higher fundamental natural frequency for both boundary conditions. However, higher natural frequencies increase for (45,-45)4 orientation.Second, a laminated composite plate is designed with dimensions Lx=500mm and Ly=1000mm. A comparison between bare plate and stiffened plate with the same weight is made and it is found that stiffeners reduce the deflections and stresses of plate but, increase natural frequencies significantly. The use of stiffener also changes mode shapes. In order to see the effect of the stiffener cross sectional shape, different profiles such as rectangular, I, T, inverse-T, L, inverse-L and Z shaped composite stiffeners with the same height and volume are designed by using the same type layers of the plate. Stiffeners are oriented along the y- direction and at the middle of the plate.Static analysis is conducted under 1 kPa distributed pressure on the top surface of the plate. Maximum deflection and stress are obtained under all side clamped boundary conditions. It is found that inverse-T shaped stiffener results in less deformation and stress levels. The order of maximum deflection and maximum stress levels for each stiffener is inverse-TL>I>Z>rectangular>T>inverse-L. For higher modes, it is found that natural frequencies don't change significantly.Harmonic response analysis of each sample is performed from 1 Hz to 1000 Hz under distributed 1 kPa pressure on the top surface of the plate. Frequency response of the plate is observed. It is seen that samples reach their peak values at their fundamental natural frequencies. The order of amplitude values at peak points is inverse-T

Askı ve ileri uçuş durumunda zorlu rotor-gövde akış etkileşim problemini incelemek için zamana bağlı sıkıştırılabilir akış analizleri gerçekleştirilmiştir. Sistemi oluşturan herbir bileşenin akış yapısı üzerindeki etkilerini irdelemek için izole gövde ve izole rotor konfigürasyonları ele alınmıştır. Daha sonra, bileşenlerin birbirlerine olan etkilerini incelemek amacıyla sistemin tamamı analize tabi tutulmuştur. İzole gövde analizleri RANS tabanlı daimi hesaplamalara dayanmaktadır. Rotor palalarını içeren durumlar için ise URANS çözümleri gerçekleştirilmiştir. Akışın türbülanslı doğasını modellemek için daha güvenilir sonuç ürettiği analizler ile tespit edilmiş olan Realizable k-ε türbülans modeli kullanılmıştır. Zamana bağlı rotor analizleri üç farklı ilerleme oranı için gerçekleştirilmiştir. Hava yükleri nedeniyle palada gözlemlenen dinamik hareketler azimut açısı ile periyodik bir şekilde değişim gösterirken, aynı zamanda ilerleme oranına bağlı olarak da değişim göstermektedir. Palanın tanımlı hareketleri, mevcut kod yetenekleri ile temsil edilememektedir. Fakat, bu dinamik hareketler ticari HAD yazılımı içerisine kullanıcı tarafından yazılan bir kod vasıtasıyla simülasyon modeline dahil edilebilmektedir. Bilhassa ileri uçuş şartlarında daha belirgin olan çırpma ve yunuslama hareketlerini modellemek için birinci mertebe Fourier serilerinden yararlanılarak bir UDF kodu yazılmıştır. Hesaplama hacmi düzensiz yapıda olup karma elemanlardan oluşmaktadır. Dinamik çözüm ağı yaklaşımlarında sıklıkla görülen problemler çözüm ağı deformasyonu ve çözüm ağı oluşturma yöntemlerinin kullanıldığı dinamik ağlar ile aşılmıştır. Mevcut sayısal çalışmanın doğruluğu deneyler ve diğer sayısal çalışmaların sonuçları ile karşılaştırılarak ortaya konmuştur. Benzer başarılı sonuçlar, daha az sayıda çözüm ağı kullanılarak elde edilmiştir. Bu nedenle, mevcut yöntem hesaplama süresinde azalma sağlamakta ve makul hesaplama kaynağı kullanımını mümkün kılmaktadır. Unsteady compressible flow analyses are carried out to investigate the challenging helicopter rotor–fuselage interaction problem in hover and forward flight conditions. First, the isolated fuselage and the isolated rotor configurations are analyzed to examine the individual effects of each component on the flow field. Then, the rotor-fuselage interaction problem is considered. The isolated fuselage analyses are based on the steady RANS computations. URANS simulations are carried out for the cases with rotor blades. The Realizable k-ε turbulence model is found to perform best for the predictions. The time-dependent rotor analyses are simulated at three different advance ratios. The blade dynamic motions excited by the air loads, which vary periodically in the azimuth direction and also differ based on the advance ratio, have been prescribed by a UDF code embedded into the solver, since these motions cannot be directly represented with the existing commercial code capabilities. Azimuthal variations of the flap and pitch motions of the blades are prescribed a priori as a first order Fourier series through User Defined Function feature of the code. The computational domain was modeled by unstructured hybrid mesh elements. Commonly seen dynamic mesh problems are alleviated by appropriately formed dynamic grids using the spring based smoothing and cell re-meshing methods. The accuracy of the present numerical predictions has been demonstrated by the comparison of obtained results with the experiments and other numerical results available in the open literature. The present single grid methodology has given similar successful results with much lower number of grid elements, thus resulting in much shorter computing times, using modest computational power. 184

The present paper describes how fault-tolerance concepts are implemented in electrical drives for high reliability applications, such as in the More Electric Aircraft.

Bu tezin asıl hedefi bir hava aracının kavramsal tasarım fazını gerçekleştirecek ve tasarımı istenilen özelliklere eriştirecek bir tasarım aracı yazmaktır. Bu amaçla, MATLAB programında bir kod yazılmıştır ki böylelikle kullanıcı, tasarlanan uçağın görev irtifasında, seyir koşullarında, kanat profil türlerinde, itki sistemi elemanlarında, ağırlığında veya genel formunda bir değişiklik yaparsa, diğer parametre değerlerini tekrar kontrol etmek veya değiştirmek zorunda kalmayacaktır. Birçok tasarım aracı daha büyük türdeki ve insansız olmayan uçaklar için yaratılmıştır. Bunun yanında, onlar genel olarak uçak tasarımının profil tasarımı, kanat tasarımı, performans analizi veya yapısal tasarım gibi tek bir dalına odaklanmıştır. Bu tezde, tüm bu alanları birleştirmek ve elektrik motorlu, kompozit malzemelerden yapılmış ve mini sınıfında olan insanız hava araçları tasarımı için bir kavramsal tasarım aracı oluşturulması amaçlanmıştır. Bu kod genel geometri, kaldırma ve sürükleme kuvvetleri, yunuslama momenti, performans karakteristiği, kompozit yapı ağırlığı, kararlılık ve kontrol türevleri, yanal ve boylamsal yönlere ait durumsal uzay matriksi ve özgün değer parametrelerini hesaplamaktadır. Prensipte, kullanıcı girdi parametrelerini koda girer ve geri kalan hesaplamalar otomatik olarak yapılır. Beş tane kritik girdi parametresi kullanıcı tarafından tasarım özelliklerine göre belirlenir. Bu parametre değerleri kod tarafınan hesaplanır ve bunun karşılığında kullanıcı belirlenen aralıklarda ve kısıtlamalarda belirlenen hedef parametresi için optimum değerleri elde eder. Sonuç olarak, kullanıcı dostu, hava aracı ile ilgili geometrisinden kararlılık türevlerine kadar tüm bilgileri üreten bir kavramsal tasarım aracı düzenlenmiştir. Bu tez, tasarım aracı kullanılarak ve tasarım aracını doğrulamak için gerçekleştirilen bir mini UAV sistem tasarımı örneğini içermektedir. The main objective of this thesis is to write a design tool that will perform the conceptual design phase of an aircraft and achieve the desired specifications of the design. For this purpose, a code is written in MATLAB so that the designer does not have to change or check parameter values when a modification on the mission altitude, cruise conditions, airfoil type, propulsion system units, weight or general geometry of the aircraft. Most of the available design tools are created for large aircraft and not for uninhabited air vehicles. Besides they are mostly focused on a single branch of the aircraft design such as airfoil design, wing design, structural design, performance analysis etc. Whereas in this thesis, it is aimed to combine all these branches of the aircraft design and come up with a conceptual design tool for mini class uninhabited air vehicles manufactured from composite materials and powered by electrical motor. The code calculates the parameters for the general geometry, lift and drag forces, pitching moment, performance characteristics, composite structure weight, stability and control derivatives, state space matrices with their eigenvalues of longitudinal and lateral dimensions. In principle, the user enters the input parameters needed and rest of the computations are done automatically. Five critical input parameters are determined by the user according to the design features. These parameters are computed by the tool and in return the user gets the optimum values for the determined objective parameters of the aircraft within the given intervals and constraints. As a results, a user-friendly conceptual design tool that generates the whole information about the aircraft from its geometry to its stability and control derivatives is devised. The thesis gives an example of the conceptual design of a mini UAV system performed using the design tool given in the thesis to verify the design tool. 133

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Otomobillerde kullanılan turboşarj devrelerinin amacı aynı motor hacminde daha çok oksijen yakarak daha çok güç elde etmektir. Emiş havasını temizledikten sonra kompresöre giren hava yüksek oranlarda sıkıştırılarak motora iletilir. Rezonatörler tam olarak bu noktada devreye girerler. Görevleri kompresördeki sıkıştırma evrelerinde meydana gelen basınç gradyanlarından dolayı oluşan gürültüyü susturmaktır. Oluşan geniş bantlı gürültünün susturulması için boru içerisinde tek boyutlu ses dalgalarının dinamiği incelenmektedir. Tek boyutlu düzlem dalga modeli kabulü ile ses dalgalarının ilerleyen ve motor girişinden yansıyan dalgalara bölünnerek incelenebilirler. Bu durumda dalgaların empedans farkı kullanalarak ses düzeyleri hesaplanabilir. Bu kabüller doğrutusunda sonlu elemanlar yöntemiyle belirlenen tasarımlar için akustik performans analizleri yapılmıştır.. Rezonatörlerin akustik performans haricinde önemli bir diğer tasarım kriteri olan toplam basınç kaybı detaylı bir biçimde incelenmiştir. Motorun yeterli miktarda hava beslemesi yapabilmek adına basınç kaybı parametresi akustik performans ile ters orantılı değişmektedir. Artan akustik performans sayesinde basınç kaybının çok artması kesinlikle kaçınılması bir durum olduğundan bu parametrenın doğru hesaplanması oldukça önemidir. 3 boyutlu CFD analizleri ile rezonatörün sahip olduğu akışkan davranışı incelenmiştir. Bu tez kapsamında FIAT tarafından üretilecek bir aracın rezonatör tasarımı anlatılmaktadır. TEKLAS KAUÇUK A.Ş. için tasarladığım rezonatörün tasarım evreleri tek tek anlatılarak detaylı performansı hakkında bilgiler verilmiştir. Yapılan çalışmalar sonucunda 3 odacığa sahip bir tasarımın en uygun akustik performansı sağladığı görülmüştür. Basınç kaybı limitleri içerisinde bulunan bu rezonatörün üretilebilirliği, mekanik dayanımı incelenerek prototip üretimi yapılmıştır. Prototipler deneysel akustik testlere tabi tutulup analizler doğrulanmaya çalışılmıştır. Oda şartlarında yapılan deneysel testler sonucunda çalışma frekansında kaymalar görülmüştür. Düşük frekanslarda 140Hz, yüksek frekanslarda ise 250 Hz lik bir kaymadan bahsedebiliriz. Kaymaların nedenleri olarak üretim kaynaklı hatalar, malzeme dışına yayılan akustik enerji ve analizlerde yapılan kabüller gelmektedir. Üretim kaynaklı hatalar sorunları minimize etmek amacıyla prototipler kesilip incelenmiştir., Nowadays comfort is one of the most important aspects of automobile industry. This has a great effect on the usage of resonator in all kind of cars. Because of the environmental noise regulations of governments, the nose reduction has come to a critical point. Most resonators are used in turbocharger units of diesel engine equipped cars. The reason of the need for a resonator comes from the noise created by the compressor unit. The high pressure profiles created inside the compressor travel through both structure and air inside the pipes towards the engine. In order to decrease the noise one of the best strategies goes through eliminating the source. This is not possible because without the compressor the amount of air burned inside the engine every cycle would be inefficient. The next best way to decrease the noise is to get as close as possible to the source and silence it with a resonator. In this study the steps to design a resonator which must be effective inside a broad frequency band for FIAT is described. The main restrictions are volume, acoustic performance and back pressure. Also the resonator must be able to maintain unharmed during work conditions. Design steps are described for each restriction. One of biggest problems in designing a resonator is that the acoustic performance and the pressure loss are effecting themselves. A better acoustic performance has a negative effect on the flow performance witch results in higher pressure loss of the system. So there must be an iterative solution in order to satisfy both restrictions. Beginning with the structural design, the geometry was chosen to be a pipe with a circumferential resonator volume around. This gives a better vibrational resistance. The resonator was chosen to be produced in two parts welded together. This secures that the production errors are minimized. After the structural analysis with the given boundary conditions from FIAT the structural design was finished. The next step was to get a high as possible acoustic performance. In order to get a large frequency band performance the resonator was divided into 3 acoustic chambers. Every chamber having a different natural frequency made sure that the acoustic performance was meeting the criteria given. The finite element analysis tool ACTRAN was used to calculate the TL values of each design. Firstly, the design was modified in order to be able to have a broad frequency band of performance. The acoustic channels between the chambers and the main pipe were enlarged for lower frequency and also one of the channel was made thinner in order to perform on the large frequencies. After the first couple of analysis, it was seen that the minimum frequency to have a 20 dB TL is 1625 Hz. The upper frequency limit due to the design criteria was optained as 3000 Hz. In order to be sure that the design is aerodynamically satisfying, the first mechanical design was made as straight as possible. With the CFD software Fluent the pressure loss value was calculated. Also the Mach number distribution was investigated in order to have no problematic areas where whistling may occur. After the pressure loss value was checked to be under 1 kPa, prototypes were produced and experimentally tested for their acoustic performance. The experimental acoustic tests were made with impedance tubes according to ASTM E2611-09 standard. The tests were made in a silenced room and und room conditions. Because of production problems many of the resonators show frequency change in the peak values. The prototypes were cut in half and investigated for further mechanical design changes. The correlation between room temperature and working temperature were made with the ACTRAN software, and as a conclusion the frequency of the prototypes were inside the specified frequency band. This study showed that CFD and FE Acoustic analysis are very good tools to design resonators for the industry. By following the steps in this study, it is possible to predict the working performance resonators., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (yüksek lisans) - Anadolu Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak Gövde Motor Bakım Anabilim Dalı, Kayıt no: 383785, Bu tezde Jet Cat USA firmasının Jet Cat P-60 ürün adına sahip devir aralığı 50 000 – 165 000 rpm, egzoz gaz çıkış sıcaklığı 580 – 690 0C, yakıt türü kerosen olan jet motoru sistem komponentlerinin tersinmezlik miktarlarının belirlenmesinde kullanılan ekserji analiz yöntemi ile birlikte ekserji analizi sonucunda tespit edilmiş tersinmezlikler miktarının komponentler arasındaki ilişkileri inceleyen ileri ekserji analizi gerçekleştirilmiştir. Ayrıca motorun sürdürülebilirlik indikatörleri tez kapsamında sunulmuştur. Proje numarası "1407F357" olan ve "Mini Turbojet/Turboprop Motorun İleri Ekserji Analizi" başlıklı bu tez çalışması Anadolu Üniversitesi Bilimsel Araştırma Projeleri Komisyonu Başkanlığı tarafından desteklenmiştir.

Kardan şaftı, arkadan itişli araçlarda torku şanzımandan arka aksa aktararak süspansiyonun bağıl hareketlerini kompanse eden sistemdir. Şaftın gövdesini meydana getiren tork tüpü, ağırlığı düşürmek ve eğilme/burulma rijitliği sağlamak açısından genellikle içi boş imal edilirken; tek, iki veya üç parçalı olabilir. Malzeme olarak çoğunlukla çelik veya alüminyum kullanılırken imalatta çeşitli kaynak teknikleri uygulanabilir. Kompozit malzemeler de tork tüpü için son dönemlerde yeni bir alternative olarak ortaya çıkmıştır.Tork tüpü için kompozit malzeme kullanmanın en temel avantajı, eğilme rezonansı tarafından kısıtlanmakta olan şaft boyunun uzatılabilmesine imkan vermesidir. Kompozit bir tork tüpü, daha yüksek elastisite modülü sayesinde, şaft boyunun uzamasıyla iki parçalı yapının tek parçaya indirilebilmesini sağlar. Bu durumda aracın sürüş karakterinde iyileştirmeler sağlanmasının yanı sıra, daha yalın bir yapıyla üretim zamanının kısalması, envanter maliyetlerinin düşürülmesi ve bakım kolaylığı sağlanır. Maliyet açısından bakıldığında ise; kompozit bir şaftın üretimi metal muadiline göre daha karmaşık ve pahalı gibi gözükse de, bir kompozit şaft ömür devri içerisinde metal bir şafttan daha ucuza malolacak şekilde tasarlanıp üretilebilir. Metalik malzemeler otomotiv uygulamaları için şaft tasarımında geleneksel bir seçim olmakla birlikte; ağırlık, yorulma dayanımı/ömrü ve kritik hız açısından teknolojik sınırlara ulaşmış durumdadır. Otomotiv şaftı tasarımlarını ileriye taşımak açısından çeşitli öneriler getirilmiş olsa da bunu şaft ağırlığını arttırmadan yapabilen bir çözüm henüz sunulamamıştır. Tork tüpü olarak elyaf takviyeli kompozit yapıların kullanılması performans limitlerinin ağırlık artışına sebep olmadan sağlanabilmesi potansiyelini taşımaktadır. Buradan hareketle tezin amacı; bir ağır ticari araç uygulamasında kullanılmak üzere, iki parçalı çelik bir şaftı değiştirecek tek parçalı kompozit bir şaftın tasarlanması, üretimi ve testidir.Mevcut tez çalışması; T.C. Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığı ile Ford Otosan'ın desteklemiş olduğu 0529.STZ.2013-2 kodlu SAN-TEZ projesinin ürünüdür.Tasarım çalışmaları literatürden elde edilen malzeme verileriyle başlatılmış olup tork tüpü analitik olarak katman teorisi ve nümerik olarak da sonlu elemanlar analizi yoluyla modellenmiştir. Şaftın bir başlangıç modeli oluşturulmasının ardından, kupon üretimi ve testleri yoluyla üretim malzemesinin mekanik özellikleri belirlendikten sonra güncellenmiştir. Üretimi yapılan prototip şaftın burulma durumundaki statik ve yorulma mukavemetinin belirlenmesi amacıyla bir test düzeneği tasarlanmıştır. Şaftın dinamik karakteristikleri modal testler yoluyla belirlenecektir. Çalışmanın son adımı ise prototipi üretilip statik, yorulma ve modal davranışı düzenek üzerinde belirlenen şaftın araç üzerinde test edilmesi olacaktır.Otomotiv uygulamalarında kullanılacak bir şaftın temel performans isterleri, kritik hız, burulma ve burkulma dayanımı ile yorulma ömrü olarak belirtilebilir. Metal bir şaftın tasarımında şaft kesidi, üzerine gelen belirli bir tasarım torku ile malzemenin izin verilebilir kesme gerilmesine göre kolayca belirlenebilir. Metal şaftlardan farklı olarak kompozit şaftlarda değiştirilebilecek parametre sayısı daha fazla olması sonucunda elastik sabitlerin düzenlenebilmesi yoluyla performans isterlerini karşılayabilen, birden çok daha fazla sayıda şaft seçeneğinin tasarımı mümkün olabilmektedir.Temel tasarım hedefi; çalışma hızından daha yüksek bir kritik hız, azami torktan daha yüksek bir burkulma torku ve Tsai-Wu gibi bir hasar kriteri uygulandığında arzu edilen bir dayanım oranı sağlanırken ağırlığın minimumda tutulabilmesidir.Statik tork iletimi, burkulma yük katsayısı ve doğal eğilme frekansı mevcut tasarımda göz önüne alınan temel tasarım kriterleridir. Şafttan belirli bir yorulma ömrü de istenmekte olup bunun belirlenmesi tamamen deneysel yollarla gerçekleştirilecektir. Tasarım kriterleri; 17000Nm değerindeki bir azami torkun iletimi, burkulma kararlılığı, 130Hz değerindeki doğal eğilme frekansı ve ±6800Nm değerindeki değişken torkta 300.000 çevrimlik yorulma ömrü olarak özetlenebilir.Şaftın analitik modeli bir EXCEL dokümanı yardımıyla oluşturulmuştur. Katman teorisi ve Tsai-Wu hasar kriteri uygulanarak azami tork yüküne dayanım oranı bulunmuştur. Doğal eğilme frekansı ve kritik burkulma torku da çeşitli formüllerden yararlanılarak hesaplanmıştır.Şaft, nümerik olarak, sonlu elemanlar analizi yöntemiyle modellenmiştir. ANSYS ACP ve Mechanical APDL ortamında iki farklı yapı oluşturulmuş olup eleman ağları aynı olmakla birlikte sınır koşullarında çeşitli farklılıklar mevcuttur. Şaft, bir ucundan sabiltlenmişken diğer ucunda tanımlanmış bir merkezi düğüm noktası yardımıyla tork yükü uygulanmıştır. Yapı, toplamda 1650 SHELL181 elemanıyla modellenmiştir.Burkulma analizi, şaftın burkulma kararlılığını ortaya koymak üzere gerçekleştirilmiştir. Burkulma analizinde kullanılan model ve uygulanan sınır koşulları static analiz ile aynıdır.Modal analiz ise şaftın doğal frekansları ve mod şekillerinin tespit edilerek eğilme frekansları ve modlarının belirlenmesi amacıyla gerçekleştirilmiştir. Şaft tamamen serbest durumdayken incelenmiş olup modal analiz sırasında herhangi bir sınır koşulu veya yük uygulanmasına gerek bulunmamaktadır.İç çapı 120mm olan A modelleri ve 140mm olan B modelleri olmak üzere toplamda 10 farklı şaft modeli oluşturulup analitik ve nümerik modellerden elde edilen sonuçlar tasarım kriterleri ile karşılaştırılarak bir tablo halinde verilmiştir. Katman sayıları A1 ve B1 başlangıç modellerinden Tsai-Wu dayanım oranına göre itere edilmiş olup diğer tasarım kriterlerinin değerlerine göre de farklı katman dizilimleri oluşturulmuştur.Kompozit malzemelerin üretimi, birçok değişkene bağlı karmaşık bir konu olup literatürden alınan malzeme verileri ile atölyede üretilen malzemenin özellikleri birbirinden büyük farklılıklar gösterebilmektedir. Bu durumun yarattığı belirsizliğin giderilebilmesi amacıyla ISO 1268 standardı referans alınarak test plakaları üretilmiş, bu test plakalarından kesilen numuneler de ilgili ASTM standartlarına göre testlere tabi tutularak üretim malzemesinin mekanik özellikleri belirlenmiştir.Üretim malzemesinin mekanik özelliklerinin belirlenmesi amacıyla test plakasından numuneler kesilerek MTS322.21 üniversal test cihazı üzerinde kupon testleri gerçekleştirilmiştir. Çekme testi için ASTM D3039, basma testi için ASTM D6641 ve kesme testi için de ASTM D3518 standartları referans alınmıştır. Modül ve Poisson Oranı gibi verilerin elde edilebilmesi için numuneler üzerine gerinim ölçerler yerleştirilmiştir. Mekanik özellikleri belirlenen üretim malzemesinin yoğunluğu da ASTM D792 standardı referans alınarak belirlenmiştir.Piyasadaki mevcut uygulamalar hakkında fikir vermesi amacıyla bazı örnek şaftlar temin edilmiş olup bunlardan alınan numunelere de yoğunluk testi uygulanmıştır. Örnek şaftlara yoğunluk testi uygulanmasının amacı, belirli bir elyaf ve matris yoğunluğu üzerinden elyaf hacim oranının tahmin edilebilmesidir.Üretim malzemesinin mekanik özelliklerinin belirlenmesinden sonra analitik ve nümerik şaft modellerinin buna göre güncellenmesi gerekliliği doğmuştur. Analizlerin güncellenmesinden sonra 120mm iç çaplı A modellerinden performans isterlerinin düşük değerleri nedeniyle vazgeçilmiştir. Bunu takiben 130mm iç çapa sahip C modeli şaftlar oluşturulmuş, katman sayısı ve dizilimi de performans isterlerine göre belirlenmiştir.Kompozit bir şaft tasarımının teknik açıdan en ilginç kısımlarından birini de kompozit boru ile şaft mafsallarının bağlantısı oluşturmaktadır. Literatürde farklı ifadeler mevcut olmakla birlikte, bu çalışmada `uç bağlantısı` ifadesi kullanılacaktır. Kompozit şaft uygulamalarındaki uç bağlantıları yapıştırmalı ve sıkı geçmeli bağlantı olmak üzere iki temel gruba ayrılabilir.GKN tarafından daha önce bu konu üzerinde çalışılmış olup çok düşük ağırlığa sahip bir kompozit şaft tasarımı ortaya konmuştur. Teufelberger GmbH şirketi de bu konu üzerinde T-IGEL adını verdiği ticari bir çözüm üretmiştir. Konu ile ilgili bir patent araştırması gerçekleştirilmiş olup, farklı tarihlere ait 111 adet patent derlenmiştir. Tedarik edilmiş olan örnek şaftların da uç bağlantıları tahribatlı muayene ile incelenerek mevcut diğer ticari uygulamalar hakkında bilgi edinilmiştir.Uç bağlantı parçalarının, C50 yapı çeliği blok malzemeden talaşlı işlemle imal edilmesi ve kompozit sargı ile birlikte fırında kürtlenirken yapıştırılması planlanmıştır. Bu durumda uç parçası ile kompozit sargı arasında bir yapıştırıcı katmanı oluşacaktır ve bu katmanın istenen torku güvenli bir şekilde iletebilmesi için mukavemeti açısından kontrol edilmesi gerekmektedir. Yapıştırıcının kesme modülü, yapıştırıcı katman kalınlığı ve yapışma uzunluğu gibi parametrelerin değişimi ile yapıştırıcı içerisindeki kayma gerilmesi dağılımının farklı tasarımlar içerisinde nasıl değiştiği çeşitli eğriler yardımıyla incelenebilmektedir. Eğrilerdeki gerilmelerin tepe noktaları yapıştırıcının kesme mukavemeti ile karşılaştırılarak uç parçası ve kompozit boru arasındaki ayrılmanın nereden ve nasıl başlayabileceği değerlendirilebilir. Bu hesabın yapılmasının temel sebebi yapıştırıcının kesme mukavemeti sınırları içerisinde kalabilmesini sağlayacak, güvenli bir yapıştırma boyunun belirlenebilmesidir. Bunun yanında yapıştırma boyu, uç parça geometrisini de belirleyen önemli etkenlerden biridir. Şekil bağı yardımıyla tasarım torkunun daha güvenli bir şekilde iletimini sağlamak açısından uç parçalarının altıgen bir keside sahip olması düşünülmüştür. Bunun yanında kompozit boru ile uç parçasının iç çapının dirseksiz bir şekilde birleşebilmesi, yapışma alanının arttırılıp kesme gerilimi dağılımının iyileştirilebilmesi için parçaya bir miktar koniklik de verilmiştir. İletmek istediğimiz tork değerinin yüksekliğinden dolayı parçanın tüm ayrıntıları buna göre şekillendirilmiştir.Üretilecek prototip şaftın düzenek ve araç üzerinde test edilecek iki farklı türevi olacaktır. Araç şaftında uç parçaları ile mafsallar bir yüzük yardımıyla kaynatılacak iken test şaftı üzerinde yuvalı ve flanşlı olmak üzere iki uçta da farklı birleştirme parçaları bulunacaktır. Bunlardan biri test düzeneği mili ile birlikte çalışabilmesi için yuvalı, diğeri de test düzeneği üzerindeki brakete bağlanabilmesi için flanşlı olacaktır.Uç bağlantı parçalarının tasarım ve imalatı süresince filaman sargı yöntemiyle imalata uygunluğunu sağlamak açısından prototip şaftları üretecek firma olan Adalar Makina'nın değerlendirmeleri ve onayı alınmıştır. Parçaların mukavemeti sonlu elemanlar analizi yoluyla kontrol edilmiş, uygun yerlerden sabitlenerek 35000Nm tasarım torku altıgen konik bağlantı geometrisi üzerinden uygulanmıştır. Sonlu elemanlar modelinin yakınsayabilmesi açısından eleman ağının oluşturulmasında iteratif seçenekler kullanılmıştır.Sarım konfigürasyonu mandrel gövdesi ve üzerine geçirilmiş bağlantı parçalarından oluşmaktadır. Mandrel yüzeylerine maskeleme bandı uygulanarak koruma sağlanması amaçlanmıştır. Uç bağlantı parçaları hariç tüm yüzeylere kalıp ayırıcı uygulanmaktadır. Reçine emdirilmiş karbon elyaf, belirlenen katman sayısı ve dizilimi dahilinde bu yapı üzerine sarılacak ve kürleme işlemi bittikten sonra mandrel flanşlı bağlantı parçası içerisinden çıkarılarak kompozit boru ve ona yapışmış uç bağlantı parçaları olarak test şaftı elde edilecektir.Prototip şaft imalatından önce deneme sarımları gerçekleştirilmiş ve bu deneme sarımları süresince çeşitli sorunlarla karşılaşılmıştır. Mandrelin dairesel yüzeyleri üzerine oldukça düzenli sarımlar yapılabilirken uç parçalarının altıgen konik geometrisi üzerinde elyaf bandının istenen konumdan kaydığı ve dağıldığı gözlemlenmiştir. Geometrinin burada esas problemi teşkil ettiği anlaşılmış, problemli ve uygun geometriler serim(draping) analizi yoluyla incelenmiştir. Serim analizinde incelenen geometri dörtgen elemanlarla kaplanmakta ve bu elemanların çarpılmasına göre elyafın arzu edilen yönden ne kadar sapacağı kestirilebilmektedir. Başta altıgen konik geometri olmak üzere çeşitli ihtimaller değerlendirilmiştir. Kolaylık için sarım yüzeylerinin çeyreği modellenmiş ve şekil bağı sağlayabilirken elyaf sarımına müsait bir poligon uç bağlantı geometrisi geliştirilmiştir.Üretilen prototip şaftın statik ve yorulma testleri de ayrıca planlanmıştır. İTÜ UUBF bünyesindeki Kompozit Yapı Laboratuvarı'nda mevcut MTS322.21 üniversal test cihazı üzerinde kullanılacak bir burulma test düzeneği tasarlanıp imal ettirilmiştir. MTS322.21 eksenel yönde ±100kN maksimum kuvvet sağlayabilen bir test cihazıdır ancak burulma testi için eksenel bir kuvvet tek başına yeterli değildir. Eksenel yükün tork yüküne dönüştürülebilmesi için bir kol tasarlanmış, cihaz ve masaları üzerinde uygun şekilde mafsallanmıştır. Test düzeneği parçaları ve montajı CATIA V5 ortamında tasarlanmış, deney torkuna dayanımı da ANSYS ortamında gerçekleştirilen sonlu elemanlar analizleriyle ortaya konmuştur.Mevcut durumda prototip şaftın imalatı tamamlanmış olup MTS322.21 cihazı üzerinde devam etmekte olan testlerden dolayı montajı mümkün olmamış, prototip şaftın testlerine başlanamamıştır.Sonuç olarak, 2 parçalı çelik malzemeli bir şaftı değiştirecek tek parçalı kompozit bir şaftın tasarımı ve prototip üretimi gerçekleştirilmiştir. Mevcut durumda yapının %35'ine denk gelen 28 kilogramlık bir ağırlık kazancı sağlanmıştır. Kritik hız dışındaki performans isterleri sağlanmış olup bu durumun sebebi de esas olarak üretim malzemesinin düşük modül değeridir. Kupon üretimi sırasında arzu edilen elyaf hacim oranı ve mekanik özelliklere sahip bir malzemenin elde edilememiş olduğunu da ayrıca eklemek gerekir. Filaman sargı üretim sürecinin daha iyi bir şekilde planlanması ve yönetimiyle daha iyi özelliklere sahip bir malzemenin üretilebilmesi mümkün olup, bu durumda hem daha fazla ağırlık kazancı sağlanabilir hem de kritik hızı daha yüksek olan bir şaft tasarımı ortaya konabilir. Automotive driveshafts are generally manufactured from steel or aluminum material and constructed in multiple pieces to avoid bending resonance. Composite materials have emerged as an alternative solution for torque tube material recently, enabling reduction to a single piece due to higher values of axial moduli.In this thesis; design, manufacture and testing of a composite driveshaft is sought, which is to replace a 2-piece metallic driveshaft on a heavy weight commercial vehicle. Carbon/Epoxy composite torque tube of the driveshaft is to be produced by filament winding, regarding fundamentals of the method are also presented. Torque tube is modelled by utilizing Classical Laminate theory in analytical domain; numerical model was developed with finite element method. Material properties obtained from the literature is used for the initial evaluation of models.Manufacturing of composite materials is a complex issue and material properties depend on many parameters. The properties of actual material may differ from catalogue values found in the literature. To address that issue, test plate production is carried out in accordance with ISO 1268. Specimens are cut from test plates and mechanical properties are determined by testing per regarding ASTM standards. End connections constitute, perhaps the most interesting and challenging issue about producing a composite driveshaft. In this particular design, end connections, which are machined from blocks of C50 material, are planned to be co-cured with filament wound carbon/epoxy shaft tube. An adhesive layer of epoxy would develop between them and its strength is investigated in order to transmit the design torque safely. In order to ensure safer transmission, hexagonal shape for the joint is chosen to provide coupling between the shaft and joint. An appropriate amount of taper is given to provide a smooth inner bore and continuous layers.Manufacturing setup consists of the mandrel body and end connections mounted on it. Masking tape is applied to cylindrical surfaces in order to preserve them and release agent is applied on all surfaces bar the connection geometry. Carbon fibers, which are impregnated with epoxy resin system, would be wound on this setup. After curing cycle, the mandrel would be removed thus leaving a composite cylinder adhered to the end connections, which is our composite driveshaft in either test rig or vehicle configuration.Some problems had been encountered on conic hexagonal connection geometry during trial windings so draping analyses of connection geometries were carried out. Conic hexagonal connection geometry has been replaced with a polygonal section. Static and fatigue testing of the prototype shafts are planned. A torsion test rig is designed to be employed on the MTS322.21 universal testing system for transforming the axial force of the system into a torque loading by the utilization of a torque arm.A prototype driveshaft has been manufactured but rig tests are yet to commence. 28 kilograms of weight saving is achieved which constitutes to 35% of the structure. Design requirements are fulfilled, except for the natural frequency which might be attributed to the lower moduli of the production material. Better planning of the filament winding process would yield a production material with better properties resulting in further weight savings and a higher natural frequency for a production shaft. 155

Günümüz ihtiyaçlarını karşılamakta zorlanan geleneksek yapılar yerine kompozit yapıların kullanımı gün geçtikçe artmaktadır. Özellikle havacılık sektöründe, uçak iskeletinin ağırlığı direk olarak taşınacak yolcu sayısı ve yakıt tüketimi gibi işletme kalemlerini etkilemektedir, bu durum kompozit kullanımını zorun haline getirmiştir.Sürekli dinamik yükler altında zorunda olan tüm yapılarda olduğu gibi hava taşıtlarında da titreşim analizi uçak tasarımının önemli bir aşamasıdır. Bu yükler altında uçak yapılarının yorulma ömürlerini arttırmak, rezonansı engellemek ve hangi frekansta yapının ne gibi tepki göstereceğini öngörebilmek için dikkatle üzerinde durulmalıdır. Sandviç kirişlerin titreşim özelliklerini incelemeden önce, sandviç yapıları anlamak adına geniş bir araştırma yapılmıştır. Öncelikle sandviç kirişlerin ne olduğuna ve neden sandviç kullanılması gerektiğine değinilmiştir. Hangi sektörlerde, hangi amaçlarla kullanıldığından, avantajlarından ve dezavantajlarından bahsedilmiştir. Sandviç kirişler yapısı gereği kayma gerilmelerinden oldukça etkilenmektedir. Bunun için bu çalışmada yapılan analizler için kayma deformasyonu kabulünü yapan Kayma ve Timoshenko kiriş teorilerinden yararlanılmıştır. Çeşitli varsayımlara dayanarak geliştirilen bu teoriler yardımıyla çeşitli sınır koşullarına sahip sandviç kirişlerin doğal frekanslarının nasıl bulunacağı formüller halinde ayrıntılı bir şekilde anlatılmıştır. Elde edilen formülasyonlar Mathematica paket programı yardımıyla çözülüp listelenmiştir.Analitik çözüme ek olarak lineer ve nonlineer adi diferansiyel denklemler ile kısmi türevli diferansiyel denklemlerin çözümlerinin elde edilmesinde kullanılan Diferansiyel Dönüşüm Metodu kullanılmıştır. Bu yöntem diferansiyel denklemlerin Taylor seri çözümündeki katsayıların farklı biçimde hesaplanmasını içermektedir. Taylor serisi çözümünde yüksek mertebeden türevlerin hesaplanması uzun ve zor süreçtir ancak diferansiyel dönüşüm metodu diferansiyel denklemleri cebirsel ifadelere dönüştürmekte böylece hızlı ve kolay çözüm elde edilmesini sağlamaktadır. Bu tez çalışmasında sandviç kirişlerin serbest titreşim özellikleri çeşitli sınır koşulları altında numerik ve analitik çözümleri incelenerek karşılaştırılmıştır. Numerik ve analitik çözümlerle sandviç kirişin farklı malzeme ve geometrik özellilere sahipken doğal frekansları elde edilmiş, tablo ve grafikler halinde sunularak karşılaştırılmıştır. Sonuç bölümünde tüm hesaplamalar ve analizler yorumlanmıştır. Traditional structures unable to meet the needs of today. The use of composite structure instead of the traditional is increasing day by day. Especially in the aviation sector, to the weight of the airframe is affected the number of passengers will be transported directly and the business items such as fuel consumption. As a result of this the use of composite has become a necessity. Sandwich structures can be classed as composite materials. A comparatively thick and light core, also has decent stiffness in a perpendicular direction to the panel faces, is enclosed by two facings. Lots of alternative forms of sandwich structure might be attained by associating distinct facing and core materials. Steel, aluminium, wood, fiber-reinforced plastic or concrete might make up the facings. And cork, balsa wood, rubber, solid plastic material, rigid foam material, mineral wool plates or honeycombs of metal might make up the core.There are variety of composite sandwich structures in aircraft applications. Aerodynamic fairings, covers, doors, radomes, leading and trailing edge fairings, engine cowlings and landing gear doors are typical examples of sandwich structures on aircrafts. In addition to this, there are composite sandwich control surfaces in Airbus fleet, such as rudder, aileron, spoiler. In the passenger compartment, fairings and floor panels are examples of the sandwich structures inside the aircraft.There are so different necessities to use composite sandwich structures in commercial aircraft. Large scale of working temperature and high aerodynamic forces affect on the external structures. External structures, such as Radomes and leading edge fairings, are affected by swarm of bird and atmospheric phenomena. Furthermore requirement of electromagnetic transmission of radar and avionics is so important. One of the main threat on the lower side of the aircraft is runway debris causing foreign object damage. The strength of the floor panels needs to be reinforced to compensate transverse, discrete loads caused by passengers. Therefore it is clearly seen from the examples, how many diversity and environmental necessities of different sandwich applications. So, being familiar with the different necessities as possible as early in the designing takes more advanced and proper structure. Vibration analysis in aircraft as well as in the entire structure which must under continuous dynamic loading is an important phase of aircraft design. To increase the fatigue life of aircraft structures under these loads, to prevent resonance and to anticipate the frequency and structure relation should be considered carefully. For this reason dynamic behaviour of sandwich structures is intestigated more than half century. The sandwich structures offer the designers higher strength to weight ratio, and this is one of the main reasons that the research are conducted in this area. In aerospace application without compromising the strength, weight saving is an important part of design period. The literature on the free vibration analysis of sandwich structures are mainly about the three-layered elastic beams which are homogeneous and isotropic, but joined together rigidly, and the top and bottom layers are mostly made of strong materials such as aluminium and steel. The middle layer is relatively soft, for instance, rubber or honeycomb structures, in order to provide enough damping and good energy absorption characteristics.Before examining the vibration characteristics of the sandwich beams, extensive research has been done in order to understand the sandwich structures. First it is mentioned about definition of the sandwich beams and reason for the usage of sandwich stuctures. Sector based application areas, the reason of deciding sandwich stucture, the advantages and disadvantages are discussed.Due to the its structure sandwich beams is effected to much by the shear stress. The analysis used in this study is utilized from Shear and Timoshenko beam theory which based on shear deformation. With the help of this theories It is described in detailed way how to find the natural frequency of the sandwich beams with various boundary conditions. The resulting formulations are listed and dissolved by using Mathematica program.In addition to analytical solution, linear and nonlinear ordinary differential equations are obtained by differential transform method which is used for obtaining the solution of partial differential equations. This method involves coefficient calculated differently that used in Taylor series solutions of differential equations. Calculation of high order derivatives in the Taylor series solution is a long and difficult process, but differential conversion method provides to convert differential equations into algebraic expressions so that finding solution will be quick and easy. Differential transformation method which obtains the approximate solutions like other numerical methods has a simpler procedure when compared to other methods. This feature makes it easier to solve the computer-aided solution to linear, nonlinear partial differential equations and also expanding the application areas.This thesis free vibration characteristics of the sandwich beams is compared examining the numerical and analytical solutions work under various boundary conditions. The natural frequencies of the sandwich beams which has different materials and geometric features is obtained by numerical and analytical solutions. Results are presented comparatively in tables and graphs. At results section all calculations and analysis are reviewed. 95

Bu tez kapsamında, sabit bir hıza sahip olan vurucu cismin, polikarbonat ve akrilikten yapılmış levhalara çarptırılarak; levhaların dinamik yükler altındaki davranışı incelenmek istenmiştir. Bu darbe yükü altındaki levhaların davranışları, farklı kalınlıkta ve değişen darbe yerlerine bağlı olarak incelenmiştir. Levha kalınlıkları 1.4, 1.9 ve 2.4 mm olarak seçilmiştir. Ayrıca darbe yerleri levhanın merkezinden başlayarak 20 mm aralıklarla dış kenara doğru yapılmıştır. Yani vurucu cisim levhanın merkezine, merkezden 20 mm mesafeye ve aynı şekilde 40 mm merkezden uzaklığa olmak üzere darbe analizi gerçekleştirilmiştir. Bu çalışmada, farklı kalınlıklardaki levhalarda ve farklı darbe noktalarındaki davranışlar birbirleriyle kıyaslanmıştır. Vurucu eleman olarak 7850 kg/m3 yoğunluğa sahip olan çelik bilye kullanılmıştır ve bu malzemenin özellikleri Ansys kütüphanesinden alınmıştır. Analize başlamadan önce, ilk olarak polikarbonat ve PMMA malzemeleri ile yapılmış olan darbe çalışmaları incelenmiştir ve bu yönde malzemeleri modelleyip çalışma yapılmıştır. Bu çarpışma çalışması için `Lagrange` methodunu kullanarak analiz yapılması uygun görülmüştür. Ayrıca sünek malzemeler için daha çok kullanılan von Mises akma kriterine gore polikarbonat modellenmiştir. Fakat PMMA sünek deformasyonun yanı sıra oda koşullarında gevrek kopma gibi bir özellik gösterdiğinden Ansys kütüphanesinde malzemenin failure kriterlerini atarken bu gevreklik özelliğine uyum gösteren 'the Drucker – Prager' malzeme modeli seçilmiştir. Polikarbonat ve PMMA hem elastik hem de plastik davranış gösteren malzeme tipleridir. Ancak bu özelliklerinin dışında ayrıca viskoelastik özelliğe de sahiptirler. Deneysel yapılan çalışmalarda anlaşılmış ki yüksek gerinim oranlarında malzemenin mukavemeti sonsuz biçimde artma göstermez. Bu sebepten ötürü, viskoz özellik ihmal edilirken yüksek gerinim oranlarında makul bir seçim yapılarak malzemenin sünekliliğini koruyaracak şekilde plastisite ve diğer failure kriterleri atanmıştır. Bu yüzden polikarbonat ve PMMA gibi polimerler bilgisayar üzerinde analiz programı kullanırken, örneğin Abaqus, Autodyn gibi, yalnızca elasto-plastik davranışlarına bağlı olarak malzeme modellemesi yapıldığı literatürde görülmüştür. Aynı şekilde bu çalışmada da viskoz özellik ihmal edilmiştir. Polikarbonat ve PMMA'dan yapılmış levhalar 90x90 mm boyutlarında kare plaka olarak tasarlanmıştır. Farklı kalınlıklarda üretilmiş bu levhalara çelik bilye 140 m/s hızla fırlatılmıştır. Polikarbonat ve PMMA malzemelerinden yapılmış olan tüm farklı kalınlıktaki levhalarda ve aynı zamanda üç farklı darbe noktasında yalnızca 140 m/s hızında çelik bilye fırlatılmıştır. Yani bu hız değeri tüm analizlerde sabit kalmıştır. Darbe noktaları levhanın merkezi, 20 ve 40 mm merkezden uzaklıkta olacak şekilde ayarlanmıştır. Kullanılan levhalar dört kenardan ankastre olarak mesnetlenmiştir. Fırlatılan çelik bilyenin çapı 6.98 mm kadardır. Çeliğin yoğunluk değerinden faydalanılarak kütlesi 0.00139 kg olarak bulunmuştur. Bu bilgiler ışığında cismimizin kinetik enerjisi 13.693 joule olarak hesaplanmıştır. Yerçekimi dikkate alınmadığından, levhalarla ve çarpan çelik bilye arasındaki ilk mesafe sonuca etki etmeyeceği düşünülmüştür. Malzeme özellikleri atanırken polikarbonat için `Bilinear Kinematic Hardening` plastisite özelliği seçilmiştir. Buna ilaveten polikarbonat sünek bir malzeme olduğundan dolayı failure kriteri olarak `plastic strain failure` seçilmiştir. PMMA malzemesini modellerken ise, bu malzeme oda koşullarında gevrek kopma ve sünek deformasyon gösterdiği için iki farklı failure kriteri kombin yapılarak modellenmiştir. Bu kriterler `tensile failure` ve `ductile failure` şeklindedir. Bu tez çalışmasında, maksimum von Mises gerilimi, soğurulan enerji, maksimum deformasyon, maksimum plastik gerinim ve maksimum shear gerilmeleri bulunmuştur. Daha sonra bu sonuçlar farklı kalınlıklarda ve değişen darbe yerlerinde birbiriyle kıyas edilmiştir. Hem polikarbonat hem de PMMA malzemelerinden yapılmış levhalarda, levha kalınlığı arttıkça beklenildiği üzere soğurulan enerjinin de arttığı görülmüştür. 1.9 ve 2.4 mm kalınlıktaki polikarbonat levhalarda parçalanmanın görülmediği, yalnızca plastik deformasyonun meydana geldiği ancak PMMA ile yapılan çalışmalarda tüm kalınlıklarda çelik bilyenin levhayı parçalayıp geçtiği görüldü. Bu sonuç beklenen bir durumdu çünkü PMMA'nın darbe dayanımı polikarbonata göre daha düşüktür. Bu yüzden polikarbonat levhaların birçoğunda parçalanmanın meydana gelmemesi daha muhtemeldir. Aynı şekilde birçok farklı kalınlıktaki polikarbonat levhaların hemen hemen hiçbirinde parçalanma olayı meydana gelmediği analizler sonucunda kolaylıkla görülmüştür. Bu yüzdendir ki soğurulan enerji tüm kalınlıklarda polikarbonat levhalarda daha yüksek mertebelerdedir. Bu durumdan da anlaşılıyor ki, PMMA levhalarda kinetik enerji iç enerjiye tam olarak dönüşmemiş olduğu anlaşılmıştır. Bu yüzden de parçalanma olayı meydana gelmektedir. Bunun haricinde her iki malzeme tipindeki levhalarda plastik gerinim değeri levha kalınlığı arttıkça azalmıştır. Bu durum beklenen bir olaydır. Çünkü levhanın kalınlığı arttıkça daha mukavemetli bir hal alacaktır ve deforme olması daha zor olacaktır. Diğer yandan ankastre kenara yaklaştıkça her iki levhada gerilme değerleri yüksek çıkmıştır ki bu da beklenen bir durumdur. Bu çalışmada sonuç olarak, genel olarak farklı kalınlık ve darbe yerlerine bağlı olarak plastik deformasyon ve parçalanma olayları gözlemlenmiştir. Yapılan tüm çalışmalarda gözlemlenildiği üzere polikarbonat malzemesinin PMMA malzemesine göre çok daha yüksek darbe dayanımı olduğu tespit edilmiştir. Aynı şekilde literatürde de yapılmış olan benzer çalışmalarda çıkan sonuçlara paralel sonuçların elde edildiği bulunmuştur. Kullanılmış olan bu iki farklı malzemenin kimyasal yapıları da incelenmiş olup, beklenilen bir sonucun alındığı gözlemlenmiştir. Malzemelerin kimyasal yapıları incelenmiş ve polikarbonat malzemesinin kimyasal bağ yapısı çok daha yüksek mertebede olduğu görülmüştür. Elde edilen sonuçlarda yine bu duruma paralel olarak çıkmıştır. Ayrıca tez çalışmasından önce, tez kapsamında kullanılan polikarbonat malzemesi ile yapılmış olan akademik bir çalışmanın doğrulama analizi yapılmıştır. Bu doğrulama çalışması başarıyla yapıldıktan sonra tez çalışmasına geçilmiştir. In this thesis, dynamic response of exposure to a certain velocity impact of polycarbonate and polymethylemethacrylate plates were investigated depending on increasing thickness of plates and impacts at locations center of the plate, 20 and 40 mm were carried out by a spherical steel projectile using finite element and compare to each target plate behavior. First of all, it was investigated that impact events for polycarbonate and polymethylemethacrylate armor plates. It was conducted that explicit analyses later in this way. Analysis methods for impact problem are searched Lagrangian formulation is chosen for this study. Also, von Mises criteria is used for pc plates in this thesis. PMMA was assumed to obey the Drucker – Prager material model in the present study. Polycarbonate and PMMA materials are shown elastic- plastic behavior. Further, these polymer types are also shown viscoelastic behavior. However, it is realized that at extremely high strain rates, the strength of the material does not increase indefinitely. For these reasons, a reasonable choice was made to preserve the measured ductility while neglecting viscous effects at very high strain rates. That is, it was ignored viscoelastic behavior in this thesis. Thus, polymers like pc and PMMA are only modeled with elasic-plastic properties when it is used analysis program which Abaqus, Autodyn etc. Three different thickness of plate and three different impact locations are taken consideration in this study. Plate thickness was selected as 1.4, 1.9 and 2.4 mm. In addition, the plates were modeled using 90×90 mm. Thin square polycarbonate and PMMA plates was subjected to a spherical projectile impact at a velocity of 140 m/s. Subsequent impacts were made at plate center, 20 and 40 mm of the plate depending on changing plate thickness. The target plate outer edge was constrained for all degrees of freedom. A spherical steel projectile of 6.98 mm diameter was launched against the square plate and also the mass of projectile was calculated as 0.00139 kg. According to this information, kinetic energy of the projectile was computed as 13.693 joule. The distance between target plate and projectile doesn't have any effect on the results, because gravitational force is neglected. When setting the material properties, `Bilinear Kinematic Hardening` model is used from the Ansys Library. Since polycarbonate is a ductile material, it is selected that plastic strain failure criteria for pc. PMMA is shown brittle fracture and ductile deformation at room temperature. Therefore, two failure criteria are combined which tensile failure and ductile failure during numerical modeling.Plastic strain, von Mises stresses, maximum shear stresses, deformation of plate and energy absorption histories were recorded in this study. As increasing plate thickness, energy absorption quantity is increased as predicted for both polycarbonate and PMMA plates. At 1.9 and 2.4 mm thick, there was no fragmentation for pc plates. However, it was observed that perforated event at all plate thickness for PMMA. It is expected that this phenomenon because PMMA has less impact resistance than pc material. Also, all energy absorption values are seen to be higher for pc than PMMA material at all plate thickness. That is, kinetic energy was not completely transformed into internal energy and therefore it was occurred that perforated event during impact loading for PMMA target plate. Furthermore, maximum plastic strain values were decreased while thickness of plate was increased. This situation was expected as well because resistance of plate is increased when the plate thickness is higher. On the other hand, it is occurred that higher stress values at close to fixed edge than other impact locations for both target material since square plate edges are constraint, as expected. It is observed that plastic deformation and fragmentation events with different plate thickness and impact points in this thesis. Furthermore, it was conducted that a validation analysis before thesis study. It can be said that this verification study is similar with thesis thesis. It was used that a circular polycarbonate plate. Once it was accomplished the validation analysis, it was implemented thesis study. 111

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Bu tez çalışması, yine aynı öğrencinin lisans tezi olarak verdiği 'Sivriltilmiş(Tapered) kirişte Euler-Bernoulli ve Timoshenko çözümlerinin sıcaklık altında incelenmesi ve titreşim analizi' konusunun temeline dayanmaktadır. Çalışmada bahsedilen kiriş teorileri, kirişlerin mekaniğinin anlaşılmasını sağlayan temel denklemlerden oluşur. Bu çalışmada bu teorilerin yardımıyla kiriş yapıların doğal titreşim frekansının bulunması ve literatür sonuçlarıyla karşılaştırılması amaçlanmaktadır. Euler-Bernoulli, Rayleigh, Shear(kayma) ve Timoshenko kiriş teorileri bilinen en yaygın teorilerdir. Bu tez çalışmasında, en temel ve basit teori olan Euler-Bernoulli kiriş teorisi ile en kapsamlı kiriş teorisi olan Timoshenko kiriş teorisi genel hatlarıyla incelenip, formülleri verilip karşılaştırılmıştır. Bu detaylı anlatımlar sonucunda sistemlerin doğal frekansının hesaplanabildiği formüller çıkarılıp gösterilmiştir. Tez yazım aşamasında gelecek çalışmalara vesile olması amacıyla sonradan Shear(kayma) kiriş teorisi de konular arasına dahil edilmiştir. Yine aynı şekilde bu teori için de genel formüller verilip, doğal frekans hesabı anlatılmıştır. Daha sonrasında bu kiriş teorilerinin genel karşılaştırılmaları, artıları ve eksileri ayrı bir konu altında incelenmiştir. Titreşim konusu, tez çalışmasının bir nevi temeli olduğundan çalışmanın başında detaylı bir şekilde anlatılmıştır. Bu konu hakkındaki genel bilgilendirmeler yine tezde yer alan üç kiriş teorisi için yapılacak olan analitik hesaplamalara yön vermiştir. Bu çalışmadaki titreşimin türü serbest titreşim olacaktır. Bu tez çalışmasının asıl amacı bu anlatılanların sivriltilmiş ankastre kiriş için uygulanmasıdır. Bununla beraber bu tarz kirişin temelinin düz ankastre kiriş olması sebebiyle bu kiriş tipleri de detaylı bir şekilde anlatılmıştır. Düz ankastre kiriş hakkında literatürde oldukça fazla çalışma vardır, bu durum tez çalışması için sonuç kısmında oldukça işe yaramıştır. Gelecek çalışmalara yol göstermek amacıyla kirişlerde kullanılan analiz yöntemleri anlatılmıştır. Bu yöntemlerden çalışmanın analiz kısmında kullanılacak olan Sonlu Elemanlar Yöntemi(SEY) detaylı bir şekilde açıklanmıştır. Bununla beraber, bu konu altında hem düz ankastre hem de sivriltilmiş ankastre kiriş için doğal frekans hesabı yapılıp sonuca ulaşılmıştır. Bu konu altında elde edilen doğal frekans sonuçları Euler-Bernoulli kiriş teorisinden yararlanılarak ifade edilip tablo halinde verilmiştir. Aynı zamanda yer değiştirme hesaplamaları için çeşitli kuvvetlerin ve sıcaklık etkilerinin bu yöntem üzerinden nasıl ifade edilip sonuca ulaşılacağı anlatılmıştır. Sivriltilmiş ankastre kirişin formülleri ve boyutsuzlaştırılmaları detaylıca anlatılmıştır. Bu tip kiriş için literatürde olmayan bir kabul yapılıp Euler-Bernoulli kiriş teorisi için farklı sivrilik parametrelerine göre formüller çıkarılmıştır. Aynı kabuller Timoshenko ve Shear(Kayma) teorisinde de yapılmıştır. Tez çalışmasında kullanılacak olan paket programlar genel hatlarıyla anlatılmıştır. Literatürde sivriltilmiş ankastre kiriş hakkında çok fazla çalışma olmaması sebebiyle bu tarz kiriş için MSC/Patran ve MSC/Nastran paket programıyla analiz yapılması çok detaylı bir şekilde anlatılmıştır. Bunun amacı bu tarz kirişler için MSC/Patran programının nasıl uygulandığına dair kısa bir rehber(tutorial) oluşturmaktır. Sonuç bölümü oldukça kapsamlı oluşturulmaya çalışılmıştır. Euler-Bernoulli kiriş teorisi, Shear(kayma) kiriş teorisi, Timoshenko kiriş teorisi ve MSC/Nastran analizleri yapılmış, bu sonuçlar literatürde yapılan çalışmalarla karşılaştırılıp yorumlanmıştır. Aynı zamanda çalışma için belirlenen iki farklı malzemeye sahip ve iki farklı parametrelere sahip kirişler için bu işlemler yapılıp yorumlanmış, sonraki çalışmalar için temel oluşturulmuştur., Beam theories consist of equations that help people understand the mechanics of beam type structures. The studies on this subject has been started with the works of Euler and Bernoulli, resulting the most renowned beam theory, Euler-Bernoulli Theory, late 19th century. The most important and comprehensive beam theory is named after Russian scientist, Stephen Timoshenko in early 20th century. Different from Euler-Bernoulli Theory, it includes shear and rotary inertia effects. This master's thesis is based on graduation project of "Investigation of Euler-Bernoulli and Timoshenko solutions of a tapered beam under thermal loads and free vibration analysis" which is also graduation project of same student. In this study, the beam theories consist of basic beam equations which provide an understanding for mechanics of beams. In this thesis, it is aimed to find natural frequencies of tapered beams with considered beam theories and their comparions with literature results. Euler-Bernoulli, Rayleigh, Shear and Timoshenko beam theories are the most common beam theories for analyzing the beam type structures. Most basic and simple theory, Euler-Bernoulli, and most detailed theory, Timoshenko, have been investigated in general, equations are provided and compared. As a result of these detailed examinations, the equations which make it possible to calculate natural frequencies are derived. During the study, in order to enlighten the next possible studies, Shear beam theory is also included and taken into account. In the same way, for Shear beam theory, general equations are provided and natural frequency calculations are explained. Afterwards, the comparisons of these beam theories are made and their pros and cons are investigated in a chapter. In this chapter, pros and cons of the shear theories have been tabulated to provide a better understanding for people to see the comparison. Besides, derivation of vibration equations and logic have been extensively mentioned in related sections for all the beam theories mentioned in this study. Their history, easiness and rate of employment have been explained. The calculation of the natural frequencies of the beam due to torsion have been explained in Euler-Bernoulli section, however, this application is not given among the results and discussion chapter. Vibration subject is told profoundly since it is the fundamental subject of this thesis study. Under vibration chapter, definition and classification of vibration, resonance phenomena are briefly explained. Especially, degrees of freedom is investigated deeply and several examples are provided. General information about the subject is provided for three different beam theories and their analytic solutions are mentioned. In this study, free vibration is chosen as the main subject since no external force is considered. Even though, there is no external force, the study has an utmost importance due to presentation of preliminary results for forced vibration, natural frequencies. The main goal of this thesis study is to apply these theories on a clamped beam. The beam is chosen is clamped since it has more application field than other support types in industry and it is more difficult to determine natural frequencies resulting from bending. In addition, these kinds of beams are regular beams and also they are explained in a detailed way. There are many studies in literature which comes in handy at the end of the thesis, comparing the results. Even though, the analyses are conducted with a software, MSC/Nastran, the employed finite element method is tried to be explained. In order to guide the future studies, utilized analyses methods for beams are recounted. From these methods, Finite Element Method (FEM) which is employed to analyze the structure is investigated and explained. This method is investigated deeply and the history is narrated. Using FEM, the natural frequency results are obtained for both regular clamped beams and tapered clamped beams. Implementation of finite element method to other support types apart from clamped support, is also mentioned. Obtained natural frequency results are expressed in Euler-Bernoulli beam theory results and tabulated. Moreover, for displacement calculations the effects of various forces and thermal loads and how they are going to be employed using FEM is mentioned. Tapered clamped beams are basically mentioned. Their cross section varies with length of the beam. As a result, varying cross section changes the area and moment of inertia, making it harder to solve the equations. The equations of tapered clamped beam and their nondimensionalizations are given profoundly. For these kinds of beams, some assumptions have been taken into account which does not exist in previous studies and different taper parameters are obtained. Using Euler-Bernoulli beam theory, this type of beams' natural frequency due to bending have been calculated and first eight modes have been tabulated for natural frequency values. Same assumptions are used in Timoshenko and Shear beam theories. In the continuous sections, how these kinds of approaches are applied is explained. For the employed software, another section has been created and they are introduced. Their application fields are investigated and some screenshots from software are provided in order to extend the coverage of the study. It is tried to supply enough knowledge for one to achieve free vibration analysis for beams. The analysis software is explained generally. Since there is no study for tapered beams in literature, MSC/Patran and MSC/Nastran software and how analyses can be conducted with them are explained in a very detailed way. This study has been done in order to create a simple tutorial for MSC/Patran software. All the screenshots starting from modeling to analyses have been provided. Afterwards, first eight mode shapes of the beam are also given by screenshots. The results chapter is tried to be composed as comprehensive as possible. Analyses were conducted with Euler-Bernoulli Beam Theory, Shear Beam Theory, Timoshenko Beam Theory, as well as MSC/Nastran software. Obtained results are compared with the results provided in the previous studies and interpreted. Furthermore, same processes are made for two different beams with two different materials providing a basis for future possible studies. In results section, eleven different beam configurations are taken into account. Seven of these are chosen from reference studies while remaining four are considered in order to extend the tables. Each of these configurations, all the results with different beam theories have been tabulated and output of analyses are given. Additionally, error functions are also plotted and discussed. Eventually, future studies are also mentioned in the results and discussion chapter. As future studies, it planned to extend the work to be applicable different boundary conditions, support types. Also as a solution method, differential transform method (DTM) can be used and compared with the other results., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu tezde, havacılıkta kullanılan küçük ölçekli bir turbojet motorun doğrusal olmayan matematiksel modeli oluşturulmuş ve daha sonra oluşturulan model için rölanti hızı ve maksimum hız çalışma zarfında görev yapacak denetleyici tasarımı yapılmıştır. Model, MATLAB/Simulink üzerinde oluşturulmuştur. Doğrusal olmayan matematiksel model yapısı, termodinamik denklemleri (enerji, kütle ve momentumun korunumu yasaları) ve bazı cebirsel fonksiyonları kapsamaktadır. Kompresör ve türbin bileşenlerinin performans parametrelerinin hesaplanmasında Adaptif Sinirsel Bulanık Çıkarım Sistemi metodu tercih edilmiştir. Denetleyici tasarımı geliştirilmiş PID yapısı kullanılarak yapılmıştır. Önerilen farklı denetleyici yapıları, motorun farklı çalışma noktaları ve çalışma noktaları arası geçiş durumları için simülasyonlar yapılarak test edilmiştir. In this thesis, non-linear mathematical model of a small-scale turbojet aeroengine is formed and then controller design is conducted for the constructed mathematical model operation of idle to maksimum speed envelope. The model is constructed on MATLAB/Simulink environment. Non-linear mathematical model includes thermodynamic equations (energy, mass, momentum conservation laws) and some algebraic functions. In calculation of performance parameters of compressor and turbine components, ANFIS (Adaptive Neuro Fuzzy Inference System) method is preferred. Controller is designed by using modified PID. Proposed controller structures are simulated and tested at various operating points of the engine and for different transient conditions. 100

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Havacılığın devamlı gelişmesi ve hava taşımacılığının artarak önem kazanmasıyla, günümüzde uçaklar en çok kullanılan ulaşım araçlarından biri haline gelmiştir. Yolcu ve kargo taşımacılığı yapan ticari havayolları da ekonomik nedenlerle genelde 9-12 km gibi yüksek irtifalarda uçuşlarını gerçekleştirmektedirler. Ancak bu yüksekliklerde hava sıcaklığı -56,5 °C’lere kadar düştüğünden bu irtifadaki uçuşların uçağın kontrol yüzeylerinde, kanatlarında ve turbo-jet, turbo-fan veya turbo-prop motorların ilk kademelerinde buzlanmaya neden olabildiği görülmektedir. Uçağın kontrol yüzeylerindeki ve kanatlarındaki buzlanmayı önlemek için uçuşlardan önce bu yüzeylere buz önleyici kimyasal sıvılar püskürtülmektedir. Ayrıca farklı uçaklarda kanatlarda buzlanmayı önleyici kapakçıklar gibi farklı sistemler de bulunmaktadır. Motorda oluşan buzlanma, eksenel kompresörün ilk kademesinde statör kanatçıklarında görülmekte ve motor performansını olumsuz yönde etkilemektedir. Bunu önlemek için statör kanatçıklarına kanallar açılmıştır ve motorun ileri kademelerinden alınan sıcak hava buralardan tahliye edilerek statör kanatçıklarının firar kenarlarındaki buzlanma önlenmektedir. Ancak kanal ağızlarındaki keskin kenarlarda oluşan gerilme yoğunluğu buralarda çatlak oluşumu ve ilerlemesi ihtimalini ortaya çıkarmaktadır. Bu noktalarda yapısal iyileştirme yaparak mukavemeti artırmak için kanal ağızlarındaki keskin kenarlarda pah kırma işlemi yapılmaktadır. Uçak parçalarının üretiminin ve belirli küçük ölçülerde pah kırma işleminin çok hassas olmasından dolayı ufak hatalar bile büyük sorunlara veya performans farklılıklarına yol açmaktadır. Üretimdeki hatalar ve yetersizliklerden ötürü de pah kırma işleminde istenilen ölçü tam yakalanamamakta, hatta tolerans dışına çıkabilmektedir. Bu sebeple tasarlanacak, üretilecek veya tasarımında değişiklik yapılacak her parçanın çok dikkatli bir şekilde testlere tabi tutulması ve uçaklarda kullanılmadan önce, ilgili parçanın görevini doğru bir şekilde yerine getirdiğinden emin olmak gerekmektedir. Bu yüksek lisans tez çalışması kapsamında farklı pah yarıçaplarına sahip kanal ağızlarından tahliye olan havanın kanatçığın firar kenarı yüzeyine olan etkisi bilgisayar programlarıyla simule edilerek ve deneysel olarak araştırılmış ve karşılaştırılmıştır. Çalışmanın sonunda sayısal ve deneysel analizlerin genel olarak aynı sonuçta birleştiği, ancak birebir örtüşmediği görülmüştür. Farklılıkların sebebinin sayısal analizlerin kusursuz geometriler üzerinde, deneysel analizlerin ise üretimdeki hatalar ve yetersizlikler nedeniyle kusurlu modeller üzerinde yapılmış olduğu anlaşılmıştır. Sonuç olarak söz konusu deliklerde pah kırılmasının ve üretimdeki hataların deliklerden çıkan jetin kanatçık firar kenarı yüzeyine temasını olumsuz yönde etkilediği tespit edilmiştir., Due to continuous development of the aviation and increasing importance of the air transportation, nowadays, aircrafts have become one of the most widely used means of transportation. Passenger and cargo airlines perform their commercial flights at high altitudes around 9-12 km because of the economic reasons. However, since the air temperature decreases down to -56,5 °C at these altitudes, it is seen that flying at these altitudes can cause icing on the aircraft control surfaces, wings and early stages of the turbo-jet, turbo-fan or turbo-prop engines. To prevent the icing on the aircraft control surfaces and the wings, some anti-icing chemical liquids are sprayed to related surfaces before every flight. In addition, to prevent icing on the wings for several aircrafts, some alternative systems are available like anti-icing valves. The icing formed in the engine is seen on the stator vanes of the first stage axial compressor and affects the engine performance in a negative way. To avoid this, holes are drilled on the stator vanes and hot air taken from forward engine stages is released from these holes to prevent icing on the trailing edges of the stator vanes. However, the stress intensity, which accumulates on the sharp edges of the holes, increases the possibility of crack formation and propogation. In order to strenghten these points as a structural improvement, chamfering of the hole sharp edges is performed. Since the production of aircraft parts and edge chamfering process in certain small radius are very precise, even small errors can lead to big problems and performance differences. Also, the desired chamfer size cannot be reached and even sometimes it can be out of tolerance due to errors and inefficiencies during production. Therefore, parts to be designed, manufactured or modified must be subject to careful tests before installing on the aircraft and it is necessary to make sure that related parts fulfill their function properly. Within this thesis, investigation, computational and experimental simulations were done to see the effect of the air, which is released from the holes that have different chamfer radiuses, on the trailing edge surface of the stator vanes. After that results of computational and experimental analysis were compared. For computational analysis, geometries were prepared according to real stator vane models and other experimental setup to have the oppurtunity to compare the results in similar conditions as much as possible. Then, meshing of the whole geometry was generated and analysis were performed with appropriate boundary conditions and solution methods by using commercial CFD programmes. For experimental analysis, experimental setup was made ready, calibrations of the required tools were done, room temperature made constant and setup was run for a determined same duration for every single case. Computational analysis can be divided into two groups. The first one is the real analysis that considers the actual working conditions of the engine and the second one is the computational analyis of the experimental study based on similarity conditions. So, for the computational analysis, two pre-determined different actual working conditions of the engine were selected and considering them, thermo-physical properties of the flows were calculated. Afterwards, based on the related references, three similarity paramaters were decided as velocity ratio, mass flux ratio and momentum ratio and analysis were made for two groups, three different chamfer radiuses, three similarity parameters and two turbulence approach including k-ε and LES. As a result of computational analysis, mass flux ratio was selected as the similarity parameter to calculate flow properties which were used in experimental analysis since it gave the most similar results to the real cases. For experimental analysis, success criteriaof the anti icing jet was determined as the wet area that anti icing flow contacted the trailing edge surface of the stator vane. To evaluate and make this are visible, at first, trailing edge of the stator vane was painted and then paint thinner was atomized and sprayed from the holes drilled on stator vane. Consequently, following results were obtained as a result of both analysis: It is seen in the computational analysis results that the area jet flow contacted the surface of stator vane decreases with the increase in the radius of the chamfer. The surface contact area of jet flow is bigger for the stator vanes that have holes with smaller chamfer radius. The chamfer radius does not affect much the surface contact of jet flow at the holes located in the upper part of the stator vane due to the twisted aerofoil of stator vane. The effect of the jet velocity differences to the surface contact of jet flow increase with the increase in the chamfer radius and jet velocity is inversely proportional with the surface area jet flow contacted. As a result of experimental analysis, as expected, stator vane that has the biggest chamfer radius had the least succesful performance in terms of surface contact area. However, the most succesful performance belongs to stator vane that had the medium sized chamfer radius instead of the smallest chamfer radius. The reasons behind this are the deficiencies in manufactaring of the holes and errors in dimensioning during chamfering process. Computational and experimental analysis concurred on a final result in general, however it cannot be said that all results agreed one by one. The reasons behind this is that computational analysis were made using ideal stator vane geometry with perfect holes, but experimental analysis were made using imperfect stator vane geometry that has out of tolerance chamfer radiueses due to the errors and deficiencies during manufacturing process. In final words, it was detected that chamfering of the hole edges and errors in production affects negatively the stator vane contact surface area of jet flow. To prevent this negative effect and to get the desired anti-icing efficiency, smaller chamfer radius must be preferred, manufacturing quality must be improved and chamfering process must be more precise. If it is desired to expand the research on this subject, stator vane surface contact area of jet flow can be investigated based on the flow properties inside the boundary layer. Additionally, effect of aerofoil twist on contact surface area of jet flow and effect of the change of anti-icing holes’ coordinates on stator vane can be investigated and opitmum hole positions can be detected., Yüksek Lisans, M.Sc.