Search

Изучается методика развертывания практического решения проблем на примере опытного конструкторского бюро авиационной отрасли. Предлагается последовательность этапов развертывания на основе апробации пилотных проектов по освоению инструмента практического решения проблем., We have studied the methodology of deploying practical solutions to problems using the example of the experimental design bureau. Based on the knowledge gained, we have proposed a sequence of stages for the deployment of practical problem solving based on the approbation of pilot projects for the development of a practical problem solving tool. We have analyzed the feedback received from the pilot projects and formulated recommendations for the PPS methodology. Thus, poor training of curators – leading PPSs, a lack of a culture of working with errors in design bureaus, a lack of a base for accumulating experience, as well as non-systematic feedback from the customer were revealed. Based on the data obtained, a new team was formed with the involvement of external consultants, additional resources were allocated for training and knowledge management processes, standards for mastering the tool for practical problem solving in design bureaus were revised, resources were allocated for the formation of continuous internal and external feedback.

Havacılık endüstrisinde yüksek üretim standartları gereklidir. Bu gereksinimlerden biri imal edilen parçalarının ölçü ve yüzey hassasiyetidir. Elektro Erezyonla İşleme (EEİ) geleneksel olmayan hassas üretim yöntemleri arasında önemli bir yere sahiptir. Mikro delik-EEİ, yüksek boy-çap oranına sahip delikleri delmek için yaygın olarak tercih edilir. Bu çalışmada, Mikro delik-EEİ süreci incelenmiş ve havacılık malzemeleri üzerine etkileri araştırılmıştır. Bu malzemeler Nikel alaşımı Inconel 718 ve Titanyum alaşımı Ti-6Al-4V olarak seçilmiştir. EEİ'nin etkilerini incelemek için giriş parametreleri olarak; deşarj akımı (I), akım uygulanma (Ton) ve bekletme (Toff) süresidir. Giriş parametrelerinin etkilerini analiz etmek için Çıktı parametreleri; malzeme kaldırma oranı (MKO), yüzey pürüzlülük değeri (Ra) ve elektrot aşınma oranıdır (EAO). Deney tasarımı (DT) Taguchi metodu ile oluşturulmuştur. Sonuçlar regresyon analizi ile matematiksel bir model haline getirilip, bu model aracılığıyla girdi parametreleri ve performans parametreleri arasındaki ilişki yorumlanmıştır. Modelin güvenilirliği varyans analizi ile doğrulanmıştır. Regresyon analizi optimizasyonu ile MKO, EAO ve Ra'nın optimum değerlerine ulaşılması hedeflenmiştir. Sonuçların geçerliliği validasyon deneyleri ile desteklenmiştir. High production standards are required in the aviation industry. One of these requirements is the dimentional accurancy and surface quality of the manufactured parts. Electrical Discharge Machining (EDM) is one of the precise production method in the non-traditional manufacturing methods. Micro hole-EDM is widely preferred for drilling high aspect ratio holes. In this study, Micro hole-EDM process was investigated and its effects on the aerospace materials were examined. These materials were selected as Nickel alloy Inconel 718 and Titanium alloy Ti-6Al-4V. The EDM parameters were selected as; discharge current (I), pulse on time (Ton) and pulse off time (Toff). The Output parameters were selected as; material removal rate (MRR), surface roughness value (Ra) and electrode wear rate (EWR). Design of Experiment (DOE) was created by the Taguchi method. The results were transformed into a mathematical model with regression analysis, and the relationship between input parameters and response parameters was interpreted through this model. Reliability of the model was analyzed by analysis of variance. With regression analysis optimization, it is aimed to reach the optimum values of MRR, EWR and Ra. Validity of the results was supported by validation experiments. 103

Bu çalışma ile, verilen bir kontrolcü yapısı için çelişen hedeflerin aynı anda sağlanabileceği kontrolcü parametrelerinin bulunması problemi çalışılmıştır. Literatürde, optimizasyon yöntemleri ile tasarlanmış kontrolcü sistemleri yer almaktadır. Ancak "compromise Decision Support Problem" yöntemi ile tasarlanan bir kontrol algoritması yer almamaktadır. Aynı zamanda literatürde doğrusal olmayan bir çeviklik kriterinin de olduğu optimizasyon çalışması bulunmamaktadır. Dolayısı ile çalışma kapsamında yeni kriter ile birlikte bu alanda kullanılmamış bir optimizasyon yöntemi kullanılarak optimum kontrolcü tasarımı yapılacaktır., This paper addresses the problem of finding optimum parameters for a given controller with the given conflicting goals, including the nonlinear agility criterion for the first time in the literature, and proposes compromise decision support problem (cDSP) method for the first time in order to optimize the multi objective controller synthesis problem. Here the conflicting goals are combined together for the optimization problem. In the last section of the paper, the benefits of the using multi objective optimization will be shown on controlling an aircraft in longitudinal axis.

İnsanların evvelden beridir doğadan ilham alması ve yaşamlarını kolaylaştıran ürünleri ortaya koymaları alışıldık bir durumdur. İniş takımları da bu evrim sürecinden geçmiş ve günümüzde hala evrimine devam etmekte olan, insanların konforlarını ve yaşamlarını kolaylaştıran sistemler arasında bulunmaktadır. Uçakların ilk kullanılmaya başlandığı yıllarda, iniş takımı olarak herhangi bir şey kullanmayan tasarımcılar sadece uçmayı hedeflemişlerdir. Daha sonralardan kalkışını tamamlamış bir uçağın inişini sağ salim gerçekleştirmesi için bir sisteme ihtiyaç duyulmuştur. Uçmaya kuşları gözlemleyerek heves eden insanoğlu bir iniş sistemi tasarımı için de kuşları izlemeye koyulmuştur. Bu süreç içerisinde bir çok tasarım hatası yapan mühendisler her seferinde en iyisi için bıkmadan usanmadan çalışmaya devam etmiştir. Günümüzde iniş takımları üzerine çalışan mühendisler, sistemin en iyilemesi için her geçen gün farklı metotlar uygulamaktadırlar. Bu tezde anlatılacak olan bölümler şu şekildedir; Giriş, İniş Takımları Tarihsel Süreci ve Parçaları, Literatür Araştırması, Dinamik Denklemler, Amortisörün Matematiiksel ve Simulink Modellemesi, Sonuçlar, Karşılaştırma ve Geliştirmeler olmak üzere altı bölümden oluşmaktadır. Giriş kısmında iniş takımlarının kullanım amacı olan iniş fazları hakkında genel bilgi verilmiştir. İniş mesafesinin hesaplanması, iniş sırasında uçağın içinde bulunduğu fazlar, iniş yüzeyinin durumu ve durma süresi olarak bölüm alt başlıklara ayrılabilir. Bu içeriğin tezde bulunmasının başlıca sebebi bir iniş takımı tasarım sürecinde sistemin ne için tasarlanması gerektiği bilincinin oluşturulmasıdır.İkinci bölümde iniş takımlarının tarihsel süreci ve parçaları anlatılmıştır. Burada iniş takımlarının kullanım fonksiyonları, ilk kullanımından başlanarak iniş sisteminin gelişim süreci, konfigürasyon tercih süreci, sistemin katlanma mekanizması, sistemin uçak üzerinde konumlandırılması ve parçaları ayrıntılı bir biçimde sunulmuştur. Ayrıca hangi sistemde hangi iniş takımı seçilmeli, neye göre tercih yapılmalı, artıları ve eksileri de anlatılmıştır. Bir sonraki bölümde iniş takımı ve amortisörler hakkında yapılan Türkiye ve Dünya genelindeki araştırmalar incelenmiştir. Dünya üzerinde iniş takımları ve amortisörler üzerine yapılan çalışmların Türkiye'ye kıyasla daha fazla olduğu ve Türkiye'den daha erken başladığı dikkat çekmektedir. İniş takımları üzerine çalışan ülkelere bakılacak olursa İngiltere ve Kanada ön plana çıkmaktadır. Ancak iniş takımı üretimi ve tasarımı üzerine çalışan bilindik firmalar Fransa, Almanya ve Amerika kökenli oldukları görülmektedir. Yani bu süreç içerisinde öğrenilen en değerli bilgilerden bir tanesi, ne kadar akademik çalışma yapılırsa yapılsın bu çalışmanın sonucu sanayide ve üretimde nihayete erdirilmezse teoride kalmaya mahkum olacağıdır. Bu yüzden ülkemizde yapılacak olan çalışmaların bu doğrultuda gitmesi, devletimizin selameti için elzem bir durumdur. Araştırmalara geri dönülürse eğer, bu süreç içerisinde sistemin matematiksel modeline sahip bazı çalışmalar özellikle incelenmiş ve başlangıç tasarımı için bir amortisörün en basit matematiksel modelinin kullanımı için ekstra hesaplamalar yapılmıştır. Ayrıca amortisörler üzerine yapılan araştırmaların, genel olarak Aerodinamik Modelleme üzerine olduğu gözlemlenmiştir. İniş takımı amortisörü tasarım sürecinin ilk aşamasının daha hızlı gerçekleştirilmesi için sistem modellemesi ve kaba taslak bir analiz toolu oluşturulmasına yönelik bir çalışma yapılmıştır. Dördüncü bölümde sistemin matematiksel modellemesinin tabanını oluşturan ve fiziksel dünyayı matematiksel dünyaya birleştiren dinamik denklemlerinin hangi yaklaşımlarla oluşturulabileceği tartışılmıştır. Burada birbirinden ünlü fizikçi ve matematikçiler olan Newton, Lagrange, Hamilton üçlüsünün dinamik sistemler üzerine yaptığı matematiksel modelleme yaklaşımları sunulmuş ve bunların birbirleri arasında güçlü ve zayıf yanları da bölüm içerisinde tartışılmıştır. Beşinci bölümün ilk kısmında amortisör sistemin matematiksel modellemesi üzerinde durulmuş ve sisteme Newton ve Lagrange yaklaşımı uygulanmıştır. Hamilton yaklaşımının uygulanmamasının sebebi ise Lagrange yaklaşımı ile benzerliğe sahip olmasıdır. Amortisörün sönümleme ve serbest kalma sırasında silindirler içerisinde bulunan azot ve hidrolik sıvılarının hareketleri ve menfezlerden geçişleri incelenmiş ve gerekli matematiksel modelleri oluşturulmuştur. Ayrıca sistemin başlangıçta sahip olduğu stroke değerinin sönümleme üzerindeki etkisi de ayrıca matematiksel olarak incelenmiştir. Sistemin sahip olduğu iç ve dış silindirlerin duvarlarında bulanan basınçlar modellenmiş, ayrıca bu hareketler sırasında oluşan sürtünme kuvveti de deneysel verilerden yararlanarak modele entegre edilmiştir. Beşinci bölümün ikinci kısmında ise sistemin Simulink Modeli oluşturulmuştur. Bu kısımda, ilk olarak sabit bir menfeze sahip amortisörün sönümlemesinin modellemesi yapılmış ve üzerine poppet valf etkisi eklendiğinde modelde olan değişikler gözlemlenmiştir. Ayrıca eklenen poppet valfin rake açılı durumu da incelenmiştir. Son olarak sisteme eklenen seviye ölçüm pimi (metering pin)'in de rake açılı modeli oluşturulmuştur. Burada oluşturulan dört farklı modelin aslında tek bir modelden oluşturulduğu belirtilmiştir. Sistemin doğruluğunun değerlendirmesi altıncı bölümde yapışmıştır. Altıncı bölümde bir önceki bölümde oluşturulan dört farklı Simulink Modeli'nin sonuçları verilmişitr. Oluşturulan modelde lastik deformasyonu lineer kabul edilmiş, menfez boşalma değeri sabit kabul edilmiş, menfez için başlangıç durumu doğası gereği ve görülmesi istenildiğinden dolayı sabit kabul edilmiştir. Bunun dışında sistemin analiz gerçekleştirilirken çözücü olarak MATLAB/SİMULİNK üzerinde ODE45 çözücüsü kullanılmıştır. Simulasyon süresi 30 saniye olarak belirlenmiş ve çözücünün toleransı 〖10〗^(-3) iterasyon sayısı da 〖2.10〗^5 şeklinde belirlenmiştir. Ancak bundan önce oluşturulan modelin doğruluğunun gösterilmesi için yapılan deneysel bir çalışmanın verileri kullanılmıştır. Burada sabit büyüklükte menfez alanına sahip olan bir iniş takımının düşürme testleri sırasında alınan strok değerleri ve sistemin üzerine binen hidrolik, pnömatik ve toplam değerler, Simulink ortamında oluşturulan sabit menfezli ilk modelin sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Model doğruluğunun teyiti için kullanılan iniş takımı hafif taaruz askeri eğitim uçağında kullanılması planlı bir sistemdir. Sistemin sahip olduğu özellikler ilgili bölümde belirtilmiştir. Yapılan analizler sonucunda sistemin deneysel verilerle örtüştüğü gözlemlenmiştir. Bunun üzerine sabit menfezli sisteme ek olarak poppet valf sistemi eklenmiş ve tekrar analizler yapılmıştır. Bu şekilde sisteme rake açılı poppet valf ve rake açılı seviye ölçüm pimi de eklenmiş ve analizleri yapılmıştır. Karşılaştırma kısmında ise oluşturulan Simulink Modelleri'nin birbirleri arasında taşıdıkları toplam yükler karşılaştırılmıştır. Bu süreç içerisinde oluşturulan modeller arasında yolcu konforu açısından en iyisinin rake açılı seviye ölçüm pimli model olduğu gözlemlenmiştir. Darbe sönüm süresi içerisinde bir kez overshoot olduğu ve sistem sönümleme esnasında strok değerinin sabit tutulmasıyla iniş takımı dikmesinin ivmesinin sıfıra yakın tutulduğu bu modelde gösterilmiştir. Sonuçlar kısmında yukarıda verilen durumun iniş takımları üzerine etkisi değerlendirilmiş ve iniş takımının tasarımı için harcanan sürenin kısaltılması, üretimdeki yanlışlıkları en aza indirmek için sistemin doğruluk oranının bilgisayar ortamında defelarca yapılabilecek analizlerle test edilebileceğini, yapısal olarak sistemin taşımak zorunda olduğu yükü azaltmanın ve yolcu konforu için sistemde oluşacak birden fazla overshootu önlemenin rake açılı seviye ölçüm pininin yüzey alanının en iyilemesiyle gerçekleştirilebileceğini, sistemin bu sayede ömür süresinin artırılabileceğini açığa çıkarmıştır. It is costumary for people to be inspired by nature and create products that make their lives easier. Landing gear is also among the systems that have undergone this evolutionary process. They are still continuing to evolve, making the comfort and life of people easier. At the beginning of the aircraft first used, the designers who did not use anything as a landing gear. Their aim was only flight. A system was needed to allow a plane that completed its landing safely. Inspired by birds, the same path for landing system design. In this process, engineers who made many design errors continued to work without getting tired for the best. Today, engineers working on landing gear are applying different methods everyday for the best recoveryof the system. The sections that will be explained in this thesis are as follows; It consists of six sections, introduction, landing gear historical process and parts, literature research, dynamic equations, mathematical and simulink modelling of the shock absorber, results, comparison and developments. In the introduction part, general information is given about the landing phases which are used for landing gear. The calculation of the landing distance, the phases of the aircraft during the landing, the status of the landing surface and the stopping time can be divided into sub-sections. The main reason for this content in the thesis is to create awareness of what the system should be designed for during the landing gear design process.In the second part, historical process and parts of landing gear are explained. Here, the usage functions of the landing gear, the development process of the landing system starting from the first use, the configuration preference process, the folding mechanism of the system, the positioning of the system on the aircraft and its parts are presented in detail. In addition, which landing gear should be chosen in which system, what to choose according to the pros and cons are also explained. Turkey and the world in general do research about the landing gear and shock absorbers have been examined in the next section. Landing gear and shock absorbers on the work carried out around the world that is more noteworthy when compared to Turkey and from Turkey that start earlier. If it is wanted to seen the countries that work on landing gear, England and Canada come to the fore. However, it is seen that the well known firms working on the production and design of the landing gear are of France, Germany and America origin. In other words, one of the most valuable information learned in this process is that no matter how academic work is done, the result of this work will be doomed to remain in theory if it is not finalized in industry and production. For this reason, it is essential condition for the state to be greeted by the works to be carried out in our country in this direcition. Some studies with the mathematical model of the system were examined in this process, and extra calculations were made to use the simplest mathematical model of a shock absorber for the inital design. In addition, it has been observed that research on shock absrobers is generally on aerodynamic model. In order to realize the first stage of the landing gear damper design process faster, a study was carried out for system modeling and creating a rough draft analysis tool. In the fourth section, it is discussed with which approaches the dynamic equations that can form the basis of the mathematical modelling of the system and connect the physical world to mathematical world. Here, the mathematical modelling approaches of Newton, Lagrange, Hamilton, who are famous physicsts and mathematicians, on dynamic systems are presented and their strengths and weaknesses are discussed in the chapter. In the first part of the fifth chapter, mathematical modelling of the shock absorber system is emphasized and Newton and Lagrange approach is applied to the system. The reason for not applying the Hamiltonian approach is that it has similarties with the Lagrange approach. The movements of the nitrogen and hydraulic fluids in the cylinders during damping and release of the shock absorber and their passage through the culverts were examined and necessary mathematical models were created. In addition, the effect of the stroke value of the system on damping was also examined mathematically. The pressures found on the walls of the inner and outer cylinders of the system are modeled, and the friction force generated during these movements is integrated into the model using the experimental data. In the second part of the fifth chapter, Simulink Model of the system was created. In this section, the damping of the damper with a fixed orifice is first modelded and changes in the model are observed when the poppet valve effect is added on it. In addtion, the rake angle of the poppet valve added was examined. Finally, the rake angle model of the meteriing pin added to the system was created. It is stated that the four different models created here are actually made up of a single model. The evaluation of the correctness of the system is made in the sixth section. In the sixth and the last section, the results of four different Simulink Models created in the previous section are given. In the model created, tire deformation was considered linear, the vent discharge value was considered constant, and the initial condition for the orifice was considered constant due to its nature and wanted to be seen. Apart from this, while analyzing the system, ODE45 was used on MATLAB/Simulink as solver. The simulation time was determined as 30 seconds and the tolerance of the solver was determined as 〖10〗^(-3) itteration number as 〖2.10〗^5. However, the data of an experimental study was used to demonstrate the accuracy of the model created before that. Here, the stroke values taken during the dropping tests of a landing gear with a fixed size orifice area and the hydraulic, pneumatic, and total values of them the system were compared with the results of the first model with a fixed orifice created in the Simulink enviroment. The landing gear used for confirmation of model accuracy iis a system planned to be used in a light assault military trainiing aircraft. The features of the system are specified in the relevant section. As a result of the analysis, it was observed that the system overlaps with experimental data. On top of that, in addition to the fixed vent system, poppet valve system was added and re-analyzes were made. In this way, rake angled poppet valve and rake angled metering pin were also added to the system and analyzed. In the comparison part, the total loads carried by the Simulink Models created are compared. It was observed that among the models created in this provess, the best in terms of passenger comfort is the model wiith rake angle metering pin. It is shown in this model that once the shock damping time is overshoot and the acceleration of the landing gear is kept close to zero by keeping the stroke value constant during the system damping. In the results section, the effect of the above situatiion has been evaluated on the landing gear and the time spent for the design of the landing gear can be tested with the analyzes that can be done by the computer in order to minimize inaccuracies in production, to reduce the load that the system has to carry structurally and to create the system for passenger comfort. Revealed that preventing multiple overshoots can be accomplished by optimizing the surface area of the rake angle level metering pin, thereby increasing the lifetime of the system. 191

154

В настоящей статье обосновывается целесообразность внедрения в авиастроении информационных систем управления производственными процессами. В процессе организации разработки и производства любой наукоемкой оборонной продукции, в современных инновационных условиях важнейшей научной задачей является не только повышение эффективности производства и совершенно нового уровня качества производимой продукции, но и разработка, внедрение, использование инновационных информационных технологий. Авторами статьи рассмотрены основные имеющиеся методы оценки экономической эффективности внедрения информационной системы и сделан вывод о необходимости разработки рекомендаций по их адаптации для высокотехнологичных авиационных предприятий, для чего в статье был разработан метод оценки экономической целесообразности использования информационных систем при организации производства на предприятиях авиастроения.This article substantiates the feasibility of introducing information systems for managing production processes in the aircraft industry. In the process of organizing the development and production of any high-tech defense products, in modern innovative conditions, the most important scientific task is not only to increase production efficiency and a completely new level of quality of manufactured products, but also to develop, implement, use innovative information technologies. The authors of the article considered the main available methods for assessing the economic efficiency of implementing an information system and concluded that it was necessary to develop recommendations for their adaptation for high-tech aviation enterprises, for which purpose a method was developed for assessing the economic feasibility of using information systems in organizing production at aircraft manufacturing enterprises.

Akışkan-Yapı Etkileşimi etkisi havacılık uygulamalarında incelenen önemli konulardan biridir. Rijit olmayan yapıların, yapı etrafındaki hava hareketlerinin oluşturduğu yükten dolayı şekli değişmektedir. Şekil değişimi ise yapı etrafındaki hava hareketlerini doğrudan etkilemektedir. Uçak için akışkan-yapı etkileşimi düşünüldüğünde uçak kanadı için bu etkinin incelenmesi gerekmektedir. Çünkü uçak kanadı uçağın ana taşıyıcı elemanıdır ve esnek bir yapıya sahiptir. Uçak kanadı üzerindeki şekil değişimi, akışkan-yapı etkileşiminden meydana gelmektedir. Akışkan-yapı etkileşimi etkisinin hesaplamalara dâhil edilmesi yüksek hesaplama maliyeti gerektirir. Bu tez çalışmasında bir uçak kanadı üzerinde deformasyondan dolayı değişen yük dağılımının tekrar hesaplanması için parametrik bir yöntem geliştirilerek etkin bir biçimde sonuca ulaşılması gösterilmektedir. Çalışmanın temeli hızlı ve etkili bir sonuç almak olduğu için akışkan ve yapısal analiz kısımlarında ayrı ayrı basitleştirmeler yapılmıştır. Yüksek çözünürlüğe sahip yapısal model çok daha basit bir yapı olan çubuk modele yapının özellikleri de korunarak indirgenmiştir. Böylece belli bir yük altında yapının şekil değişimi hızlıca tahmin edilebilmektedir. Akışkan analizlerinde ise yüksek hesaplama maliyeti olan Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yöntemleri kullanmak yerine doğrusal aerodinamik varsayımından yararlanılarak kanat üzerindeki basınç katsayısı dağılımı ve buna bağlı yük tahmini yapılmıştır. Doğrusal aerodinamik varsayımı için 'Aerodinamik Etkileşim Katsayıları (Aerodynamic Influence Coefficient (AIC))' matrisi kullanılmıştır. Bu matris şekil değişim bilgisine karşılık gelen basınç katsayısı değişim bilgisini içermektedir. Parametrik yüzey modelleme yöntemlerinden biri olan Bezier yüzey fonksiyonları yardımıyla AIC matrisi oluşturulmuştur. Uçak kanadı dış yüzeyi bu amaç için Bezier yüzey modelleme yöntemi kullanılarak oluşturulmuştur. Yüzey oluşturulurken kullanılan kontrol noktaları (control vertices (CVs)) deforme olmuş yapının yük dağılımını tahmin etmek için kullanılır. Her bir kontrol noktasının bir birim yer değiştirmesine karşılık gelen değişen yük dağılımı bilgisi AIC matrisi içinde birleştirilir. Bu yöntemin en büyük avantajı yüzey üzerindeki tüm noktalara belirli yer değiştirme değeri uygulamak yerine çok daha az sayıdaki kontrol noktalarına yer değiştirme değeri uygulanmasıdır. Ayrıca kontrol noktalarının yer değiştirmesi pürüzsüz bir şekil değişimi olmuş yüzey elde edilmesini de sağlamaktadır. Bu sayede hesaplama maliyeti yüksek olan akışkan analizi yapmak yerine parametrik modelleme yaklaşımı ile AIC matrisi oluşturulup uçak kanadı üzerindeki değişen yük bilgisi hızlı ve etkili bir biçimde tahmin edilebilmektedir. Daha basit modele indirgenmiş yapısal modelden elde edilen şekil değişim bilgisi kontrol noktaları üzerine aktarılarak şekil değişimine uğramış uçak kanadının yüzeyi Bezier yüzey fonksiyonları ile elde edilir. Kontrol noktalarının yeni konumu AIC matrisi ile ilişkilendirildiğinde uçak kanadı üzerindeki değişen yük dağılımı elde edilir. Bu çalışmada kullanılan yöntemler, bir uçağın ön tasarım aşamasında veya iteratif olarak yapılan aeroelastik analizler için hızlı ve etkili bir biçimde sonuca ulaşılmak istendiğinde kullanılabilir. Ayrıca önerilen metodun kullanımı sadece uçak kanadı için değil akışkan-yapı etkileşimi olan diğer yapıları da kapsamaktadır., The Fluid Structure Interaction effect is one of the crucial issues to be examined in aerospace applications. The shape of a flexible structure changes due to the load caused by the air flow around the structure. The deformations directly affect the air flow around the structure. Considering the fluid-structure interaction for aircraft, this effect should be examined for the aircraft wing since the wing produces the majority of the necessity lift and it is flexible. Deformation on the aircraft wing consists of this effect. The incorporation of the fluid-structure interaction effect into the calculations requires a high computional cost. In this thesis, a parametric method is developed to recalculate the load distribution due to the deformation on an aircraft wing. As the basis of the study is to obtain a faster and effective results, the simplification of the part of fluid flow and structural analysis are done seperately. The high-fidelity structural model is reduced to a much simpler structure, i.e. to a stick model, while preserving its properties. Thus, the deformed state of the structure under a certain load can be estimated quickly. In the part of fluid flow analysis, instead of using Computational Fluid Dynamics (CFD), which has a high computational cost, a linear aerodynamic assumption, called the Aerodynamic Influence Coefficients (AIC) matri, is used to estimate the pressure distribution on the wing and the associated load. This matrix includes the information of the pressure change corresponding to the deformation. The AIC matrix is created with the help of the Bezier surface functions which is one of the parametric surface modeling methods. The outer surface of the aircraft wing is generated using the Bezier surface modeling method for this purpose. The control vertices (CVs) of the generated surface are used to estimate the load distribution of the deformed shape. The distribution of the load change corresponding to each control vertex per unit perturbance value is combined in the AIC matrix. The major advantage of this method is that it deforms a few control vertices rather than deforming all points on the surface, thus mitigating the computational cost. In addition, the deformation of the CVs results in a smooth deformed surface. Thus, the AIC matrix can be generated with the parametric modeling approach instead of the analysis with high computational cost and the load change information on the aircraft wing can be estimated quickly and effectively. The deformation information obtained from the reduced structural model is transferred to the CVs and the surface of the deformed aircraft wing is obtained by the Bezier curves. The distribution of the load change on the aircraft wing is obtained when the new position of the control points is associated with the AIC matrix. The methods used in this study can be used in the preliminary design stage of an aircraft or when iterative solutions are requested to achieve a faster and effective result for aeroelastic analysis. In addition, although the use of the proposed method is shown for an aircraft wing example in this thesis, it can also be used for other structures which involve the fluid-structure interaction effect.

Uluslararası Sivil Havacılık Örgütü (ICAO) standartları ve tavsiye edilen uygulamalarının (SARPs) ülkeler tarafından yeknesak bir şekilde uygulanması, Uluslararası Sivil Havacılık Sözleşmesi'nin (Şikago Konvansiyonu) temel ilkesidir ve emniyetli bir küresel havacılık sisteminin temelini oluşturur. ICAO'nun yönettiği uluslararası havacılık standartlarını içeren ve Şikago Konvansiyonu'nun eki olan 19 adet dokümanın en yenisi 2013 yılında kabul edilen 19 numaralı Ek olup, Emniyet Yönetimi adını taşımaktadır. Ek 19 - Emniyet Yönetimi (Annex 19 – Safety Management), Devletlerin havacılık emniyet risklerini kendi hizmet sağlayıcıları ile koordinasyon içerisinde yönetebilmelerinde ICAO tarafından kendilerine destek olmak amacıyla yayınlanmıştır.ICAO'nun emniyet yönetimi ile ilgili söz konusu gereklilikleri, havacılık emniyet performansını küresel olarak artırmak için proaktif bir stratejinin sürekli gelişimini desteklemektedir. Bu proaktif emniyet stratejisinin temeli, emniyet risklerini sistematik olarak ele alan Devlet düzeyinde bir Devlet Emniyet Programı (SSP – State Safety Programme) ile hizmet sağlayıcılar düzeyinde ise Emniyet Yönetim Sistemleri (SMS – Safety Management Systems) kurulmasına ve uygulanmasına dayanmaktadır.Bu kapsamda, bu tezde ilk olarak emniyet yönetiminin ne olduğu, emniyet yönetimi yaklaşımının nasıl ortaya çıktığı ve hangi gelişim süreçlerinden geçtiği, emniyet yönetiminin neden gerekli olduğu, emniyet yönetim sistemlerinin diğer yönetim sistemleriyle etkileşimi ile emniyet kültürü gibi havacılıkta emniyet yönetimiyle ilgili temel bilgiler verilmiştir. Daha sonra havacılık ekosisteminin unsurları ana bileşenleriyle tanıtılarak, havacılık camiasının ulusal, bölgesel ve uluslararası düzeydeki hem kamu hem de sektör paydaşlarına değinilmiştir. Böylece, havacılık camiasındaki büyük resmin görülmesi ve otorite veya hizmet sağlayıcı tüm paydaşların bu resimde nerede yer aldıklarının anlaşılması amaçlanmıştır. Takip eden bölümde ise ICAO tarafından emniyet yönetimi kapsamında gerçekleştirilen faaliyetler detaylı olarak açıklanmıştır. Bu bölümde, ICAO emniyet yönetimi politikaları, bu politikalar doğrultusunda geliştirilen ICAO standartları ile söz konusu politika ve standartların uygulamaya geçirilmesi sırasında hem Devletlere hem de hizmet sağlayıcılara sağlanan rehberliklerden bahsedilmiştir. Bunun yanında, ICAO emniyet yönetimi standartlarının tarihsel gelişimi ile birlikte bu standartların yerleşmesi ve uygulanması konusunda ICAO tarafından gerçekleştirilmekte olan gözetim ve raporlama faaliyetleri hakkında da bilgiler paylaşılmıştır. Bir sonraki bölümde, ICAO tarafından konulmuş olan emniyet yönetimi gereklilikleri hem Devlet hem de hizmet sağlayıcılar düzeyinde ayrıntılı olarak verilmiştir. Bu bağlamda, Devlet Emniyet Programının (SSP) temel bileşenleri alt unsurlarıyla ele alınmakla birlikte hizmet sağlayıcılar düzeyinde kurulması gereken Emniyet Yönetim Sistemleri (SMS) çerçevesi de tüm bileşen ve alt unsurlarıyla ele alınmıştır. Bu bölümde ayrıca, hem SSP hem de SMS'in etkinliği için kritik bir önemde olan emniyet verisi ve emniyet bilgileri toplama, analiz, koruma, paylaşım ve değişimi konusunda da bilgiler paylaşılmış ve söz konusu alandaki ICAO hükümleri de ayrıntılı olarak verilmiştir. Daha sonra, ICAO tarafından konulan emniyet standartlarının Türkiye'deki uygulaması irdelenmiş ve havacılık emniyet yönetimindeki mevcut ulusal mekanizmalar hakkında emniyet yönetimi ulusal mevzuatı, uygulama konusundaki rehberlik, denetim mekanizmaları ve SSP kurulum ve uygulama çalışmaları özelinde ayrıntılı bilgiler verilmiştir. Son bölümde ise, bu çalışma sırasında elde edilen bilgiler ışığında Türkiye'deki ulusal emniyet yönetimi yapılanması hakkında değerlendirmeler yapılarak elde edilen sonuçlar paylaşılmış ve Devlet düzeyinde etkin bir SSP ve hizmet sağlayıcılar düzeyinde de etkin SMS'lerin kurulum ve uygulanmasına ilişkin önerilerde bulunulmuştur. Aviation is one of the leading industries in globalization in terms of linking people, cultures and economies. Beginning with the first successful flight on December 17, 1903, recorded by Orville Wright at a height of 20 feet (about 6.1 meters) for 12 seconds and a distance of 120 feet (about 36.6 meters), the man's flying adventure has gone through many phases and has now reached an impressive level. Air transportation has been an indispensable method of transportation with its performance doubling in volume every 15 years despite the crises and distress periods it has undergone. In 2018, airlines worldwide transported 4.3 billion passengers and 58 million tons of cargo annually. In other words, more than 100,000 flights took place around the world every day, carrying 12 million passengers and around 18 billion US Dollars.As can be seen, the civil aviation industry has made a great progress in comparison with the Wright brothers' first flight, in terms of both distance covered and the payload transported. This progress is undoubtedly the result of a collective success that spans more than 100 years and is constantly evolving. Behind this collective success, there are the members of the civil aviation community including the both regulatory bodies and industry stakeholders. It is essential that all national and international stakeholders work together to maximize the benefits of air transport and to support the sustainable growth of aviation.The sustainability of the increase in air traffic and the continuous growth of improved air transport connectivity is only possible with a globally harmonized legislation infrastructure. The modern aviation system is built on the foundations of the International Convention on Civil Aviation (Chicago Convention), which was signed in 1944 and pioneered the establishment of the International Civil Aviation Organization (ICAO) by defining the principles of international air transport. Since its inception, ICAO's task has been to provide all states with the assistance they need to achieve the highest possible level of compliance in terms of civil aviation standards, policies and procedures.Today, ICAO manages more than 12000 global standards and recommended practices (SARPs) with the existing 19 Annexes of the Chicago Convention. Countries that follow these global standards and structure their national legislation accordingly not only ensure the safety and security of aviation, but also contribute to the efficient and effective execution of aviation operations. The uniform implementation of the International Civil Aviation Organization (ICAO) standards and recommended practices (SARPs) by ICAO member States is the fundamental principle of the International Civil Aviation Convention (Chicago Convention) and forms the basis of a safe global aviation system.The most recent of the Annexes included in ICAO's international aviation standards framework and attached to the Chicago Convention is Appendix 19, adopted in 2013, and is called Safety Management. Annex 19 - Safety Management was formed by ICAO to help States manage aviation safety risks in coordination with their service providers. Due to the increasing complexity of the global air transport system and its associated aviation activities, it is essential to ensure safe operation of aircraft by various rules and standards. At this point, ICAO safety management requirements support the continuous development of aviation safety performance through a proactive strategy. This proactive strategy is based on a State Safety Programme (SSP), which systematically manages aviation safety risks in the State level, and safety management systems (SMS - Safety Management System) to be implemented by the service providers in coordination with the State and in accordance with State Safety Programme. As the reports of the Directorate General of Civil Aviation (DGCA) are examined, it is observed that Turkish civil aviation sector has increased approximately 5 times in passenger numbers, 3 times in air traffic numbers and 3 times in total freight amount since 2003, when liberalization in aviation started. Besides, in the last decade, the number of direct and indirect international connections of Turkey has exponentially increased and Turkey has been the country most enlarging its flight network in Europe. In all of the projections carried out, the world civil aviation sector is anticipated to be doubled in terms of both volume and activity in next twenty years. One of the countries that largest increase is expected to be Turkey. In order for this increase to take place in a safe and sustainable manner, the national legislative system requires a high level of compliance with international standards and even a level above them when necessary. Due to the increasing volumes and the complexity of the activities carried out, a systematic approach is inevitable, especially for the aviation safety management both at the State and service provider levels. In this systematic approach, ICAO safety management policies and standards specify the responsibilities of States in detail and thus all of the States are expected to regulate their national aviation systems in line with these principles. Due to the reasons mentioned above, the main purpose of this study is to have a deep look into the existing ICAO aviation safety management provisions, and examine the current status of their implementation in Turkey. In the light of the results obtained from the study, it is aimed to explore ways of continuous improvement towards having a well structured and effective aviation safety management framework at the highest level possible in Turkey in terms of both regulatory and industrial aspects.In this context, first of all, the fundamental information about aviation safety management such as what safety management is, how safety management approach emerged and its evolution, why safety management is necessary, interaction of safety management systems with other management systems and safety culture are given as part of these study. Then, the main elements of the aviation ecosystem are described and both regulatory and industrial stakeholders of the aviation community at national, regional and international levels are introduced. By this way, it is aimed to show the big picture of the aviation ecosystem and to provide the opportunity to understand where all these stakeholders including the authority and service providers locate in this picture.In the following section, the activities carried out by ICAO within the scope of safety management are explained in details. In this section, ICAO safety management policies, ICAO standards developed in line with these policies and guidance provided to both States and service providers during the implementation of these policies and standards are mentioned. In addition, information on the historical development of ICAO safety management provisions as well as the monitoring and reporting activities carried out by ICAO on the establishment and implementation of these standards are also shared.In the next section, the safety management requirements laid down by ICAO are detailed at both the State and service providers level. In this context, the main components of the State Safety Program (SSP) are given and the Safety Management Systems (SMS) framework, which should be established at the service providers level, is also covered with all components and elements. This section also provides ICAO provisions and detailed information regarding the collection, analysis, protection, sharing and exchange of safety data and safety information which are critical to the effectiveness of both SSP and SMS.Then the application of the ICAO safety standards in Turkey is shared via the specific information regarding the national legislation on the aviation safety management, existing national mechanisms, guidance on implementation, monitoring mechanisms and the SSP development and implementation activities. In the last chapter, in the light of the information obtained during this study, the national aviation safety management mechanisms of Turkey are evaluated and the results of this evaluation is shared. Using these results, the proposals for an effective safety management both at the State and service provider levels via developing and implementing SSPs and SMSs are made. 107

Bu tez çalışmasında kriyojenik sıcaklıklarda çalışılan sistemlerin gerilme dağılımları, basınçlı tanklar özelinde incelenmiştir. Kriyojenik sıcaklık aralığı -150 santigrat derece ile mutlak sıfır (-273 santigrat derece) arası olarak tanımlanan bir sıcaklık aralığıdır. Sıcaklığın düşük olduğu durumlarda maddelerin birtakım özelliklerinde önemli farklılıklar oluşur. Maddenin bu özelliklerine esneklik, elektriksel direnç, dayanım ve iletkenlik örnek verilebilir. Kriyojenik malzemeler ilk olarak 1877'de oksijenin -183 santigrat dereceye kadar soğutulup sıvı faza geçirilmesiyle elde edilmiştir. Başlıca kriyojenik malzemeler sıvı azot, sıvı oksijen, sıvı argon, sıvı propan ve sıvı helyumdur. Dünya üzerinde tarih boyunca ölçülen en düşük hava sıcaklığı -89 santigrat derece civarındadır. Dünya üzerinde ölçülen en düşük hava sıcaklığı ile kriyojenik sıcaklıklar arasındaki fark bile oldukça fazladır. Böyle dramatik sıcaklık farklılıklarının olduğu sistemlerde ısıl gerilmeler oldukça önem arz etmektedir. Isıl gerilmelerin dahil olduğu durumlar hava-uzay yapılarından zirkonyum geçirilmiş nükleer yakıt çubuklarına kadar birçok mühendislik alanında artış göstermektedir. Bir mühendis için ısıl gerilmelerin hafifletilmesinin öneminin anlaşılması çok önemlidir. Örneğin, kriyojenik akışkanları aktarma sistemlerinin tasarımı, vakum gömlekli transfer hatları, ortam sıcaklığından kriyojenik sıcaklıklara soğutulduğunda birkaç santimetreye kadar diferansiyel kontraksiyonlara müsaade edecek seviyede olmalıdır. Herhangi bir sistemin komponentleri, sistem mekanik olarak kısıtlandığında ve sıcaklık değişimine bağlı olarak genişleme veya büzülmeye serbest olmadığında, sıcaklık değişikliğine maruz kaldığı her durumda ısıl gerilmeler oluşacaktır. Çoğunlukla ısıl gerilmeler parçayı daha büyük yaparak değiştirilemez. Isıl gerilmeler mekanik kısıtlamalar sebebiyle oluşur ve bu kısıtlamaların kapsamı azaltılarak kontrol altına alınabilir.Bu tez çalışmasının birinci bölümünde ısıl gerilme konsepti anlatılmıştır. Bu bölümde sıcaklık değişimlerinin kritik olduğu sistemlerin tasarımında izlenecek yol haritası belirtilmiş ve tasarım aşamasında kullanılan önemli parametrelerin üzerinden geçilmiştir. Tasarımda kullanılacak olan malzemenin mekanik ve ısıl özelliklerini belirten terimlerin açıklamaları ve analitik veya numerik olarak bu değerlerin nasıl elde edildiği bu bölümde anlatılmıştır.İkinci bölümde basınç tanklarından daha basit yapılar üzerinde ısıl gerilim konseptine giriş yapılmıştır. Bu bölümde düzgün sıcaklık dağılımına maruz kalan parçalar için gerilim-gerinim formül derivasyonları yapılmıştır. Yine ikinci bölümde, eksenel ve kesit alanı boyunca düzgün olmayan sıcaklık değişimine maruz kalındığı durumlar için hem analitik hem de numerik tasarım yöntemleri sunulmuştur. Isıl kuvvet ve ısıl moment kavramlarına giriş yapılmıştır. Üçüncü bölümde ısıl moment kavramı açıklanmıştır. Yapılan analizlerdeki kısıtlamalar belirtilerek, ısıl moment yüklemesine maruz kalan sistemler için deformasyon, gerilim, gerinim vb. formül derivasyonları yapılmıştır. Dördüncü bölümde silindirik tanklar için hesaplamalar ve derivasyonlar bulunmaktadır. Hem eksenel-simetrik yükleme için hem de eksenel sıcaklık değişimine maruz kalan silindirik tanklar için gerekli derivasyonlar yapılmıştır. Beşinci bölümde bu tezde anlatılan konunun pratik bir uygulaması işlenmektedir. Bu bölümde Delta V Uzay Teknolojileri A.Ş. şirketinin geliştirmiş olduğu TESOR Sonda Roketi'nin sıvı oksijen tankı, farklı sınır koşullar ve farklı yüklemeler altında analiz edilmiş ve gerekli hesaplamalar yapılmıştır. Yapılan analitik çözümlemelerin, sonuç bölümünde ANSYS paket programı ile edilen sonlu elemanlar yöntemi sonuçlarıyla karşılaştırılacağı belirtilmiştir. Bu bölümde ilk olarak TESOR Sonda Roketi'nin yerleştirme düzeni katı model üzerinde gösterilmiştir. Daha sonra sıvı oksijen tankının geometrisi ve boyutları hakkında kısaca bilgi verilmiştir. Sıvı oksijen tankının malzeme seçimi anlatılmış ve tankın üretim metodu hakkında bilgilendirme yapılmıştır. Sıvı oksijen tankının operasyon koşullarındaki yükleme durumu, maruz kalınan yükler açıklanmıştır. Sıvı oksijen tankı 3 farklı aşama için analiz edilmiştir. Tankın operasyonu sırasıyla dolum, basınçlandırma ve uçuş olarak gerçekleştirilmektedir. Buna paralel olarak birinci aşamada, sıvı oksijen dolumu yapılırken tankın sıvı seviyesine kadar olan kısmın 90 Kelvin dereceye kadar soğutulması esnasında sadece ısıl yükler uygulanarak analiz yapılmıştır. Hesaplamalar bütün girdiler elde edilinceye kadar yapılmış ve sonuçlar EK te verilen MATLAB koduyla elde edilmiştir. İkinci aşamada ısıl yüklemeye ek olarak tank basıncı da dahil edilmiştir. Tank üzerinde hem ısıl yükleme hem de iç basınç varken analizler yapılmıştır. Aynı şekilde, hesaplamalar bütün girdiler elde edilinceye kadar yapılmış ve sonuçlar EK te verilen MATLAB koduyla hesaplanmıştır. Üçüncü aşamada roketin uçuşu esnasında tank üzerine binen itki yüklemesi de denkleme dahil edilmiştir. Isıl yükleme, tank iç basıncı ve itki yüklemesi mevcut iken bütün analizler yapılmıştır. Birinci ve ikinci aşamada olduğu gibi, hesaplamalar bütün girdiler elde edilinceye kadar yapılmış ve sonuçlar EK te verilen MATLAB koduyla hesaplanmıştır. Altıncı bölüm sonuçlar ve tavsiyeler bölümüdür. Beşinci bölümde yapılan tüm analizlerin ve ANSYS paket programında yapılan analizlerin sonuçları bu bölümde paylaşılmıştır. Ayrıca ANSYS analizlerinde oluşturan modelin detayları, sınır koşulları bu bölümde açıklanmıştır. Analiz yöntemi ve analiz yönteminin seçilme nedenleri belirtilmiştir. MATLAB kodu aşağıda listelenen parametrelerin tank üzerindeki dağılımının grafiklerini vermektedir.-Eksenel bükülme gerilim bileşenleri dağılımı-Eksenel gerilim dağılımı-Deformasyon dağılımı-Çevresel gerilim dağılımı-Polar bükülme gerilim bileşenleri dağılımı-Polar membran gerilim bileşenleri dağılımı-Kesme gerilim bileşenleri dağılımı-Isıl gerilim bileşenleri dağılımı-Enine kesme gerilim dağılımıYukarıda listelenen bütün dağılım grafikleri her üç aşama için ayrı ayrı yazdırılmıştır. Daha sonra seçilen parametreler, ANSYS sonuçlarıyla karşılaştırılmış ve birbirleri arasındaki hata payı paylaşılmıştır. Son olarak, kriyojenik akışkanlarla çalışılan silindirik basınçlı tankların farklı yüklemeler durumunda dikkat edilmesi gereken noktalar üzerinde durulmuş ve tasarımcı/üretimci için tavsiyelerde bulunulmuştur. In this thesis, stress distribution of the systems which works in cryogenic temperatures are analyzed specifically for pressure vessels. In the first chapter of this thesis, concept of thermal stress has been described. In this chapter, a guideline for designing a system at which the temperature changes are critical has been emphasized and some important parameters which are utilized during design process have been mentioned. The terms which indicates mechanical and thermal properties of the material which is going to be selected for the design have been explained. It is also depicted how to obtain these terms both analytically and numerically.In the second chapter, thermal stress for structures which are simpler than pressure tanks has been introduced. In this chapter, stress-strain formulas for the parts which are exposed to an uniform temperature distribution have been derived. Also, both analytical and numerical design methods have been presented for the situations which have a nonuniform temperature variation across the cross section or axially nonuniform temperature variation. Thermal force and thermal moment have been introduced in this chapter. In the third chapter, thermal moment concept has been explained. Assumptions and limitations of the analysis has been indicated. Deformation, stress, strain, etc. formulas have been derived for the systems that are exposed to thermal bending loading.In the fourth chapter, there are calculations and derivations for cylindrical pressure vessels. All the necessary derivations have been made for the systems which are exposed to axisymmetric loading or axial temperature variation.In the fifth chapter, a practical application of this thesis's topic has been studied. In this chapter, the liquid oxygen tank of TESOR Sounding Rocket which has been developed by Delta V Uzay Teknolojileri A.Ş., has been analyzed under various boundary conditions and loadings and all the necessary calculations have been made. It has been indicated that the results which are obtained from the analytical calculations will be compared with the results which are obtained from the ANSYS package program at the conclusion part. In the fifth chapter, firstly, the layout of the TESOR Sounding Rocket has been depicted via solid model. After that, the dimensions and the geometry of the liquid oxygen tank have been illustrated. Information about the liquid oxygen tank's material selection and its manufacturing methods have been shared. Liquid oxygen tank's loading condition during its operation which are LOX filling, pressurization and flight, respectively, has been explained. The analysis has been accomplished for all three stages of operation separately. Accordingly, at the first step, after the LOX filling the tank is cooled until it reaches 90 Kelvin and only thermal loading are run for this stage. All the calculations have been made until all the necessary inputs are obtained. After this point, a MATLAB code which is provided in APPENDIX of this thesis is executed in order to get the results. At the second step, the tank is pressurized to 70 bar in addition to thermal loadings. At the third step, the thrust loading which is occurred during the rocket's flight is added to step 1 and 2 conditions. In the same manner as the first step, the calculations have been made until all the necessary inputs are obtained. After this point, a MATLAB code which is provided in APPENDIX of this thesis is executed in order to get the results for second and third steps. The sixth chapter is the conclusions and recommendations part. All the results of the analysis which are achieved in the fifth chapter have been shared in this chapter with the results which are achieved from ANSYS package program. Also, details of the generated model for ANSYS and its boundary conditions have been explained in this chapter. The prepared MATLAB codes provide the listed parameter's distributions below:-Axial bending stress resultant distribution-Axial stress distribution-Deformation distribution-Hoop stress distribution-Polar bending stress resultant distribution-Polar membrane stress resultant distribution-Shear stress resultant distribution-Thermal stress resultant distribution-Transverse shear stress distribution All the distribution graphics which are listed above have been provided for all three stages separately. After that, selected parameters have been compared with the ANSYS results and error percentages with respect to each other have been given. Finally, the important points to consider while working with the cylindrical pressure vessels which is operated with cryogenic fluids under various types of loadings have been mentioned and recommendations for designer/manufacturer have been made. 125

Dış ortam şartlarında çalışan cihazların, makinelerin, sistemlerin yüzeylerinde su tutması, soğuk iklim şartları düşünülürse buzlanmaya neden olur. Oluşan buzlanma ise bu sistemlerin performansını düşürür. Bu sıkıntıyı önlemek amacıyla tez çalışmasında su tutmayan nanoyapılı yüzey tasarımı yapılmıştır.Yapılan literatür araştırmalarında bir çok kez deneysel olarak süperhidrofobik özelliği olduğu kanıtlanan yüzey geometri modelinin Sonlu Elemanlar Metodu-SEM (FEM- Finite Element Methods) kullanan, Bilgisayar Destekli Tasarım-BDT (CAM-Computer Aided Desing) ile tasarlanıp yine aynı metodu kullanan ve Hesaplanabilir Akışkanlar Dinamiği-HAD (CFD-Computational Fluid Dynamics) hesaplamaları yapan programlar ile de sanal ortama uygulanıp analizi yapılmıştır.Elde edilen sonuçlar tasarlanan yüzey geometrisinin süperhidrofobik olmasının yanı sıra sürtünme etkilerini de azaltacak hava akımı ve yüzey arasında bir boşluk filmi varmış gibi sürtünme etkilerinde avantajlar sağladığı saptanmıştır. Bu sebeple uçak kanatlarında buzlanma önleyici bir yöntem olarak düşünülen süperhidrofobik yüzeyin sanal olarak analizlerinin yapılmasının sürtünmeye olan olumlu etkileri de anlaşılıp günümüzde kullanılan buzlanma giderici ve önleyici yöntemlere ideal bir alternatif olabileceği düşünülmüştür. When the devices, machines and systems working in outdoor conditions keep the water on their surfaces, it may cause icing especially in cold climate conditions. That formed icing reduces the performance of these systems. In order to prevent this problem, a water-repellent nanostructured surface design has been made in this thesis studyConsidering the studies in the literature, surface geometry model -which has been proved many times to be superhydrophobic - has been designed by Computer Aided Desing (CAM) which use Finite Element Methods (FEM), and then applied to the virtual environment and analyzed via programs which again use the same method and make calculations of Computational Fluid Dynamics (CFD).The results show that as well as being super hydrophobic, the designed surface geometry also provides benefits in friction effects such as there is a gap layer between the air flow and the surface which will reduce the friction effects. For this reason, it is well understood the positive effects of superhydrophobic surface on friction in virtual analysis which is considered as an anti-icing method on aircraft wings and it is assumed that it can be an ideal alternative to the anti-icing and de-icing methods used today. 79

Розвиток літакобудування потребує постійного удосконалення системи технічного обслуговування літаків після їх введення в експлуатацію, яке має відповідати міжнародним нормам, вимогам та стандартам. Можливість своєчасного надання послуг у сфері обслуговування літаків повинна забезпечувати у подальшому якість транспортних послуг. На сьогоднішній день у світі існує проблема надання технічного обслуговування літаків поза межами заводіввиробників, тому є необхідність у створенні нових підприємств, які будуть надавати ці послуги в аеропортах та на спеціально обладнаних майданчиках поза їх межами. У статті проаналізовано процес створення нового підприємства, наведено дослідження застосування проектного підходу до реалізації організаційних проектів у сфері обслуговування літаків, виявлено особливості цих проектів, наведено їх класифікацію, проаналізовано проблеми з людським ресурсом, які можуть знищити ідею реалізації цих проектів, а також ідентифіковано ризики, що мають вплив на ці проекти. The current state of the development of aircraft industry requires continuous improvement of the scope of provision of maintenance services for airplanes after their commissioning, which must comply with international regulations, requirements and standards. The timely provision of services in the field of aircraft maintenance should ensure the quality of transport services in the future. This can be achieved by implementing a project approach not only in aircraft engineering, but also in the field of aircraft maintenance. The aim of the work is to identify the features of management by organizational projects in the field of aircraft maintenance. Today, in the world, there is a problem of airplanes maintenance outside the factories, so there is a need for the creation of new companies that will provide these services at airports and on specially equipped areas outside of them. The article analyzes the process of creating a new enterprise, examines the application of the project approach to the implementation of organizational projects in the field of aircraft maintenance, identifies the features of these projects, describes their classification, analyzes problems with human resources that can destroy the idea of these projects, as well as identified risks, which have an impact on these projects. According to the results of this study, it can be concluded that the development of models and methods for managing organizational projects in the field of aircraft maintenance is relevant and requires further development.

Infrared thermography is one of the effective non-destructive testing methods for damagecharacterization and identification in structural materials. Infrared thermography inducesa temperature variation on the specimen and monitors the surface temperature to detectdefects deep inside the structure. It offers advantages such as being a non-contact inspectmethod, the capability to scan large surface area and recording in real-time. Althoughvarious techniques have been developed for infrared thermography, lock-inthermography (LT) and pulse thermography (PT) are the most preferred ones due to theirrapid detection and in-service applicability. LT method uses sinusoidal heat waves indifferent frequencies, whereas PT, employs an instantaneous heat pulse to increase thespecimen's temperature and monitor its evolution to identify the defects due tomanufacturing and service conditions.This thesis focuses on both lock-in and pulse active thermography methods are used todetect different types of defects to assess the feasibility of these methods for non-iidestructive testing. To achieve this goal, delamination was first created in carbon fiberreinforced polymeric composites (CFRPC) during manufacturing, and then examined andcompared by two methods. Secondly, delamination, liquid ingress and debonding werecreated artificially during/after manufacturing in a glass/phenolic prepreg withNomexTM honeycomb core sandwich composites which is a widely used material in theaviation industry. The results were presented comparatively on the basis of advantagesand disadvantages. Moreover, the results were examined with acoustic emission (AE)method to have a better understanding of the delaminated sandwich structure.Finally, it is concluded that the most appropriate thermography method is LT method ascompared to another method, i.e. PT, used in the study in terms of depth andcharacterization of the defect. Using the results obtained in this thesis, barely visibledamage modes in CFRPC and phenolic-based sandwich structures used in the aviationindustry were detected by active thermography. In addition, the damage modes thatoccurred during the bending tests were correlated with AE. This makes a greatcontribution to the improvement of structural health monitoring of these materials in thefield of the aerospace industry Kızılötesi termografi, yapısal malzemelerde hasar karakterizasyonu ve tanımlanması içinetkili bir tahribatsız muayene yöntemlerinden biridir. Bu yöntem, numunede bir sıcaklıkdeğişimini tetikler ve yapının derinliklerindeki hataları tespit etmek için yüzey sıcaklığınıizlenmesini sağlar. Temassız kontrol yöntemi olan kızılötesi termografi yöntemi, genişyüzey alanını tarama ve gerçek zamanlı kayıt yapma gibi avantajları da sunar. Kızılötesitermografi için çeşitli teknikler geliştirilmiş olmasına rağmen, kilitli termografi (LT)tekniği ile flaş termografi (PT) tekniği hızlı tespiti ve servis kullanımı sırasındauygulanabilirliği gibi nedenlerinden dolayı tahribatsız hasar yöntemlerinden en çok tercihedilenlerdir. LT tekniği, farklı frekanslarda sinüzoidal bir ısı dalgası kullanır. Buna karşınPT yöntemi ise, numune sıcaklığını uyarmak için anlık bir ısı darbesi sağlar ve hatalarıtanımlamak için numune sıcaklığının evrimini izler.Bu tez, hem LT hem de PT yöntemlerine odaklanmaktadır ve bu yöntemlerin tahribatsıztestler için uygulanabilirliğini değerlendirmek üzere farklı türdeki kusurları tespit etmekiçin kullanılmaktadır. Bu amaca ulaşmak için, ilk önce üretim sırasında karbon fibertakviyeli polimerlerde (CFRP) delaminasyon oluşturuldu ve daha sonra iki yöntemle ivincelendi ve karşılaştırıldı. İkincisi, havacılık endüstrisinde yaygın olarak kullanılan birmalzeme olan NomexTM balpeteği çekirdekli sandviç kompozitlerle bir cam / fenolikprepreglerde üretim sırasında / sonrasında yapay olarak delaminasyon, sıvı girişi ve bağayrışması oluşturuldu. Sonuçlar, avantaj ve dezavantajlar temelinde karşılaştırmalı olaraksunulmuştur. Ayrıca, delamine olmuş sandviç yapıyı daha iyi anlayabilmek için sonuçlarakustik emisyon (AE) yöntemiyle incelenmiştir.Bu çalışmanın sonuçlandırılmasıyla, kusurun derinliği ve karakterizasyonu açısındançalışmada kullanılan diğer yöntemlere kıyasla en uygun yöntemin LT yöntemi olduğusöylenebilir. Bu tezde elde edilen sonuçlar sayesinde, havacılık endüstrisinde kullanılan,el ve çıplak gözle tespit edilemeyen CFRP ve fenolik bazlı sandviç yapılarda hasarmodları aktif termografi ile tespit edilmiştir. Ek olarak, bükme testleri sırasında meydanagelen hasar modları AE ile doğrulanmıştır. Bu çalışma, havacılık alanında katastrofik birarızayı önlemek için bu malzemelerin geliştirilmesine büyük katkı sağlamaktadır. 59