Search

With the widespread of unmanned aerial vehicles in the aviation industry, the importance of detailed examination of propellers, whose task is to provide thrust, has also increased. A propeller is a part that is formed by attaching more than one aerodynamically shaped blade to a hub and produces thrust by being rotated by a motor. The amount of thrust that is produced by a propeller depends on some parameters such as diameter, number of blades, pitch angle etc. The aim of this study is to investigate the thrust distribution along a propeller diameter section with the gradual increase of the hub diameter. Related studies show that the maximum thrust of a propeller is obtained in the region between 75% and 85% of the propeller length. In order to obtain the necessary data, numerical flow analyzes were made and the results were discussed. As a conclusion, at the very closer to the root of the propeller blade, the amount of produced thrust is considerably low compared to the near tip of propeller. Therefore, the thrust loss due to the increase of the propeller hub diameter is negligible and maximum thrust obtained in the expected region.

Nowadays, unmanned aerial vehicles with vertical take-off and landing (VTOL) capabilities are increasing. One of the reasons is that these vehicles can take off and land even in difficult conditions and does not need any runway. In design stages of unmanned aerial vehicles, certain design criteria are taken into consideration. VTOL vehicles, which are divided into tilt-wing or tilt rotor, used in areas such as operation areas, efficiency and cost advantage. In this study, CFD analysis is performed to determine the optimum configuration of the VTOL vehicle by considering the horizontal distance between the propellers and the number of propellers of a tilt-wing unmanned aerial vehicle. For this aim, effect of aerodynamic parameters such as thrust, velocity etc. of propellers are investigated. As a result of this study, the suitable propeller position on the wing and number of propellers for the VTOL vehicle are determined.

The aerodynamic performance of an aircraft directly affects the operating cost of the aircraft. The aerodynamic performance can be defined as the Cl/Cd ratio. To decrease operating cost Cl/Cd ratio must be increased. The main factor affecting the Cl/Cd ratio is the airfoil. Hence in this study, focused on a morphing airfoil during the flight to obtain maximum Cl/Cd ratio at a various angle of attack values. 2D CFD analysis is used in this study based on NACA63-215 airfoil and a new NACA36-215_1 airfoil which is modified NACA63-215. In analyses Cl/Cd ratio and flow separation were investigated as the performance parameters. At the end of the study, it was seen that the NACA63-215 airfoil should be used between 110-170 angle of attack, NACA63-215_1 should be used between 00-100, 180-230 angle of attack, to obtain maximum performance.

Airfoils are used to produce lift force to carrying the weight of the aircrafts. Aerodynamic forces are directly related to airfoil shape. The force parallel to the direction of relative motion is defined as drag, and the force perpendicular to the direction of movement is defined as lift. Hence, airfoil shape is directly affecting the aerodynamic performance of the wings. In this study, aerodynamic optimization of an airfoil is performed using computational fluid dynamic (CFD) analysis to increase the aerodynamic performance of the wings. Commonly used NACA 0012 Airfoil is optimized at different angle of attack values using a commercial CFD program ANSYS.

In this study, aerodynamic performance of NACA 63-215 airfoil was investigated. Aerodynamic performance of the airfoils is changed with respect to angle of attack (AoA) values. The AoA increases, the separation of the boundary layers on the upper and lower surface of the wing increases. This situation is effect on the aerodynamic performance. So aerodynamic parameters (lift coeff. and drag coeff.) at different AoA values were investigated. Also, flow separation was investigated at different AoA values.

Penetration is the most critical concept in ballistic studies. Penetration is defined as the ability to penetrate the target. Penetrator tip geometry and velocity are the most important factors in terms of the penetration. There are many limitations in increasing the velocity of the penetrator. Therefore, projectile geometry can be studied in this field. So, in this study, six different tip geometry of bullet are investigated in terms of the ballistic impact performance. Numerical simulations are performed in ANSYS program, which is the finite element program. Explicit dynamics toolbox is used to perform the numerical study. Six different tip geometry of bullet was modeled in 3D modeling program. The geometries are transferred to the ANSY workbench program. Initial velocity is accepted as 300 m/s for all conditions. Within this study, the impact energy performance of six different bullet tip geometry was obtained. In addition, stress and deformation results on the target were also compared.

Mechanical behaviors of materials are determined by experimental tests. In cases where the tests cannot be performed or a small number of samples can be tested, performing the numerical analysis is widely used for quick and reliable designs. This is particularly important for composite materials that are costly to design and manufacture but are widely used in many industries. Drop weight impact is a widely used test method to investigate the behavior of materials under the impact loads. Particularly in the areas where thin structures are frequently used, the behavior of materials under impact load is important. In this study, the behaviors of Carbon/Epoxy and Glass/Epoxy composite plates under the drop weight impact load was simulated. Composite materials have been used to have symmetrical fiber orientations. The effects of different configurations of Carbon/Epoxy and Glass/Epoxy composite plates are considered. Also, the thickness of the plate was increased by increasing the number of layers of the composite material and the effect of thickness increase on impact load was investigated. As a result, it is seen that the Carbon/Epoxy composite plate has higher impact resistance than the Glass/Epoxy composite plate. The deformation of the Glass/Epoxy composite plate is higher than the Carbon/Epoxy composite plate. The maximum impact force increases with thickness increase for both materials., Malzemelerin mekanik özellikleri deneysel testlerle belirlenir. Deneysel testlerin yapılamadığı veya az sayıda numunenin test edilebildiği durumlarda, sayısal analizlerin yapılması hızlı ve güvenilir tasarımlar için yaygın olarak kullanılır. Bu, tasarımı ve üretimi maliyetli olan ancak birçok endüstride yaygın olarak kullanılan kompozit malzemeler için özellikle önemlidir. Düşen ağırlık darbe testi, malzemelerin darbe yükleri altındaki davranışlarını araştırmak için yaygın olarak kullanılan bir test yöntemidir. Özellikle ince yapıların sıklıkla kullanıldığı alanlarda, malzemelerin darbe yükü altındaki davranışları önem arz etmektedir. Bu çalışmada, Karbon/Epoksi ve Cam/Epoksi kompozit plakaların düşen ağırlık darbe yükü altındaki davranışları simüle edilmiştir. Kompozit malzemeler simetrik fiber yönelimlerinde kullanılmıştır. Karbon/Epoksi ve Cam/Epoksi kompozit plakaların farklı konfigürasyonlarının etkileri dikkate alınmıştır. Ayrıca, kompozit malzemenin katman sayısı arttırılarak plakanın kalınlığı arttırılmış ve kalınlık artışının darbe yükü üzerindeki etkisi araştırılmıştır. Sonuç olarak, Karbon / Epoksi kompozit plakanın Cam/Epoksi kompozit plakaya göre daha yüksek darbe direncine sahip olduğu görülmektedir. Cam/Epoksi kompozit plakanın deformasyonu, Karbon/Epoksi kompozit plakaya göre daha yüksektir. Her iki malzeme için kalınlık artışı ile birlikte maksimum darbe kuvveti artmaktadır.

The impact performance of the material is criticalproperty in the weapon industry. In particular, the pressure distribution conceptin barrel has revealed the need to work on this issue. Therefore, the behaviorof the barrel was investigated, when the explosion pressure was realized in thebarrel. In this study, different pressure values were applied to the inside ofthe barrel to obtain a critical stress region. The barrel of the new generationlong-range sniper weapon of the American Barret company, which is legendarywith the M82A series, was used. 3D barrel model was created in SOLIDWORKSprogram. ANSYS workbench static structural toolbox wasused to perform the proposed study. Within this study, the critical points insniper weapon barrel were determined in terms of the stress and deformationconcepts.

In design stage, weight-strength balance is the most important factor to obtain minimum weight value. Try and error method is used to obtain this balance in the conventional design applications. In the last decades, topology optimization methods are used to calculate this balance. Topology optimization can be defined as the mathematical model, which optimizes material design space according to given constraints and boundary conditions under the applied loads. Also, the material can be balanced by applying topology optimization in terms of the stiffness. The main objective of topology optimization is to obtain strong and lightweight parts with the same characteristics as well as to reduce the amount of material in the parts. Weight of the vehicles is one of the main effective parameters in terms of fuel consumption for the structural engineering applications. Vehicles are subjected to weight load, brake load and centrifugal load when driving mode. Hence, within this study, topology optimization of truck chassis was investigated under the these loading conditions. ANSYS workbench program was used to perform the proposed study. Deformation and stress values of the chassis were investigated. Optimized model was compared with the conventional model. As a result of the study, nearly 14% mass reduction was obtained without exceed permissible stress values., Tasarım aşamasında, ağırlık-mukavemet dengesi minimum ağırlık değerini elde etmek için en önemli faktördür. Geleneksel tasarım uygulamalarında bu dengeyi sağlamak için deneme ve yanılma yöntemi kullanılmıştır. Son yıllarda, bu dengeyi hesaplamak için topoloji optimizasyon yöntemleri kullanılmaktadır. Topoloji optimizasyonu, uygulanan yükler altında verilen sınırlamalara ve sınır koşullarına göre malzeme tasarım alanını optimize eden matematiksel model olarak tanımlanabilir. Ayrıca topoloji optimizasyonu sayesinde malzeme rijitlik açısından dengelenebilir. Topoloji optimizasyonunun temel amacı, aynı özelliklere sahip güçlü ve hafif parçalar elde etmenin yanı sıra, parçalardaki malzeme miktarını azaltmaktır Taşıtların ağırlığı, yapısal mühendislik uygulamalarında yakıt tüketimi açısından etkili parametrelerden biridir. Araçlar sürüş esnasında ağırlık yüküne, fren yüküne ve viraj yüküne maruz kalmaktadır. Bu nedenle, bu çalışma kapsamında, kamyon şasisinin topoloji optimizasyonu bu yükleme koşulları altında uygulanmıştır. Önerilen çalışmayı gerçekleştirmek için ANSYS workbench programı kullanılmıştır. Şasinin deformasyon ve gerilme değerleri incelenmiştir. Optimize edilmiş model geleneksel modelle karşılaştırılmıştır. Çalışma sonucunda kamyon şasisinde izin verilen gerilme değerleri aşılmaksızın yaklaşık %14 oranında kütle azalımı elde edilmiştir.

Hardening can be defined as increase in the strengthof a material due to plastic deformation. A type of hardening, which is workhardening, is performed under the cold working conditions. In metallic solidspermanent change of shape is generally carried out on a microscopic scale bydefects called dislocations which are created by stress. In addition, Hardeningparameter is so critic for the computational plasticity. In this study, thehardening parameter, which has emerged from the variation of yield surfaceequation, has been considered. It has been isolated from hardening rule andinvestigated that the parameter must have a unique value for any hardeningrule.

Velocity distribution on the projectile is a critical specification in terms of the range and perforation concept of the projectile. The shape of the projectile affects the amount of perforation energy. In this study, velocity distribution and turbulence energy are investigated for the projectiles on different tip shapes by using Solidworks Flow Simulation. Three different projectile nose shapes are examined in this study (sharpen, semi-rounded and rounded). Initial velocity is accepted to be 500 m/s for all situations. It is determined that the velocity is less affected on the sharpen type projectile where the penetration becomes easier. At the end of this study, velocity and pressure distribution on the penetrators in different tip geometries are obtained. The maximum velocity decrease at the tip of penetrator is found to be as 57.5% for the rounded type projectile. When the results are investigated, it is clear that velocity loss is about 22.2% in sharp type projectile., Mermi üzerindeki hız dağılımı, merminin menzili ve delip geçme konsepti açısından kritik bir spesifikasyondur. Merminin şekli, delinme enerjisinin miktarını etkilemektedir. Bu çalışmada Solidworks akış simülasyon programı kullanılarak, farklı uç şekillerindeki mermiler için hız dağılımı ve türbülans enerjisi araştırılmıştır. Bu çalışmada üç farklı mermi uç şekli incelenmiştir. (Keskin, Yarı yuvarlatılmış, Yuvarlatılmış). Başlangıç hızı tüm durumlar için 500 m/s olarak kabul edilmiştir. Delip geçmenin daha kolay hale geldiği keskin uçlu mermilerin hızdan daha az etkilendiği tespit edilmiştir. Bu çalışmanın sonucunda farklı uç geometrilerine sahip mermiler üzerindeki hız ve basınç dağılımı elde edilmiştir. Mermi ucundaki en fazla hız düşüşü yuvarlatılmış mermi için %57,5 olarak bulunmuştur. Sonuçlar incelendiğinde, hız kaybının keskin tipli mermilerde ve yaklaşık %22,2 olarak bulunduğu açıkça görülmektedir.Anahtar Kelimeler: Hız dağılımı

Yukarıda bilgileri verilen dergimiz 2017 yılı 3sayısında 647-650 sayfa aralığında yayımlanmış olan makalenin yazarı tarafındangeri çekildiği bildirilmiştir., It is declared that the article given the details above and published in 3rd issue of 2017 on pp. 647-650 in our journal has been retracted by it’s author.

Bu çalışmada kanal fanının farklı hızlarda ürettiği itme kuvveti iki farklıdeneysel çalışma ile belirlenmiştir. İlk metotta kanal fanı durağan basınçnoktaları için delik açılmış bir boru içine yerleştirilmiştir. Durağan basınçbu sistemle ölçülmüştür ve kanal fanının itme kuvveti bu ölçümden yararlanarakelde edilmiştir. İkinci metotta kanal fanının itme kuvvetini elde edebilmek içinbir yay sistemi kurulmuştur. Bu iki ölçüm sisteminin sonuçları birbiriylekıyaslanmış ve sonuçlar tablolarda gösterilmiştir.

Bu tezin amacı helikopter rotor sistemini yenilikçi bir yaklaşım ile tekrar tasarlamaktır. Geleneksel helikopter sistemleri yenilendi ve kuyruk rotor sistemi ve kuyruk ortadan kaldırıldı. Helikopterin istikrarlı kalması için gerekli anti dönme momenti farklı sistemler tarafından dengelendi.Bu çalışmanın öncelikli amacı yeni bir helikopter sistemini kuyruk rotoru olmadan yeniden tasarlamaktır. Yeni sistemde helikopterin ana rotoru helikopterin altına yerleştirildi. Helikopter teorilerinden olan pala eleman ve momentum teorilerini kıyaslamak için bazı ölçüm sistemleri kullanıldı. Ölçülen datalar analizler tarafından doğrulandı. Helikopter konsepti tezin sonunda tamamıyla değiştirildi. Ana rotor geleneksel helikopterlerde kullanılandan farklı konumda yerleştirildi. Ana rotorun ürettiği dönme momenti helikopterin yenilikçi tasarımı ile dengelendi.Yeni helikopter sistemi geleneksel helikopter sistemlerine göre daha kompakt ve kararlı hale getirildi. Yeni sistem eski sisteme göre daha hafif hale getirildi. Kuyruk ve kuyruk rotoru kaldırıldığından dolayı aktarma problemleri ortadan kaldırıldı.Anahtar Kelimeler: Helikopter, Anti dönme momenti, Kuyruk rotoru, Helikopter Teorileri The purpose of this thesis is to redesign the helicopter rotor systems with an innovative approach. The conventional helicopter system is completely regenerated and the tail rotor systems have been removed. The required anti-torque is balanced by alternative systems.In the new system, the main rotor of helicopter is placed under the helicopter. Some measuring systems are used to compare the theories of helicopter design namely, blade element and momentum theory. Measured data are verified by the analysis.The concept of helicopter is completely changed at the end of the thesis. The main rotor is established in a different position from the conventional helicopter. The produced torque by the main rotor is balanced by the innovative design of helicopter.The new helicopter system is more compact and stable than conventional helicopter systems. The new system is lighter. Transmission problems have disappeared due to removable of the tail and the tail rotor.Key Words: Helicopter, Anti-Torque, Tail Rotor, Theories of Helicopter 102

Buçalışmanın amacı çok katmanlı karbon nanotüp ve termoplastik poliüretan ileoluşturulan nanokompozitlerin mekanik özelliklerinin incelenmesidir. Saftermoplastik poliüretan (TPU) ve farklı oranlarda karıştırılan çok katmanlıkarbon nanotüp (MWCNT) — termoplastik poliüretan nanokompozitlerinin çekmeözellikleri ölçülmüştür. Termoplastik poliüretan ve karbon nanotüpler plastikenjeksiyon makinesi tarafından karıştırılıp, standartlara uygun kalınlıktaşekillendirilmiştir. Oluşturulan levhalar CNC makinası ile uygun standartlara(ASTM-D412-C) göre kesilip çekme testi için deney numuneleri hazırlanmıştır.Hazırlanan deney numuneleri çekme testi makinası ile çekilip sonuçlardeğerlendirilmiştir. % 1 oranında çok katmanlı karbon nanotüp içerentermoplastik poliüretan — çok katmanlı karbon nanotüp nanokompozitinin en iyiçekme özelliklerini gösterdiği görülmüştür.

Bu çalışmanın amacı helikopter en önemli problemlerinden birini gidermektir. Bu problem helikopterin ana rotorunun dönüşünden dolayı oluşan ters torktur. Karmaşık ve detaylı mekanizmalar basitleştirilmiş ve oluşan ters tork için alternatif çözümler uygulanmıştır.Oluşan ters torkun hesaplanması ve ölçülmesi bu tezin birincil görevidir. Bundan dolayı durağan basınç ve yay sistemi, ters torku ölçmek için kullanılmıştır. Ayrıca pala eleman teorisi de ters torku hesaplamak için kullanılmıştır. Ölçüm ve hesaplamalarla doğrulanan tork yeni anti-tork sistemi tasarımı için kullanılmıştır.Yeni anti-tork sistemi var olan helikopterlerdeki kuyruk kısmını ortadan kaldırmıştır. Kuyruk rotoru kanal fanı ile değiştirilmiştir. Bundan dolayı daha küçük, hafif ve güvenli bir helikopter, kuyruk kısmına bakış açısından, tasarlanmış ve üretilmiştir.Anahtar Kelimeler: Helikopter, Anti-Tork, Kanal Fan, Pala Eleman Teorisi The purpose of this study is to eliminate one of the important problems of the helicopters. This problem is the created reverse torque on helicopters because of the rotation of the main rotor. The complicated and the detailed mechanism may be simplified and an alternative solution for the created reverse torque may be implemented. So, this thesis will concentrate on the innovative thoughts.The calculation and the measurements of the created reverse torque are the primary tasks of this thesis. The static tapping system and the spring system are used to measure the reverse torque. The blade element theory is used to calculate the reverse torque. The validated torque from the calculation and measurements has been used to design a new anti-torque system.The new anti-torque system has removed the tail part of an existing model helicopter. The tail rotor has been changed with a ducted fan. So a smaller, lighter and safer helicopter has been designed and constructed from the tail part point of view.Key Words: Helicopter, Anti-Torque, Ducted Fan, Blade Element Theory 77

ÖZETYENİLİKÇİ BİR KOAKSİYEL HELİKOPTERİN TASARIMIŞAVKIN, BurakYüksek Lisans Tezi, Uçak ve Uzay MühendisliğiDanışman: Dr. Öğr. Üyesi Mehmet Hanifi DOĞRUAralık 201957 sayfaBu çalışmanın amacı eş eksenli helikopter tasarımına yeni bir bakış açısı getirerek eşeksenli helikopteri kuyruksuz olarak tasarlamaktır. Kuyruk rotor sistemi döner kanatlıhava taşıtlarında sürekli problemlere neden olmuştur. Bu nedenle ilk olarak literatürdebulunan eş eksenli helikopterler ile ilgili çalışmalar incelenmiş ve bunların detaylarıçalışmanın içerisinde sunulmuştur. Çalışmanın hedefine uygun olacak şekilde, tekpervane ve çoklu pervane sistemlerinin itme güçlerini elde edebilmek için akışanalizleri gerçekleştirilmiştir. Analizlerde itme gücünü elde edebilmesinde amaçparametrelerinden yüzey parametreleri kullanılmıştır. Yapılan analizler pervanelerindeğişken dönme sayıları esas alınarak yapılmıştır. Bu şekilde pervanenin verilenrpm'lerde ne kadar itme gücü elde edebileceği belirlenmiştir. Bunlara ek olarak, analizsonuçları teorik hesaplamalar ile doğrulanmıştır. Hata oranları incelendiğinde hemteoriden hem analizlerden elde edilen sonuçların anlamlı olduğu görülmektedir. Eşeksenli çoklu pervane sisteminden elde edilen sonuçlar incelendiğinde tek pervanelisisteme göre daha fazla itme gücü elde edilebileceği tespit edilmiştir. Gerçekleştirilenanalizler hesaplamalar ile doğrulandıktan sonra kuyruksuz eş eksenli helikoptertasarımı yapılmıştır. Gerçekleştirilen tasarım ile daha güvenli bir sistem tasarlanmışolmaktadır.Anahtar Kelimeler: Eş eksenli helikopter, Tasarım, Akış Analizi. ABSTRACTINNOVATIVE DESIGN OF COAXIAL HELICOPTERŞAVKIN, BurakM.Sc. in Aircraft and Aerospace EngineeringSupervisor: Asst. Prof. Dr. Mehmet Hanifi DOĞRUDecember 201957 pagesThe aim of this study is to design a coaxial helicopter without tail by introducing anew perspective to coaxial helicopter design. The tail rotor system has causedcontinuous problems in rotary wing aircraft. For this reason, the studies related to thecoaxial helicopters in the literature have been examined and the details of these havebeen presented in the study. In accordance with the objective of the study, flowanalyzes were performed to obtain the thrust forces of single propeller and multiplepropeller systems. In the analysis, surface parameters which are one of the objectiveparameters were used to obtain the thrust force. The analyzes were carried out basedon the variable number of rotations of the propellers. In this way, it was determinedhow much thrust the propeller can obtain at the given rpm. In addition, the results ofthe analyzes were validated by theoretical calculations. When the error rates areexamined, it is seen that the results obtained from both theory and analysis aresignificant. When the results obtained from the coaxial multi-propeller system wereexamined, it was found that more thrust can be obtained than the single-propellersystem. After the analyzes were verified with calculations, tailless coaxial helicopterdesign was made. With the realized design, a more secure system was designed.Key Words: Coaxial Helicopters, Design, Flow Analysis. 74

Bu çalışmada, mevcut bir animasyon kullanılarak yeni bir dönerli silah mekanizması tasarlanmıştır. Tasarım ateşleme mekanizması yönünden geliştirilmiştir. Dönerli silahın parçaları ADAMS ve ANSYS sonlu elemanlar yazılımları kullanılarak analiz edilmiştir. Ateşleme sistemi basitleştirilmiş ve her iki yazılımda kullanılarak temas analizi yapılmıştır. Temas kuvveti Adams'ta hesaplanıp analiz için Ansys'te kullanılmıştır. Ateşleme mekanizması iğnesinin üç farklı uç geometrisi için yorulma analizi yapılmıştır. Buna ek olarak namlu titreşim analizi yapılmıştır. Titreşim analizi namlunun analitik çözümüyle doğrulanmıştır. Sayısal ve analitik çözüm birbirleriyle örtüşmüştür. Açık literatür ateşleme mekanizmasıyla ilgili herhangi bir analiz ya da sonuç içermediğinden analizler başka analizlerle karşılaştırılamamıştır. Tezin amacı dolayısıyla namlu içindeki patlama dahil edilmemiştir. In this study, a rotating gun mechanism has been drafted using an existing animation. The draft has been improved from the firing system point of view. The parts of rotary gun have been analyzed using ADAMS and ANSYS Finite Element software. The firing system has been simplified and analyzed for contact analysis using both software. The contact force has been calculated from Adams and used in Ansys for analysis. Hence the striker of firing mechanism has been analyzed for fatigue analysis for three types of tip geometry. In addition to this, barrel modal analysis has been done. The modal analysis has been validate to an analytical solution for the barrel. It has a good agreement with numerical and analytical solution. The open literature does not contain any analysis and results for the firing system so the analysis has not been checked in against to other research. Because of aim of thesis, the explosion in barrel has not been included. 76

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