Search

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

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.

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.

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.

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.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Bu çalışmada türbinin hareketsiz parçası olan stator üzerindeki akış sayısal yöntemler kullanılarak zamandan bağımsız ve zamana bağlı olarak çözülmüş ve akış karakteristiği anlaşılmaya çalışılmıştır. Zamandan bağımsız analizler yapılan modellemenin doğruluğunu göstermek amacıyla yapılmıştır. Kanat orta düzleminde kanat üzerindeki statik basınç katsayısı ve akışa dik kanat firar kenarına yakın kesitte toplam basınç katsayısı deney sonuçları ile kıyaslanarak sonuçların uyumluluğu gösterilmiştir. Uçağın farklı bir yöne dönüşü sırasında, girişteki akışın türbülanslı olması durumunda, türbinin önünde yer alan yanma odasında ani basınç değişiminin olması gibi durumlarda türbin girişindeki akışta bozuntular olabilir. Bu bozuntular farklı genlik ve frekanslarda olabilir. Bu çalışmanın ikinci kısmında girişte 10 Hz’lik bir salınımın olması durumu için sayısal analiz gerçekleştirilmiş ve akış incelenmiştir. Kanadın ilk orta yarısına kadar yüksek olan basınç dalgalanması kanat firar kenarına doğru azalmaktadır. Kanat firar kenarından bir kanat genişliği kadar arkada ise basınç dalgalanması durma noktasındakine göre %91.5 azalmaktadır. Sonuç olarak 10 Hz’lik bir bozuntunun statorda sönümlendiği, rotor üzerindeki akışa etkisinin olmadığı görülmüştür., In this study, the steady and unsteady flow analysis in stator which is a stationary part of the turbine, was done by using numerical methods and the flow characteristics were studied to understand. The steady state flow analysis has performed for verifying the numerical solutions. The static pressure coefficients on the blade wall at midspan and the total pressure coefficients on the plane, which was orthogonal to the flow and located about blade trailing edge, were compared with the results obtained from experiment. The numerical results were shown to be consistent with experimental results. There are unsteady disturbances in flow at the turbine inlet because of some reasons. That reasons can be turbulent flow at the entrance, the aircraft rotation in a different direction or sudden pressure change in the combustion chamber which is located in front of the turbine. This perturbation can be of different amplitude and frequency. In second part of this study, the unsteady analysis were performed for the case of 10 Hz oscillation at inlet. Pressure fluctuation decreased from first half of the blade toward the blade trailing edge. The amplitude of the pressure fluctuation at a point which was located at one chord backward from the trailing edge was 91.5% less than at stagnation point . As a result, all results show that 10 Hz oscillation at stator inlet is damped by stator. So there is no any effect on the flow where the rotor inlet., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Bu tez çalışmasında; Bilim, Sanayi ve Teknoloji Bakanlığının desteğiyle yürütülmüş olan, 529.STZ.2013-2 numaralı SAN-TEZ projesi kapsamında kompozit malzemeden üretilecek olan kompozit bir şaftın tasarımı, bilgisayar destekli analizi ve kompozit şaftın katman sıralaması konusunda bir optimizasyon çalışmasının detayları sunulmuştur. Bu proje onsekiz aylık bir döneme yayılmış olan iş paketleri altında değerlendirilmiş olup bu iş paketleri altında konsept tasarım'dan optimizasyona gerek teorik gerek analiz çalışmaları birbirleriyle kıyaslandırılarak sonuçları paylaşılmıştır. Çalışmamızda öncelikli olarak; belirli geometrik, yapısal ve üretime bağlı detaylara göre güvenlik katsayıları baz alınarak bir konsept tasarım ortaya konulmuştur. Konsept tasarım incelendiğinde mevcut yapı, bir tüp ve iki hooke bağlantı elemanından oluşmaktadır. Hooke mafsalların piyasada çeşitli standartlara göre tasarlanıp üretildiği göz önünde bulundurulduğunda, çalışmada üzerinde durulacak olan husus, kompozit bir tüpün tasarlanmasına indirgeniş olacaktır. Ancak bu durum yeni bir çalışma alt başlığını da beraberinde getirmektedir. Bu başlık ise kompozit tüp ile metal mafsal eleman arasında gerçekleşecek olan bağlantı yöntemidir. Kompozit ve Metal malzemeler arasındaki bağlantı yöntemleri gerek literatür gerek patent gerek ise çeşitli tecrübelerle elde edilmiş yöntemlerin irdelenerek üretilebilirliğe uygun ve gerekli yapısal özellikleri sağlayacak olan çalışmalar vasıtasıyla çeşitlendirilmiştir. Bu anlamda bağlantı metodu olarak bir sıkı geçme, bir de yapıştırma uygulaması üzerinde durulup sonuçlar detaylı olarak incelenmiştir. Kompozit tüp oluşturulurken öncelikle bir ilkel tasarımdan (on katman) yola çıkılarak tüpün statik durumda bir ucundan ankastre diğer ucundan tork uygulamasının yapıldığı koşul altında Tsai-Wu dayanım oranı baz alınarak, güvenlik katsayısı 2 olarak seçilerek gerekli katman sayısı elde edilmiştir. Elde edilen yapının gerek burkulma gerek ise minimum eğilme doğal frekans değerine ulaşabilmesi için, katman sayısı değiştirilmeden, üretime uygun düşük sarım açılı katmanlar ilave edilerek toplamda on beş farklı model ortaya konulmuştur. Sonrasında on beş model sonlu eleman tabanlı analiz programı Abaqus aracılığıyla modellenip analiz edilerek teorik çözümlemeyle ulaşılan değerler ile sonuçlar mukayese edilmiştir. Çalışmanın ikinci bölümünde, aracında dinamik durumunda yapısal davranışında etkili olacak olan modal analizler yapılmıştır. Modal analiz hesaplamaları serbest-serbest sınır koşulları altında tamamlanmıştır. Modal analiz için verilen teorik sonuçlar ise mevcut yapı için minimum değeri veren formüle dayanmaktadır. Tez çalışmasında ayrıca kompozit tüp katman oryantasyonu ile ilgili olarak bir optimizasyon çalışması yapılmıştır. Optimizasyon çalışmalarında genel olarak amaç; pahalı uygulamaların maliyetini düşürmek, mekanik olarak ergonomik bir yapı elde etmek şeklinde sıralanabilir. Bizim çalışmamızda optimizayson çalışmasında hedef ise üç farklı amaca eş zamanlı olarak hizmet edecek yapının sağlanması ve böylelikle yapının beklenen yapısal davranışı göstermesidir. Yapısal optimizasyonu birçok farklı optimizasyon teorisi ile gerçekleştirmek mümkündür. Ancak yöntemlerden birçoğu istenen global değerleri sağlayamayacak ya da çözüm süresini artıracaktır. Bu tip çalışmalarda literatür araştırmaları ise teorik olarak ilgilenilebilecek başlıkların sayısını ikiye düşürmemizi sağlamaktadır. Bunlar genetik algoritma ve parçacık sürüsü optimizasyon metodlarıdır. Genetik algoritma, biyolojik tabanlı bir yöntemdir ve ilgilenilen amaç fonksiyolarının global optimum değerlere yakınsaması hususunda gerekli yaklaşımları göstermesi açısından mutasyon, crossing over gibi bazı geri besleme sağlayacak özelliklere sahip olması açısından tercih edilmektedir. Ancak, problemimizde ele alınan amaç fonksiyonunun birden fazla ve karmaşık olması sebebiyle çözüm süresini artırmaktadır. Bu sebeple çalışmamızda daha basit ve hızlı çözüm üretecek olan parçacık sürüsü optimizasyon algoritması tercih edilmiştir. Parçacık sürüsü optimizasyonu yöntemi, balık ve kuş sürülerinin beslenme davranışlarının incelenerek sayısal olarak ifade edilmesi üzerine ortaya çıkarılmış olan bir optimizasyon yöntemidir ve herhangi bir problem üzerinde uygulaması yapıldığında her bir parçacık beslenme ihtiyacını giderme amacında olan bir kuş olarak düşünülebilir. Burada ilgili parçacık amaç fonksiyonunun değerini iyileştirme amacında olan yani besine ilerlemekte olan kuş olarak düşünüldüğünde, ilgili parçacığın yön ve hız vektörleri fonsiyon değerini örneğin bir maksimizasyon probleminde her bir iterasyon sonucunda en iyi konumdaki parçacığa göre konum ve hız vektörlerini güncelleyerek en kötü konum ve hıza sahip parçacığın amaç fonksiyonunu iyileştirmek adına katkıda bulunmasını sağlamaktadır. Tez çalışmasında ilgilenin üç amaç fonksiyonu; Tsai-Wu dayanım oranı değeri, minimum eğilme doğal frekansı değeri ve burulma kaynaklı burkulma kritik tork değeri şeklindedir. Bu üç amaç fonksiyonundan eğilme doğal frekans ve burulma kaynaklı burkulma kritik tork değerlerinin hesaplandığı amaç fonksiyonları basit formüller olarak doğrudan ifade edilebilmektedir. Bu formüllerde yapıyla ilgili değişkenler ile mekanik özellikleri ifade eden elastiside değerleri sabit değerler olarak kabul edilmiştir. Bağımsız değişken olarak ise elyaf sarım açısı ve katman dizilimi seçilmiştir. Tsai-Wu dayanım oranı değerinin hesaplaması bir takım çözümlerin art arda yapılmasına dayanmaktadır. Burada birçok bağımsız değişken olarak seçilebilecek nicelik bulunmaktadır. Bu nicelikler gerek tez içeriğinde teorik yaklaşım başlıkları altında verilen formüllerde gerek ise optimizasyon başlığı altında verilen akış diyagramlarında görülebilmektedir. Ancak diğer iki amaç fonsiyonunda olduğu gibi Tsai-Wu dayanım oranı hesap akışında da elyaf sarım açısı ve katman dizilimi bağımsız değişken olarak düşünülerek literatürde yer alan üç farklı katmanlama yapısına göre; simetrik, simetrik-dengeli ve rastgele durumları için 3 farklı kompozit tüp model oluşturulmuş ve sonuçları verilmiştir. Tez çalışmasında son olarak ise, kompozit tüp ve metal mafsal arasındaki bağlantı yöntemi üzerinde durulmuştur. Değinilen iki bağlantı yöntemi; yapıştırma ve sıkı xxiii geçme bağlantısı için ayrı iki model oluturularak önce konsept model sonrasında teorik hesaplamalar ve son olarak ise Abaqus ile statik analizler gerçekleştirilerek uygulamaların uygunlukları değerlendirilmiştir., In this study; Science, which was conducted with the support of Industry and Technology Ministry, 529.STZ.2013-2 number SAN-TEZ project, which will be made from composite materials, composite drive shaft design whic includes computer-aided analysis details and optimization study were presented on composite shaft of the layer stacking sequence. This eighteen-month project is evaluated under the work packages that need to be spread over a period. From the theoretical solution portion to computer based analysis of the model and to the study of optimization portion, the whole results are discussed by making comparings with each results. As a priority in our study; geometric specific safety factor according to the structural and production details have been revealed on the basis of a conceptual design when examining existing structure concept design consists of a tube and two hook connection elements. When considering that the joint Hooke designed and manufactured according to various standards in the market, which will focus on issues in the study, the design of the composite will be the reduced tube. However, this case raises a new study in the subtitle. This title is the method which will be held in connection with the composite tube and metal joint elements. The required connection method between composite and metallic materials must have been diversified through the patent literature should work to ensure that appropriate and necessary structural features examined reproducibility of the method were obtained through various experiences. In this sense, an interference fit as the connection method, one is folded over the bonding results were analyzed in detail. Building composite tube began initially a primitive design (one layer), starting tube static state under the condition where the torque application from the one end other one is from the another end and Tsai-Wu strength ratio based on a safety factor was obtained the required number of layers selected as 2. The resulting structure is needed to achieve the required minimum bending buckling natural frequency, without changing the number of layers it has been introduced by adding a total of fifteen different models suitable low angled winding layers production. Fifteen models analyzed and modeled through finite element analysis program based Abaqus results with theoretical solutions were compared with values achieved after. In the second part of the study, modal analysis, which will be effective in the case of dynamic structural behavior of the vehicle it is made. Modal analysis calculations have been completed under free-free boundary conditions. The theoretical results for modal analysis is based on the formula that the minimum value for existing buildings. In this thesis an optimization study is also made with respect to the orientation of the layer composite tubes. To optimize the overall objective; To reduce the cost of expensive application it can be arranged as to obtain a mechanically ergonomics. The objective of our study to ensure the structure will serve optizational working simultaneously on three different purpose and is thus expected to show the structural behavior of the structure. Structural optimization is possible to perform many different optimization theory. However, many of these methods can not achieve the desired global value or will increase the time resolution. Literature in this type of work allows us to reduce to two the number of titles that can be dealt with if theoretically. These are the genetic algorithm and particle swarm optimization method. Genetic algorithm is a method of bio-based and mutations in terms of showing the necessary approaches to the convergence point for the global optimum value of interest objective function, crossing over like is preferred since it is packed with features that provide some feedback. However, since the problem has to be dealt with multiple and complex objective function increases the resolution time. For this reason, our work easier and particle swarm optimization algorithm that will produce quick solutions are preferred. Particle swarm optimization method, examining the fish and bird feeding behavior is a method of optimization is revealed upon quantified and considered a bird with the aim of removal of each particle nutritional needs of the application carried out any problems. When considered here as bird advancing food so with the aim of improving the value of the corresponding particle objective function by updating its position and velocity by particles in the best position on the results of each iteration the value of function regarding particle's direction and velocity, for example, in a maximization problem is the worst position and the particles have speeds in order to improve the objective function it is to ensure contribute. Three objective function is interested in the thesis; Tsai-Wu strength ratio value, minimum value of flexural and torsional natural frequency is in the form of critical buckling-induced torque. That this calculation of bending and torsional natural frequency purpose induced torsional torque of the three critical functions of the objective function can be expressed directly as simple formulas. Elasticity values representing the mechanical properties associated with the structure In these formulas the variables are assumed to be constant values. The independent variables fiber winding angle and layer sequence is selected. Calculation of the Tsai-Wu strength value is based on the performed repeatedly a number of solutions. There are many arguments as the quantity that can be selected. The content of this thesis required quantities needed in the formula given under headings theoretical approaches can be seen in the flow diagram given under the title optimization. However, as in the other two objective functions Tsai-Wu strength ratio of the fiber winding angle in the calculation flow and layer sequence as an argument in the literature by considering three different layering structure; symmetrical, three models for different composite tube-balanced and symmetrical random situations created and the results are given. Finally the thesis is focused on the method of connection between the metal and composite tube joint. Mentioned two connection methods; After bonding concept models and theoretical calculations before building the model for retaining two separate connection and finally compliance with Abaqus applications were evaluated by performing the static analysis. All in all, the thesis includes the topics from the concept design to optimization of the concept and the concept has been developed both theoretical and analysis by using commercial prograrams that's for obtaining model in better condition. The final condition of the composite tube is ready to get used in fabrication step of design processes., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Mercedes- Benz Türk A.Ş. Ar-ge Merkezi; Almanya, İspanya ve Türkiye’ de üretilen tüm Mercedes ve Setra marka otobüslerdeki yakıt tanklarının tasarım, geliştirme ve test sorumluluğunu üstlenmiştir. Önceleri yakıt tanklarında konvansiyonel çelik yakıt tankları kullanılıyorken, kolay şekil verilebilirliği, korozyon direnci gibi avantajları göz önünde bulundurularak plastik yakıt tanklarına geçiş yapılmasına karar verilmiştir. Bu geçiş sürecindeki Ar-Ge çalışmaları da Mercedes Benz Türk A.Ş Ar-Ge merkezinde yürütülmektedir. Malzeme değişikliğiyle birlikte plastik malzeme özelliklerinin belirlenmesi gerekliliği doğmuştur. Bu özelliklerin belirlenmesiyle birlikte ürün geliştirme aşamasındayken bir simülasyon metodolojisi ile tasarıma yön verilmesi planlanmaktadır. Böylelikle yakıt tankı dayanımının ölçüldüğü sarsma tablası ile yapılan test sayısı azaltılması ve zaman ile iş gücü kazanımı sağlanması hedeflenmiştir. Bu kapsamda üniversite-firma işbirliği yapılarak San-tez proje onayı alınmış ve bu kapsamda çalışmalar gerçekleştirilmiştir. Plastik yakıt tanklarından alınan numuneler kullanılarak, malzemenin mekanik özellikleri İstanbul Teknik Üniversitesi Uçak Uzay Bilimleri Fakültesinde bulunan üniversal test makinasında yapılan kupon testleri ile elde edilmiştir. Plastik malzemeye ait çekme, basma değerleri, akma sınırı, Elastisite modülü, poisson oranı gibi malzeme özellikleri oda sıcaklığı, sıcak ortam ve soğuk ortam için testler yapılarak belirlenmiştir. Ayrıca yorulma analizlerinde kullanılan S-N eğrisini elde etmek amacıyla yorulma testleri gerçekleştirilmiştir. Elde edilen bu malzeme özellikleri sonlu elemanlar analizlerinde kullanılmıştır. Firma tarafından seçilen örnek yakıt tankının katı modeli CATIA kütüphanesinden alınıp sonlu elemanlar yazılımı olan MEDINA'ya transfer edilerek sonlu elemanlar çözüm ağı oluşturulmuş, Permas programı kullanılarak statik ve dinamik analizler gerçekleştirilmiştir. Proje kapsamında gerçekleştirilen bu analizin sonuçları kullanılarak bu tez kapsamında yorulma analizleri gerçekleştirilmiştir. İstanbul Teknik Üniversitesi’nde yapılan malzeme testlerinden elde edilmiş olan S-N eğrisi kullanılarak FEMFAT yorulma analizi programı ile hasar analizi yapılmıştır. Malzeme testleri ile elde edilen çekme, basma, eğilme test sonuçları ve S-N eğrisi kullanılarak malzeme dosyası oluşturulmuştur. S-N eğrisi için FEMFAT programına sonsuz ömür limiti (endurance cycle limit), S-N eğrisinin eğimi, sonsuz mukavemet değeri ve kırılmama olasılığı (survival probability) değerleri kullanılarak R= -1 için lineer S-N eğrisi elde edilmiştir. Analizlerde S-N toplam ömür yöntemi kullanılmıştır. Bu yöntem en çok kullanılan yöntemdir. Bu yöntemde genel kesitteki veya lokal bir bölgedeki elastik gerilme değeri toplam ömürle ilişkilendirilmektedir. Toplam ömür yöntemi elastik bölgede kompozitler, plastikler ve demir dışı metallerden yapılmış malzemeler için de kullanılabilir. Bu yöntem ayrıca her türlü rastgele titreşim uyarılı yorulma problemlerinde kullanılabilmektedir. Hem anazilerde hem testlerde aynı kötü yol verisi kullanılmıştır. Yorulma analizleri her bir doluluk oranı için kötü yol verisinin uygulanmasıyla gerçekleştirilmiş ve 1 teste karşılık gelen hasar hesaplanmıştır. Toplam hasar Mercedes-Benz Türk A.Ş. test ekibinin kullandığı sarsma tablası test sayısı ile çarpılarak bulunmuştur. Hasar analizleri gerçekleştirilirken öncelikle 7 mm kalınlığındaki tank için testlerle elde edilmiş olan malzeme sonuçları kullanılarak yorulma analizleri tam dolu, ¾ , yarı dolu ve ¼ dolu olmak üzere 4 farklı doluluk oranı için gerçekleştirilmiştir. statik, dinamik ve yorulma analizleri sonuçları farklı doluluk oranlarına göre değerlendirilerek yakıt tankı üzerinde en iyileme çalışmaları yapılmıştır. Öncelikle 7 mm olan tank cidar kalınlığı 9 mm’ye çıkartılarak analizler tekrarlanmış ve sonuçlar irdelenmiştir. Optimizasyon sürecine öncelikle geometrik düzeyde başlanmayarak, tank cidar kalınlığı arttırımına gidilmiştir. Ardından ise geometrik olarak tank üzerinde değişimler yapılmıştır. 9 mm kalınlığındaki tank için dört doluluk oranları için hasar analizleri gerçekleştirilmiştir. Bu analizlerin devamında proje kapsamında geometrik optimizasyon yapılmış olan tankın tam dolu durumu için yorulma analizi gerçekleştirilmiştir ve tez kapsamında sunulmuştur. 7mm ve 9mm kalınlığındaki tankların farklı doluluk oranlarındaki 1 çevrim için elde edilen hasar analizi sonuçları incelendiğinde, 1/4 ve 2/4 doluluk oranlarında dinamik ve yorulma analizlerinde çok düşük değerlerde hasar meydana gelirken, 3/4 ve 4/4 dolu durum kritik durumlar olarak ortaya çıkmıştır. Optimizasyon sürecinde kalınlığın artırılması ile gerilme ve RMS değerleri azalmış; buna bağlı olarak hasar değerlerinde de azalma meydana gelmiştir. 7 mm kalınlığındaki tank ile kıyaslandığında ön bölgedeki değerlerde azalma meydana geldiği görülmüştür. Optimizasyonu yapılmış olan A1 tankının 1 test çevrimine karşılık gelen hasar analizi sonuçları incelendiğinde 7 mm kalınlığındaki tanka göre özellikle ön bölgede hasar azalmaktadır. Böylece tam dolu tank için 1 test çevrimdeki hasar; 7 mm için 0.0125, 9 mm tank için 0.011 ve optimize edilmiş A1 tankı için ise 0.00414 değerini almıştır. Böylece ön bölgedeki yorulma analizleri sonucuna göre geometrik iyileştirmelerle yapılan A1 tankı, yine 9 mm kalınlığındaki tanka göre 2.65 kat ‘daha uzun ömürlü’ bir tank olmuştur. Bu çalışma Sanayi ve Çalışma Bakanlığı’nın 0488.STZ.2013-2 numaralı San-Tez projesi kapsamında gerçekleştirilmiştir. İstanbul Teknik Üniversitesi Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi ve Mercedes Benz Türk A.Ş. tarafından birlikte yürütülmektedir. Proje, nisan 2014 tarihinde başlamıştır ve devam etmektedir., Mercedes-Benz Turk Inc. R & D Center; Germany, Spain and Turkey is responsible for production, development, testing and design of the fuel tanks in all Mercedes Setra brand buses. In past, conventional steel fuel tanks were used, after that, with the changing material it began to change with the transition to plastic fuel tanks. R & D studies in this transition process is carried out in Mercedes Benz Turk AS R & D Center. In this context, the determination of the properties of metarials and at the stage of product development with an simulation methodology are planned to provide direction to the design. Thus, the strength of the fuel tank made by the vibration table tests measured the number of the gain reduction and aimed at providing the workforce with time. In this context, unıversity company cooperation was made and studies were performed with San-Tez approval. The use of non-metallic materials has become increasingly common in recent years. In the begining changes taking place in the parts which not require strength, with widespread use of composite meterials at the region of needing resistance non-metallic material usage has become widespread. Because of advantages of lightweight, corrosion resistance, easy shapability and being inexpensive plastic is spreading day by day. These advantages are taking into consideration, transition is made from the steel fuel tanks to plastic fuel tanks. With this transition, determination of mechanical properties of the plastic material requirements was occured. Using samples taken from the plastic fuel tank, mechanical properties of the material at Istanbul Technical University Faculty of Aeronautics and Astronautics were obtained by universal testing machine made in coupon tests. Tensile, compression material testing of plastic meterial conducted in hot and cold environment conditions and material properties such as yield point of the material, modulus of elasticity, Poisson's ratio were determined. Thermal expansion coefficient of the material found. Also fatigue tests to obtain the S-N curve used in fatigue analysis were conducted. In the fatigue test was initiated as a push-pull test it was decided to be done on samples bending fatigue test due to the extreme to show ductile behavior of the material. The main specification of a simple plastic material is not only being stable in the room temperature but also being able to get reshaped under some certain temperature and pressure values. Plastics are commonly used in the manufacturing process of daily consumption products & automative industry. The main reason of this situation is that; plastics can easily be reshaped, in addition to this, mostly have softness, dielectricity, non-flammable features. These all are constructing the rational base that explains why “the demand” has been increasing during last few decades. Fatigue for materials is recognized as changes of material's structures under variable stresses. Damage in fatigue exists by small cracks grow by time via the effect of variable stresses. There are several factors in order to affect fatigue behaviour of materials such as stress condition, structure and type of materials, effects of residual stresses, dimensional of internal defects in process of production, distribution of material load direction, grain size, corrosion/erosion conditions, higher/lower temperature. Solid model of instance fuel tank chosen by company, taken from CATIA library and transfered to MEDINA which was have finite elements software and finite elements network solutions created. Using the results of this analysis carried out under the project fatigue analysis was carried out within the scope of this thesis. Using S-N curve obtained from material tests done at the Istanbul Technical University, damage analysis was carried with fatigue analysis program FEMFAT. Material file has been created with using S-N curve and tensile, compression, flexural test results obtained by material tests. FEMFAT is a software program which can perform fatigue analyses in combination with widely used finite element programs like NASTRAN, ABAQUS, ANSYS, I-DEAS, MEDINA, PATRAN, PRO/MECHANICA. At the begining of the design process FEMFAT provides engineers with reliable information on the fatigue life of structures. By the help of the FEMFAT analysis program provides gaining time and cost consuming when tests are scheduled. Thus improving critical points and reducing the total weight can be done and it results in high-level prototypes and therefore leads to less tests. At the end of the analysis, the results can be taken as damage, safety factors of endurance or static load as well as stresses, ratio and multi axiality[22]. Endurance cycle limit, tangent of S-N curve, infinite strength, survival probability parameters are implemented into FEMFAT software while R = -1 for obtaining S-N curve. In the analysis that have been done in this work, S-N total duration method, which is the most popular one among the ohters, is used. By using this method, elastic stress values occuring on the whole intersection or on a local area are being related total endurance life. Total endurance life method can be used for both composites, plastics, metals except iron and only if they are on the elastic zone. In addition to these specifications, this method can also be used for fatigue problems that have random vibration excitations. For both analysis and tests, same “bad-way data” is used. Fatigue analysis have been done by applying bad-way data for every rate of fullness and damage that is a result of a single test is calculated. Total damage is calculated by using vibration table that belongs to Mercedes Benz Turk. Damage analysis have been done following these steps; firstly, material test results are obtained using the experiments for tank that has 7 mm thickness, secondly, by using the results that are obtained in the first step, fatigue analysis have been complated for full, ¾ of full, half of full and quarter of full tanks. Static, dynamic and fatigue analysis are evaluated in terms of different rate of fullness, and then, optimization techniques are discussed on how to improve these parameters. Thickness of tank is increased to 9 mm and the difference occuring on the test results are discussed. Optimization design is done using geometric perspective and final thickness is determined according to some geometric criterion. The analysis have been done for 9 mm thickness tank with four different rate of fullness. After these analysis, fatigue analysis has been done for the tank that is designed with geometric optimization method, and the results are presented. After observing the damage analysis for 7 mm and 9 mm thickness tanks in one loop, it is conculed that, dynamic and fatigue analysis results have respectively less damage values for 1/4 and 2/4 rate of fullness, while critic situations occur for 3/4 and 4/4 rate of fullness cases. To sum up, increasing thickness gives a results that; stress and RMS values are getting decreased, hereby so are damage values. The results obtained when damage analysis of optimized A1 tank in one loop is investigated are that; the one that has done with 7 mm are more proone to have damage on the front zone of tank. Therefore, the damage values for full tank in one loop can be expressed as follows; 0.0125 for 7 mm thickness, 0.011 for 9 mm thickness and the last one, it is 0.00414 for optimized A1 tank. As a results, A1 tank designed to optimize front zone fatigue results has 2.65 times more life endurance compared with 9 mm tank. This work, which is a collabrotaion project of Mercedes Benz Turk A.Ş and İstanbul technical University, is supported by the Rupublic of Turkey, Ministry of Science,Industry and Tecnology under the project number [0488.STZ.2013-2] ., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Bir turbofan motor fanının yapısal davranışının incelenmesi ve optimizasyonu isimli tezde turbofan motor fanı yapısal optimizasyonu yapılmıştır. Optimizasyon en iyi çözümü veya en iyi tasarımı bulmak anlamına gelmektedir. Turbofan motor fanının optimizasyonunda CFM 56-7motoru örnek alınmıştır. CFM 56 serisi motorları sivil havacılıkta birçok uçak modelinde kullanılmıştır ve günümüzde en yaygın kullanılan motorlardandır. Havacılık sektöründe uçan aracın ağırlığı sistem performansı açısından çok önemlidir. Bu nedenle uçak motorlarının performansını arttırmaya yönelik çalışmalar yapılmıştır ve hala yapılmaktadır. Optimizasyon için en az bir hedef gerekmektedir. Bir sistemin ağırlığı, maliyeti, süresi veya performansı gibi etkenler hedef olarak seçilebilmektedir. Bu çalışmada kütlenin azaltılması amaçlandığından hedef fonksiyonu olarak kütle seçilmiştir. Fan çalışma şartı olarak 4200 rpm seçilmiştir ve bu çalışma şartı için fanın yapısal olarak uygun olması gerekmektedir. Fan üzerinde oluşacak gerilmelerin 1.1 emniyet katsayısı ile sınırlı olması şartı istenmiştir. Bunun yanı sıra fan kanat ucu uzamalarının 30 mm’den daha fazla olmaması istenmiştir. Bu nedenle optimizasyonda kütle hedef fonksiyonu ile birlikte gerilme ve kanat ucu uzaması kısıt fonksiyonları oluşturulmuştur. Optimizasyon sırasında fan malzemesi olarak Al 7050-T7651 veya Ti-6Al-4V malzemeleri kullanılmıştır. Al 7050-T7651 malzemesi alüminyum alaşımlı bir malzemedir. Ti-6Al-4V malzemesi ise titanyum alaşımlı bir malzemedir. Her iki malzeme türü de uçak motorlarında yaygın kullanılmaktadır. Al 7050-T7651 ve Ti-6Al-4V malzemeleri yoğunlukları düşük olmasının yanında dayanımları yüksek olan bir malzemelerdir. Optimizasyon sonunda bu malzemelerden Al 7050-T7651 malzemesinin en iyi sonucu verdiği görülmüştür ve optimum model uygunluk analizlerinde Al 7050-T7651 malzemesi seçilmiştir. Fan 22 kanatçıktan oluşmaktadır ve 1.55 m çapa sahiptir. Optimizasyon çalışması için fan parametrik tasarlanmış olup fan kanatçık profilleri ve fan gövdesi boyutları değiştirilmiştir. Optimizasyon çalışması sırasında fan statik yapısal analizleri yapılmıştır ve bu analizlerde ANSYS programı kullanılmıştır. Analiz sınır şartı olarak fan, gövde mil deliğinden dönme hareketine izin verilecek şekilde tutulmuştur. Yükleme şartları için 4200 rpm dönüş hızı verilmiş ve fan kanatçıklarının basma yüzeylerine basınç etki ettirilmiştir. Basınç değerleri turbo makine formülleri ile hesaplanmıştır. Fanın sonlu elemanlar ağ yapısında tetrahedral elemanlar kullanılmıştır. 230520 eleman kullanılan sistemde eleman kalitesi 0.82 olup ANSYS çözümlerinde iyi seviye kabul edilen bir kalitedir. Başlangıç tasarımının optimizasyon kısıtlarını sağlayıp sağlamadığı kontrol edilmiştir. Başlangıç tasarımı Al 7050-T7651 malzemesi için gerilme ve kanat ucu uzaması kısıtlarını sağlamaktadır. Ancak fan malzemesinin Ti-6Al-4V olarak seçildiği durumda kanat ucu uzaması 30 mm üzerinde çıkmıştır. Ti-6Al-4V malzeme fanın kanat ucu uzama kısıdını sağlaması gerekmektedir ve bu nedenle fan gövde boyutlarının ve kanatçık profillerinin değiştirilmiştir. Tüm bu değişiklikler modeFRONTIER optimizasyon programı ile otomatik olarak yapılmıştır. Fan kanatçık profilleri ve fan gövdesi boyutları için 13 parametre belirlenmiştir. Bu parametrelerin 5 tanesi fan kanatçıkları içindir. Diğer 8 parametre ise fan gövdesi üzerinde belirlenmiştir. Belirlenen parametreler için modeFRONTIER içerisinde boyut kısıtları ve değişim adımları tanımlanmıştır. Bu program ANSYS programı içerisinde fan geometrisini otomatik olarak değiştirmektedir. Boyut değişimlerini optimizasyon algoritmaları ile daha uygun tasarımlar oluşturacak şekilde yapmıştır. Optimizasyon için kullanılan algoritmalar Simplex ve MOGA II algoritmalarıdır. Simplex tek hedef fonksiyonu olan problemlerde kullanılmaktadır. MOGA algoritması ise optimizasyon yaparken Simplex metodu ve Pareto fonksiyonunu kullanan bir algoritmadır. Fan optimizasyonu sırasında hangi algoritmanın daha iyi sonuç verdiği araştırılmıştır. Optimizasyon için DOE (Desing of Experiments) sayısı 32 olarak seçilmiştir. 150 tasarım iterasyonu yapılmıştır. Başlangıç fan tasarımı kütlesi Al 7050-T7651 malzemesi için 165.5 kg, Ti-4Al-4V malzemesi için ise 276.0 kg çıkmıştır. Simplex optimizasyonu ile Al 7050-T7651 malzeme fan kütlesi 135.5 kg olmuştur. Ti-4Al-4V malzeme fan kütlesi 235.1 kg’a düşürülmüştür. Al 7050-T7651 malzemesinin daha düşük bir kütleye sahip olduğu görülmüştür. Al 7050-T7651 malzeme fan için MOGA II optimizasyonu ile belirlenen tasarım kütlesi 145.7 kg’dır. Sonuç olarak Simplex yöntemi daha iyi sonuç vermiştir. Bu çalışma ile fan malzemesi olarak Al 7050-T7651 belirlenmiştir. Başlangıç tasarımı kütlesi 165.5 kg fan tasarımı değiştirilmiş ve 135.5 kg kütleye sahip yeni bir tasarım belirlenmiştir. Çalışma ile kütle %18.1 azaltılmıştır. Oluşturulan optimum tasarımın titreşim ve ömür şartlarını sağlayıp sağlamadığı kontrol edilmiştir. Titreşim kontrolü için titreşim modlarının çalışma frekansı olan 70 Hz için sorun oluşturmaması şartı göz önünde bulundurulmuştur. Sonuç olarak bu optimizasyon çalışmasında fan kütlesini %18.1 azaltacak bir tasarım bulunmuştur. Bu sayede uçuş sırasında yakıt sarfiyatı düşürülmüş olacaktır. Yakıt sarfiyatının düşürülmesi çevreye salınan zararlı gazların miktarını düşüreceğinden dolayı bu çalışmanın doğal yaşamı korumak üzerinde yararlı etkileri olacaktır., Structural behavior investigation of a turbofan engine fan and its optimization named thesis is based on optimization of a turbofan engine fan. Optimization is used for finding the best design of a system or design. The best design is named optimum design and it is founded or calculated by optimization methods. CFM 56-7 engine fan was been taken as an example for this optimization study. This engine is commonly used for civil aviation industry. Reducing the weight of an aircraft is so important for aviation industry because weight effect on stability, fuel consumption and structure. For this reason, it has been worked to increase the performance of an aircraft for decades and also will be done for decades. Thus, optimization has a big affect in engineering. It is needed to have an objective for optimization at least. Weight of a system, cost, time and performance can be chosen as an objective for optimization. In this study, mass was been chosen as objective function and it was been minimized. Fan rotates with 4200 rpm and it must be suitable for working condition. Thus, structural behavior of fan investigated for suitability. Fan was designed to have a safety factor of 1.1 and because of this reason stresses were taken as lower than yield stress by 1.1 safety factor. This stress criteria was been chosen as an constrain function for optimization. Another constrain function is blade tip elongation on radial direction and it is limited by a value of 30 mm. Blade tip elongations must be smaller than 30 mm. As a result of this, mass was been identified as objective function. And also stresses and blade tip elongations was been identified as constrain functions. The fan material was been selected as one of the Al 7050-T7651 and Ti-6Al-4V. Al 7050-T7651 is an aluminum based material. And Ti-6Al-4V is an titanium based material. Both these materials are commonly used in aviation industry. These materials density is low and also their strength is high contrast with their density. It was seen that Al 7050-T7651 material is more suitable than Ti-6Al-4V because it gave the best optimization results. All the structural convenience analysis done for Al 7050-T7651 material fan. Fan has 22 blades and its diameter is 1.55 m. Fan designed parametrically for optimization. This made because of finding new designs. Blade profiles and fan disk dimensions changed to get new design iterations of optimization. Static structural analysis of fan was done during optimization and ANSYS was used for this analysis. For the boundary conditions, fan disk hole was fitted by let the rotating motion on mil axis. Fan has a rotating speed of 4200 rpm for loading condition. Also a pressure was given on blades impression surfaces for loading. Pressure calculation was done by turbo machine formulas. Tetrahedral elements were used for fan mesh. Fan consists of 230520 elements and these elements quality is about 0.82. This is accepted as a good quality for ANSYS static structural analysis. Before optimization, beginning design was controlled if it ensures the constraints of the optimization. The beginning design ensures the stress and blade tip elongations constraints for Al 7050-T7651 material. However, blade tip elongations were bigger then 30 mm for Ti-6Al-4V material fan. Dimensions of fan disk and fan blade profiles were changed because Ti-6Al-4V material fan must be ensured the blade tip elongation constrain. All these changes were done by modeFRONTIER optimization program automatically. There are 13 parameters for fans disk and fan blades. 5 parameter for blade profiles and 8 for fans disk dimensions. Blade profiles have 4 section planes that were positioned in radial direction. Top and bottom plane profiles didn’t change. Other profiles positions were changed in x and z directions. All parameters were identified by dimension limits and changing step in modeFRONTIER. This program changes the parameters in ANSYS automatically by using step and parameters limits. For the optimization, Simplex and MOGA II algorithms were used. Simplex algorithm is used for optimizations that have one objective. MOGA II is used for more objective optimization problems. MOGA II consists of Simplex algorithm and Pareto elitism theory. In fan optimization study, it was investigated which algorithm gives better results for optimization. In this study, 32 DOE (Design of Experiments) are identified and 150 iterations were done for optimization. Behavior of Simplex and MOGA II algorithms were also investigated in this study. Beginning design mass was obtained as 165.5 kg for Al 7050-T7651 material fan and 276.0 kg for Ti-6Al-4V material fan. Al 7050-T7651 material fan mass was reduced to 135.5 with Simplex algorithm optimization. Also with Simplex algorithm, the mass of fan made from Ti-6Al-4V was reduced to 235.1 kg. It was seen that the mass of aluminum fan was lower than the mass of titanium fan. Thus, MOGA II optimization was done for the fan of Al 7050-T7651 material and at the result, the mass of fan was obtained as 145.7 kg. The Simplex algorithm optimization gave better results than MOGA II algorithm optimization. Finally, the mass was obtained as 135.5 kg. The material of fan was selected as Al 7050-T7651. The mass of preliminary design was 165.5 kg and it was reduced to 135.5 kg by changing the blade profiles and disk dimensions. The mass was reduced %18.1 with this optimization study. After obtaining the optimum design by the Simplex optimization algorithm, the vibration fatigue analyses of the fan were done by using ANSYS software. The optimum design was controlled for the fatigue life, and vibration characteristics and resonance. The fan rotates with 4200 rpm that has a frequency of nearly 70 Hz. The optimum design is suitable for vibration conditions in the service. The life curves of Al 7050-T7651 were used for confirming the life analyses results. The optimum fan is also suitable for life constraints. As a result, an optimum design that was %18.14 lighter than preliminary design was obtained by this optimization study. Fuel consumption of aircraft will been reduced in this way. Reducing the fuel consumption will reduce the unhealthy gases from the environment. For this reason, this study will be helpful for protecting the nature of earth., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Günümüz otomotiv fimaları arasındaki rekabet günden güne artmaktadır. Artan rekabet firmaları daha güvenli daha ucuz ve daha ekonomik kulanımı olan araçlar üretmeye zorlamaktadır. Bu rekabet ortamında firmalar, istenilen araç özellik hedeflerini tutturabilmek için projelerin başlangıç safhalarında tasarlanan sistem ve komponentler dijital ortamda analiz edilip fiziksek olarak test edilirler. Bu testlerin en önemlilerinden birisi de uzun ömür yapısal dayanım araç testleridir Bu çalışmada ağır ticari bir aracın uzun ömür yapısal dayanım araç yol testinde titreşim kaynaklı yorulma hasarına uğramış yedek teker ana taşıyıcı ana braketleri incelenmiştir. Yedek teker ana taşıyıcı braketlerinin titreşim kaynaklı yorulma hasarını incelemek için aracın uzun ömür yapısal dayanım testinin yapıldığı yol güzergahlarının her birinden üç eksenli olarak ivme verileri toplanmıştır. Toplanan ivme verileri zaman ve frekans düzleminde incelenmiştir Yol yüklerinin 0-50 Hz frekans aralığında ve Z (düşey) ekseninde baskın olduğu gözlemlenmiştir. Toplanan ivme verilerinin incelenmesinin ardından yedek teker taşıyıcı sisteminin titreşim kaynaklı yorulma analizi gerçekleştirilmiştir. Titreşim kaynaklı yorulma analizi için yedek teker taşıyıcı sisteminin ANSA yazılımı ile sonlu eleman modeli oluşturulmuştur. Model NASTRAN yazılımına alınarak serbest titreşim analizi yapılmıştır. Yedek teker taşıyıcı sisteminin doğal frekanslarının ve modları belirlenerek araç yol testinden toplanan ivme verilerinin frekans değerleri ile karşılaştırılmış ve sistemin ilk üç doğal frekansının yol yüklerinin etkinliğinin fazla oluğu 0-50 Hz frekans aralığında olduğu belirlenmiştir. Doğal frekans analizinden sonra NASTRAN yazılımı ile dinamik gerilme analizi gerçekleştirilmiştir. Dinamik gerilme analizi büyük kütle yaklaşımı kabulü ile mod süper-pozisyon yöntemi kullanılarak yapılmıştır. Dinamik gerilme analizinde lineer malzeme özellikleri kullanılmıştır. Yorulma analizi FORD Otomotiv A.Ş. tarafından geliştirilmiş FDYNAM yazılımı ile gerçekleştirilmiştir. Dinamik gerilme analizi sonucunda elde edilen asal gerilmeler Neuber gerilme düzeltme teorisi kullanılarak nonlineer gerilmelere dönüştürülmüştür. Elde edilen nonlineer gerilmeler Smith Watson Topper ortalama gerilme teorisi kullanılarak düzeltilmiş ve Miner birikimli hasar teorisi kullanılarak yedek teker ana taşıyıcı braketleri üzerindeki toplam hasar değerleri belirlenmiştir. Yedek teker ana taşıyıcı braketi üzerindeki hasar 1.59 değerinde ve araç testinde oluşan hasar ile aynı bölgede elde edilmiştir. Elde edilen sonuçların ardından tasarım iyileştirme çalışmaları yapılmış, farklı çözüm önerileri belirlenmiştir. Belirlenen çözüm önerilerinin arasından zaman, maliyet, ağırlık gibi kısıtları ihlal etmeden uygulanabilecek olan en uygun çözüm olarak yedek teker ana taşıyıcı braketlerinin kalınlığının arttırılması kararlaştırılmıştır. Yedek teker ana taşıyıcı braketinin kalınlığının arttırılması ile elde edilen yeni tasarımın titreşim xx kaynaklı yorulma analizi gerçekleştirilmiş. Yeni tasarım üzerinde çıkan hasar değerleri emniyet katsayısı olarak belirlenen 0.25 hasar değerinin altına indirilerek 0.20 hasar değeri elde edilmiştir. Elde edilen yeni tasarım yorulma hasarı oluşan araç ile aynı araç özellikleri taşıdığı kabul edilen farklı bir araç projesi için yapısal dayanım uzun ömür testi yapılacak olan araçta test edilerek tasarım doğrulanmıştır, Competition in today’s automotive industry forces the firms to produce cheaper, lighter and better quality vehicles. Automotive companies have been working to cover the most appropriate designs to compete with each other and to meet the customer expectations. The resulting designs are analyzed in digital format and tested after, to represent the usage conditions of customers. One of the most important expectancy for the vehicles produced to ensure the customer usage conditions is a successful complement of structural resistance testing procedures. In general, vehicles are designed to preserve their structural strength and to eliminate any potential functional problems throughout their useful lifetime. Vehicles in automotive industry work in different circumstances throughout their useful lives. These conditions vary depending on the usage type, effective loads, local road type and driver profile. Structural parts on the vehicle are designed to fulfill their duties to be able to cover manufacturer’s warranty period. Warranty periods are determined by the companies in accordance with their own usage strategies and these periods may differ according to type of the company and the vehicle. The warranty period for passenger and light commercial vehicles is around three hundred thousand kilometers, while it is nearly a million kilometers for heavy commercial vehicles. Structural parts are damaged under a singular impact forces or cyclic loads throughout their lifetime. Structural damage which occurs due to the repeated loads on the parts is called fatigue damage. A structure becomes unable to fulfill its functionalities due to fatigue damage and potential dangerous consequences may occur as a result of life and property loss. In this study, the vibration based fatigue damage occuring in a road test on the main supporting brackets of the built-hanging spare wheel carreir system for a heavy commercial vehicle is examined. Importance of the fatigue in automotive structures are discussed in the first part of the study. Mainly, general information about the static and dynamic damage occuring in automotive structures is given and a literature survey is conducted regarding the type of damage. Fatigue theory and analysis is explained in the second part of the study. General information about different fatigue life assumptions; stress-life, strain-life and crack propogation theories, is provided. Additionally, the required theoretical information for the planned vibration based fatigue analysis is given. This section explains basic concepts related to system dynamics, general stress calculations, a large mass approach and mode superposition method in detail. xxii In the third part of the study, information about the fatigue life in heavy commercial vehicles and fatigue damage types that heavy commercial vehicles experience are explained. Moreover, general information about the long life structural resistance road test procedure for a heavy commercial vehicle is given. In this respect, 6 different tracks which are used in long life structural resistance road test and road types in each track are explained in detail. Vibration based fatigue analysis of the spare wheel carrier system is performed as a sample study in the fourth part of the current study. 3-axis acceleration data is collected via the road test which represents the real life usage conditions to evaluate the fatigue damage of the main supporting bracket in the spare wheel carrier system. It is found that the maximum effective loads are dominant in the Z-axis (vertical) direction and vary between the range of 0-50 Hz analyzing the collected acceleration data. The acceleration data analyzed after the vehicle road test is used in the vibration based fatigue analysis. In the current study vibrational fatigue analysis is performed by using finite element method and ANSA package software is used for the modeling phase. For the finite element model, spare wheel carrier system and the chassis rail section where the system is connected are integrated. Supporting subsystem of the spare wheel carrier is meshed by using ‘Quadratic’ shell elements with an average size of 3 mm and the chassis rail is modelled by using ‘Quadratic’ shell elements with an average size of 5 mm. Furthermore, the spare wheel itself is also modelled with the finite element method because it is expected that the spare wheel has a direct effect on the results of finite element analysis due to its large mass, 135 kg, and high moment of inertia that results from the design’s geometrical nature. Vibration based fatigue analysis of the spare wheel carrier system modelled with finite element method is performed in 3 phases. In the first phase, free vibration analysis is performed by using NASTRAN package software. It is accepted that due to the dynamic effects the system should be analyzed dynamically until 150 Hz, which is the 3 times of the road load bandwith. For this reason, all the natural frequencies of the spare wheel carrier system until 150 Hz are calculated. The natural frequencies of the spare wheel carrier system are determined as; 24.48 Hz, 26.71 Hz, 31.62 Hz, 111.39 Hz and 134.45 Hz. Additionally the data shows that the idea which predicts the possibility of resonance phenomenon and the necessity of analyzing the system dynamically is validated with the first 3 natural frequencies that overlaps the road data. By using the data, mode shapes of the spare wheel carrier system for each natural frequency is studied. Dynamic stress analysis is performed in the second phase. The analysis is performed in NASTRAN package with a mode-superposition method by using the acceleration data obtained in vehicle road test and large mass theory. During the dynamic stress analysis, material properties are accepted as linear. Additionally, damping ratio which is a very important parameter for a dynamic stress analysis is set 3%. At the end of the dynamic stress analysis, linear stress values are obtained as an output. Fatigue life of the structural parts on the spare wheel carrier system is calculated by using FDYNAM software, developed for fatigue analysis by Ford Company, in the third phase. The linear stress values obtained from dynamic stress analysis are converted to nonlinear values by using Neuber rule, corrected with Smith Watson xxiii Topper average stress correction method, and cumulative damage values of the output data is calculated by using Miner rule. The damage value on the spare wheel main supporting bracket is calculated as 1.59 as a result of the fatigue analysis. Moreover, the regions where the calculated peak damage value determined from the fatigue analysis and damaged in the vehicle road test are observed in the same locations. For this case, it is determined that there is a correlation between the outputs of the fatigue analysis and vehicle road test. Furthermore, for each track used in the vehicle road test, percentage effect on the calculated cumulative damage value for spare wheel main supporting bracket is determined. After the results of the fatigue analysis are obtained and analyzed, failure reasons of the spare wheel main supporting bracket are invetsigated. Then, solution alternatives are discussed for the reasons within the existing constraints such as cost, time and weight. Without violating these constraints, best applicable solution through different alternatives is found as to increase the thickness of spare wheel main supporting bracket failed in the vehicle road test from 6 mm to 8 mm. However, it should be noted that 4.1 kg weight gain is introduced to the system with this modification. In the next phase, vibration based fatigue analysis is performed on the new design updated with an increase of the spare wheel carrier bracket thickness from 6 mm to 8 mm to calculate the fatigue life. It is seen that the natural frequency values of the new design for the first 3 modes, which are working directly with the dominant road load between 0-50 Hz, increase when modal analysis that is the first phase of the vibration based fatigue analysis is examined. Additionally, principle stress range for the most effective road track on damage values is found to be decreased due to the increased mode values as a result of dynamic stress analysis. The damage value in the region where the failure occures in the road test decrease from 1.59 to 0.20 in the vibration based fatigue analysis. Furthermore, the result of the fatigue analysis for new design, 0.20, is found below the damage value, 0.25, which is determined as a safety factor. It is quite necessary to validate the new designs obtained from the improvements as is done in all studies. Thus, for the current study, new design for spare wheel carrier system is accepted with a long life road test in a different project that represents the same structural properties with the vehicle used for old design. According to the results, the vehicle road test is completed without any failure on the spare wheel carrier system. In the last section, the obtained results are evaluated and the potential future studies are explained., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Akış temelde komşu akışkan parçacıklarının hareketi ile birbirlerinden uzağa ve yakına giderek uzama, birbiri üzerinden ve yakınından geçerek kesme, şeklinde iki türde gerçekleşir. Akış ve bu davranışı sergileyen akışkanı irdeleyen akışkanlar mekaniği, akışkan statiğini ve dinamiğini bütünlemesine inceleyerek hava hareketlerinin sebep olduğu iklimsel durumları, ulaşım araçlarının tasarımını, özel olarak tasarlanan yapıları, hidrolik özellikte makineleri, canlılara ait çoğu sayılamayacak sıvı ve gazlar ile ilgili mühendislik uygulamalarını kapsar. Akışkanlar mekaniği açısından bütün maddeler katı ve akışkan olmaları bakımından iki halde bulunmaktadırlar. Teknik açıdan bakıldığında bu iki hal arasındaki farklılık kesme gerilmesi veya teğetsel gerilme karşısında sergiledikleri tepkilerle belirlenebilmektedir. Katıya uygulanmakta olan kayma gerilmesi düşünüldüğünde bir nebze şekil değişimi ile karşılaşılır. Oysa akışkana bir gerilme uygulandığı takdirde harekete geçme ve şekil değişimi gözlenir. Newtonyen akışkanlar viskoziteyi oluşturan kesme gerilimi ile kesme hızı oranının doğrusal olduğu, Newtonyen olmayan akışkanlar ise sıfır ya da doğrusal olmadığı akışkan türüdür. Newtonyen olmayan durumda viskozite belirli bir sıcaklık ve basınç değerinde sabit olmazken akışkanın kesme hızı, akış geometrisi ve akışkan elemanının kinematik geçmişine bağlı olur. Maddenin akış özelliklerini inceleyen Reoloji, Newtonyen olmayan akışkanları sınıflandırmıştır. Newtonyen olmayan akışkanların davranışlarını ifade etmek üzere birçok model oluşturulmuştur. Bu modellerden biri olan ve birçok çalışmada kullanılan Newtonyen olmayan ve viskoziteyi hız değişiminin üssel bir ifadesi olarak ele alan Power-law modelidir. Power-law akış modelinde Newtonyen olmayan problemler içinde düşen film akışıyla alakalı çalışmalar da mevcuttur. İlk çalışmalar daha çok deneysel olarak ilerlerken, düşen film akış hidrodinamiği ile ilgili Power-law akış modelinde çalışmalar yapmıştır. Power-law modeline uyan tipte film akışlarıyla alakalı yer çekimi etkisindeki durumlar için integral metodu ve benzerlik çözümleri kullanılarak yapılan çalışmalar da mevcuttur. Bu çalışmada Power-law modeline uygun Newtonyen olmayan film tipi akış için süreklilik, momentum, enerji denklemleri ile sınır koşulları verilmiştir. Yeni tanımlanan benzerlik yaklaşımıyla denklemler boyutsuz hale getirilmiştir. Az grid ile kısa zamanda yeterli hassasiyette doğru sonuç verebilen yöntemler den biri olan DQ (Differential Quadrature) ile doğrusal olan ya da olmayan adi veya kısmi diferansiyel denklemlerin cebirsel denklemlere dönüştürülmesiyle daha basit şekilde çözüm arayan DT (Differential Transform) yöntemine çalışmada yer verilmiştir. Sınır şartlarına uygun olarak çözülen denklemler kaynak çalışma ile kıyaslanmış ve sonuçlar yorumlanmıştır., Basically, the fluid particles move away from each other or come closer to each other. It is called elongating. Additionally they can move above the other or pass by each other so shear occurs. The study of fluids either in motion (fluid dynamics) or at rest (fluid statics) defines fluid mechanics. Both liquid and gas are capable of flowing freely so they are fluids because they can be made to move or flow. Lots of different fields can be thought which are releated to fluid mechanics such as blood flow, swimming, pumps, fans, turbines, airplanes, ships, rivers, windmills, pipes, engines, filters, jets etc. Almost everything on this planet is a fluid or moves near or within a fluid. All matter have two states from the view of fluid mechanics as solid and fluid. The obvious difference between solid and fluid lies with their reaction to an applied tangential or shear stress. While any shear stress, no matter how small, applied to fluid a motion happens, a solid resists by a static deflection under the effect of shear stress. The fluid deformation and motion do not stop until the stress is stop. Viscous-flow theory was unexploited, since Newtonian viscous terms had been added by Navier (1785–1836) and Stokes (1819–1903) to the equations of motion successfully. For arbitrary flows the resulting Navier-Stokes equations were too difficult to analyze. In 1904, a very important paper was written by a German engineer, Ludwig Prandtl (1875–1953). He stated that fluid flows which have small viscosity can be divided into a thin viscous or boundary layer, near solid surfaces and interfaces, closed to the nearly inviscid outer layer, so the Euler and Bernoulli equations could be used. In modern flow analysis, boundary-layer theory, supplying better understanding about many flow phenomena, was a very important tool. Many different texts were written about boundary-layer theory. Rheology is the study of deformation and flow of fluids in response to stress. As mentioned before fluids include both gases and liquids. If the stress versus strain rate curve is linear and passes through the origin, then the fluid is Newtonian fluid. A non-Newtonian fluid is a fluid, not obeying Newton’s law of viscosity, whose flow properties differ in any way from those of Newtonian fluids. Therefore, shear stress cannot be defined as a linear function of the shear rate, or shear stress versus shear rate does not pass through the origin. The apparent viscosity, defined as shear stress divided by shear rate, depends on flow geometry shear rate, kinematics of fluid element etc. It is not constant at a given temperature and pressure. There has been an immense amount of study performed on Non-Newtonian power-law fluids. While the first studies were carried out experimentally, numerical calculation techniques for non-Newtonian fluid flow have been also studied. Hydrodynamics of falling film flow of power law fluids was reviewed. Similarity analysis and integral method approach have been applied in the theoretical studies of the hydrodynamics of gravity-driven power-law films. The accelerating film flow was divided into three regions as the boundary layer region, the fully viscous region, and the developed flow region by applying similarity transformations. In this research, the objective is to gain a better understanding of the behavior of a gravity-driven non-Newtonian Power-law film flow on an inclined plane. For this project, first, power law non-Newtonian fluids characteristics are introduced and then the equations of motion are driven. Moreover, by applying the new similarity approach, the equations are nondimensionalized. Then, the boundary conditions have been changed to solve the new equations. In order to solve these partial differential equations previous researchers have used numerical method, a standard shooting technique based on classical 4th-order Runge–Kutta integration, in combination with a Newton iteration procedure. Also they have written the partial equations as a system of first order differential equations and solved again adopting the shooting method means of fifth-order Runge–Kutta integration which utilize variable grid spacing . After that a Newton iteration procedure has been applied to satisfy the boundary conditions. In this research, to solve the equations of the problem two different methods have been investigated. Differential quadrature method was developed to provide solutions to differential equations of any systems. Then, for boundary or initial value conditions for engineering problems DQM became an alternative approach to the standard methods like finite elements or finite difference. The main point in DQM is, the partial derivative of a function on a discrete point respect to a variable can be approximated as a weighted linear sum of unknown function values at specific region which contains all discrete points of this variable. The most important part is to define the weighted coefficients. The method varies according to the function which is chosen for calculation of weight coefficients. The function is approximated by a (n-1)th degree polynomial in Polynomial Differential Quadrature (PDQ), a Fourier series expansion in the Fourier Expansion Base Differential Quadrature (FDQ), employing harmonic functions named the Harmonic Differential Quadrature (HDQ). DQM performance is dependent on not only the sampling grid points but also boundary conditions. Without restricting the choice of grid meshes to find simple algebraic expressions for the weighting coefficients, the Generalized Differential Quadrature Method (GDQM) has also been developed. Moreover, in the previous researches, it can be seen that proper grid points and weighting coefficients effect the results. In the problems having linear equations and homogenous boundary conditions, for solution, equal grids are adequate. Grid points through the Chebyshev-Gauss-Lobatto method is appropriate for vibration problems. For the problem in this research a nonuniform mesh like in Chebyshev-Gauss-Lobatto method have been thought. But the boundary of variables are on one side so the density of grid points had to be high near only the boundary. Therefore, it has been necessary to define new grid types which dense near only the boundary conditions. For this purpose two different grid types have been formulated. The differential transform method (DTM) is an efficient technique, having a considerable accuracy and easiness, for solving differential equations. The concept of DTM was first introduced in 1980s. It applied to electrical circuit analysis solving not only linear but also non-linear initial value problems. At a point in terms of known and unknown boundary conditions, the differential transform method gives exact values of the nth derivative of an analytical function. DTM constructs an analytical solution in a polynomial form for differential equations. Differential transform is a simulation method, depending on on Taylor Series expansion, contrary to higher order Taylor series, this method does not need the symbolic calculation of derivatives. For large orders The Taylor series method is computationally taken long time. Obtaining analytical Taylor series solutions of differential equations by iteration, desired results can be found with great accuracy. The nondimensionalized equations for the problem in tihs work are solved by using Generalized Differential Quadrature Method and results are compared with the reference work. Also Differential transform method results are obtained for the problem and compared with GDQM results., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Bu çalışmada havacılıkta sık kullanılan kompozit malzemelerde meydana gelen hasarların tespiti ve bu hasarların onarım yöntemleri ile ilgili araştırma yapılmış ve örnek kompozit plaka üzerinde hasar oluşturularak bu hasarın tespiti ve onarım basamakları ayrıntılı bir şekilde aktarılmıştır. Öncelikle kompozit plaka üzerinde çekiç ile hasar oluşturulmuştur. Oluşan bu hasarın tespiti için kompozit malzemelerde hasar tespit yöntemlerinden olan tab testi uygulanarak hasarın sınırları belirlenmiştir. Belirlenen bu sınırlar dikkate alınıp, hasarlı üst yüzey, uygun kesici aletler kullanılarak kaldırılmıştır. Sonraki aşamada çekirdekte hasarın olup olmadığı kontrol edilmiştir. Bu çalışmada çekirdek hasarlı olduğu için çekirdek de kaldırılmıştır. Hasarlı bölge uygun kimyasallar kullanılarak temizlenmiştir. Çıkarılan çekirdeğin boyutlarına uygun olacak şekilde yeni çekirdek gerekli kimyasal yapıştırıcılar kullanılarak yerleştirilmiştir. Yerleştirilen çekirdeğin tam yapışması için sıcak yapıştırma makineleri kullanılmıştır. Üst yüzeyin kumaşlarla kaplanması aşamasında kullanılacak kumaş türüne göre iki ayrı onarım yöntemi mevcuttur : Önceden rezin emdirilmiş kumaşlar (Prepreg) ve sonradan rezin emdirilen kuru kumaşlar (Wet-layup). Bu çalışmada her iki yöntem de ayrı ayrı uygulanmıştır. Her iki çalışma için de uygun kumaş türleri belirlenip gerekli boyutlarda kesilmiştir. Kesilen kumaşlar, yüzeyden kaldırılan katman sayısı kadar, çekirdek üzerine serilmiştir. Son olarak serilen kumaşların yapışmasının sağlanması için kür işlemine geçilmiştir. Kür işlemi için öncelikle kompozit plaka vakuma alınmış ve daha sonra sıcak yapıştırma işlemine geçilmiştir. Sıcak yapıştırma makinelerine uygun sıcaklık artışları ve işlem süresi tanımlanarak onarım sürecinin son basamağı da tamamlanmıştır. Sıcak yapıştırma süresi sona erdikten sonra kompozit plaka vakumdan çıkarılarak yapılan tamir tab testi ile test edilmiştir. Tamirin kalitesi, düzenli çalışma ile doğru orantılıdır. Seçilen kumaş türleri, kuru kumaşlar kullanılarak sonradan rezin eklenecekse eklenen rezinin miktarı, vakuma alınma sırasında hava kaçağının olmaması için tamirin yapıldığı ortamın tozdan arındırılmış olmasına dikkat edilmesi tamirin kalitesini etkileyen sebepler arasında sayılabilir. Bu çalışmada yukarıda bahsedilen işlem adımları ayrıntılı olarak aktarılmıştır. Daha açıklayıcı olması bakımından da fotoğraflar kullanılmıştır. Sonuç olarak, uygulanan her iki tamir yöntemi karşılaştırılmıştır., Composites are used in a wide range of applications in aerospace, marine, automotive, surface transport and sports equipment markets. In this study, inspection of damages in composite materials used in aviation and repair methods of damages have been searched, and a sample composite plate has been damaged then repair steps of this damage have been identified in detail. First of all, composite plate was damaged with a hummer. Then, outline of this impact damage has been identified using the tab test method which is one of the inspection method in composite plates. Damage to composite components is not always visible to the naked eye and the extent of damage is best determined for structural components by suitable Non Destructive Test (NDT) methods. Alternatively the damaged areas can be located by simply tapping the composite surface and listening to the sound. The damaged areas give a dull response to the tapping, and the boundary between the good and damaged composite can easily be mapped to identify the area for repair. While drawing the outline of damage, markers which cause corrosion must not be used. There is special markers for drawing on composite materials due to prevent corrosion damages. Sharpie is a suitable marker as an example. After mapping out the damage, we need to remove the damaged material. We will normally use an air powered router, grinder or saw to remove the damage. It is important to remove only the damaged material. We should make the cut-out have a smooth shape. Corners are to have a 1.0 inch or larger radius. It is easy to find how many plies used in facesheet. The thickness of face sheet can be measured then divided by thickness of one composite ply. This is a pratical way. In addition number of plies can be identified by using engineering drawings or related structural repair manuels. In the next step, core has been inspected whether it is damaged or not. There are two ways to remove the core regarding the damage. If the core has not been damaged completely, then there is no need to remove full depth core. In this case, partial core should be removed. In this study, due to full depth damage, core was removed completely. Damaged area has been cleaned with suitable chemicals. Most repairs require that you taper sand the repair area. Taper sanding is required to provide an area for the repair plies to bond to the original plies. There are three important items to taper sanding: proper taper ratio, ply boundary identification, complete removal of damage. The area that you taper is a function of the number of plies or the skin thickness. The repairs require a 50:1 ratio for skins with less than six plies, and a 30:1 taper ratio for skins with six or more plies. To identify the number of plies in the area of damage after we taper sand, we must be able to see the ply boundaries. That is why a good even taper sanding is necessary. If the taper does not follow the contour, or is not straight for flat panels, we will not be able to identify the ply boundaries. After you taper sand the repair area, use close visual inspection to make sure that all the damage was removed. There are several detrimental effects from water on composite parts. Resins naturally absorb some water during service. This absorbed water lowers the glass transition temperature of the resin. This makes the part weaker and less stiff at high temperatures. Absorbed water can also boil during the cure process. This can disbond repair patches and facesheets or simply degrade the repair bond. When water enters the honeycomb core of sandwich structures, this water freezes and expands at high altitude temperatures, damaging the core. The freeze-thaw cycles can cause significant damage over long periods. Water in honeycomb also increases part weight. In addition to performance reduction, the weight can affect the balance of flight control surfaces, and retraction of flaps and landing gear doors. There are several methods to dry the repair area. One method is to dry the part in an oven. We can also use a vacuum bag and heat blanket or heat lamp. The oven method is preferred, but requires that the part be removed from the aircraft and small enough to fit into an oven. The other methods can be used regardless of location or size of the part. There are two basic methods to restore the core. We can fill the core with potting compound or bond in a new piece of core. The replacement core should be the same material as the core it replaces or an approved substitute. For general substitutions use the same core material with a greater density and/or smaller cell size. In the light of these informations core has been replaced with a new one, in the same size of removed core, using suitable chemical adhesives. Hot bonder has been used to get a quality bonding. There are two kind of repair methods related with using which kind of fabric for the upper facesheet. In prepreg repair method, fabrics preimpregnated with resin are used, but in wet-layup repair, fabrics are impregnated with resin by hand in the repair time. Both of these repair methods have been performed independently. For both repair types, suitable fabrics have been determined and have been cut with required dimensions. After that, same number of plies wtih the removed upper facesheet have been laid on the core. In the last step, all plies have been cured with a suitable cure pocess to have a quaility bonding. Before the curing, vacuum bag procedure has been applied to composite plate, and then hot bonder has been applied. The vacuum bag provides the seal between the repair and the pressure source. For most of our repairs the pressure source is atmospheric air pressure. That is the pressure caused by the weight of the air around us. With this system, the pressure is applied by removing air from inside the vacuum bag. This is different from an autoclave which uses pressurized gas to provide the pressure. The vacuum bag provides the barrier between the repair and the pressure source. There are two types of vacuum bags : surface bag and envelope bag. A surface bag is normally easier to make for most repairs. However, it requires the part have a clean solid surface in order to maintain vacuum integrity. If the part has a hole in it, then you may be able to make two surface bags, one on each side of the part. An envelope bag can be used on parts where a surface bag would be difficult to install. If the part is small, then it can be easier to put the part into an envelope bag. An envelope bag can also be used where some part surfaces are not smooth and can be very difficult to surface bag. The most common method to heat your repair is to use a heat blanket with a computer controlled hot bonder. The thermocouples provide temperature inputs to the controller. For this study, suitable heat up rates and cure times have been identified to hot bonder. After curing process, composite plate has been transfered to out of vacuum bag and the repair has been tested with tab test method. There are some mechanic tests to perform composite materials to get material characteristics. For example, tension test, compression test, shear test, bending test, etc. In this study tension test has been applied to three sandwich composite plates. One of the parts is damaged, the other one is repaired, and the last one is original part without any damage. Tension loads have been applied all these three parts individually. The tension rate was 2 mm per minute. As it is expected, the repaired part has been cracked from repaired area. The damaged parts has been failed from damaged area, and the original undamaged part has been failed from the middle of part. The quality of repair is proportional with right working. Types of fabrics, the quantity of resin if fabric will be impregnated by hand in the repair time, working in a clean room to not have a vacuum bag leak, all this reasons affect the quality of repair. In this study, all steps of repair process have been identified in detail. Moreover, digital photographs have been used to make it more understandable. In conclusion, performed two type of repairs have been compared., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Uçaklar uçuşları ve yerdeki hareketleri sırasında çeşitli cisimlerin çarpması nedeniyle darbelere maruz kalırlar. Çarpan bu cisimler çeşitli boyutlarda ve farklı bölgelerde yapısal hasarlara sebebiyet vermektedir. Bu nedenle bahsedilen hasarların tamir gereksinimlerinin belirlenmesi ve gerekli tamir talimatlarının hazırlanması uçağın uçuşa elverişliliğinin sürdürülmesi için önem arz etmektedir. Bu doğrultuda uçak üreticileri yapısal hasarların değerlendirilebilmesi için Yapısal Tamir El Kitapları (SRM) oluşturmuşlardır. Bu el kitabında yukarıda bahsedilen hasarların kabul edilebilirliği ve tamir yöntemleri detaylı olarak anlatılmaktadır. Bu çalışmada Airbus A321-231 gövde panelinin 27.-28. çerçeveleri (frame) ve 7.-8. takviye kirişleri (stringer) arasında kalan bölge ele alınmıştır. Göçük oluşturulması için 25 mm çapındaki bir küre gövdeye bastırılmıştır. Belirlenen bölge göçük ve basınç yükü altında Ansys 12.1 yazılımı kullanılarak sonlu elemanlar yöntemiyle ile analiz edilerek kalıcı von mises gerilme değeri hesaplanmış; kaç çevrim yorulma ömrü olduğu belirlenmiştir. Elde edilen değerler SRM el kitabı ile kıyaslanmıştır. Ayrıca çarpışma sonrasında kalıcı deformasyon değerleri çeşitli SRM limitleri için hesaplanmıştır. Bu çalışmada uçağın üzerinde etki eden aerodinamik ve ağırlık yüklerinin takviye kirişleri ve çerçeve tarafından taşınıldığı varsayılmış olup, yorulma analizi için bu yükler ihmal edilmiştir. Gövde paneline yorulma analizinin yapılabilmesi ve uçağın iniş ve kalkışının modellenebilmesi için 574 milibar basınç yükü uygulanmıştır. Basınç yükü uygulanan gövde paneli köşelerinden ankastre olarak mesnetlenmiştir. Ayrıca panel, çerçeve ve takviye kirişleri 3 boyutlu katı elemanlar (Solid 185) ile modellenmiştir. Çözüm ağı için toplamda 20986 eleman ve 43353 düğüm noktası kullanılmıştır. Ayrıca daha doğru sonuçların elde edilebilmesi için kalınlık boyunca 2 eleman kullanılmıştır. SRM el kitabında yakın ve uzak olarak iki bölge tanımlanmıştır. Yakın bölge çerçeve veya takviye kirişinden en fazla 15 mm mesafede olan noktalar ve uzak bölge bu mesafeden daha uzak konumdaki noktalar olarak tanımlanmıştır. Uzak ve yakın bölgedeki göçük derinliklerine göre çeşitli tamir ve kontroller bulunmaktadır. SRM el kitabına göre, araştırmaya konu olan hasarlı kısım için uzak bölgede 0-2,5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrimde bir kontrol istenmekte olup, 2,5-5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrim içerisinde tamir istenmektedir. Ayrıca 5-8 mm arasındaki göçük değerleri için 50 çevrim içerisinde tamir istenmiş olup, 8 mm üzerindeki göçükler için Airbus ile temasa geçilmesi ve özel tamir istenmesi talep edilmektedir. Diğer yandan yakın bölge için 0-5 mm arasındaki göçükler için 3000 çevrim içerisinde tamir istenmektedir. 5-8 mm arasındaki göçükler için 50 çevrim içerisinde tamir istenmiş olup, 8 mm üzerindeki göçükler için Airbus ile temasa geçilmesi ve duruma özel tamir istenmesi talep edilmektedir. Yapıalan analzler sonucunda uzak noktalara kıyasla yakın noktalar için daha yüksek von Mises gerilmesi ve daha düşük yorulma ömrü değerleri elde edilmiştir. Ayrıca çeşitli bölgelere uygulanan deformasyonların kalıcı deformasyona dönüşmesi yakın bölgelerede daha fazla ortaya çıkmıştır. Elde edilen değerlere bakıldığında ve bu değerler SRM el kitabına kıyaslandığında bu değerlerin iki çalışma arasındaki bağlantının bulunabilmesi açısından yol gösterici olduğu görülmektedir. Ayrıca SRM el kitabının 53-21-11 bölümünde yakın ve uzak nokta tamirlerinde belirtildiği gibi, yakın noktaya uzak noktaya kıyasla bakıldığı zaman buradaki von Mises gerilme değerlerinin daha yüksek ve emniyet faktörlerinin daha küçük olduğu görülmektedir. Bu nedenle 0-5 mm arasında kalan yakın bölge göçük değerlerinin tamiri için SRM el kitabında 3000 çevrim (cycle) içerisinde tamir istenmiş olmasına rağmen, uzak nokta değerlerinde aynı tamir 2,5-5 mm arasındaki değerler için istenmektedir. Ayrıca uzak noktada 0-2,5 mm arasında kalan göçükler için sadece kontrol istenmektedir. Bunun sebebi ise buradaki gerilme değerinin çok yüksek olmaması ve emniyet faktörünün çok düşmemesidir. Ayrıca panel yorulma ömrü göçük sonrası yorulma ömrü ile kıyaslandığında aynı sonuçlara ereişilebilmektedir. Yani yakın bölge incelendiği zaman bu bölgede malzeme ömrünün daha küçük göçük değerleri altında daha çok azaldığı görülmektedir. Buna bağlı olarak SRM iki farklı bölge için iki farklı tamir prosedürü vermekte olup, bu değer hesaplanan emniyet faktörü, von Mises gerilmesi ve yorulma ömrü ile aynı doğrultuda sonuçlar vermektedir. Son olarak 25 mm çapındaki bir küre yukarıda belirtilen gövde panelinin yakın, limit ve uzak bölgesinde farkli SRM limitleri doğrultusunda gövdeye bastırılarak oluşacak kalıcı yer değiştirme değerleri elde edilmiştir. Elde edilen kalıcı deformasyonun başta küreye uygulanan yer değiştirme oranından deformasyon oranları elde edilmiştir. Bu deformasyon oranlarına bakıldığında aynı statik deformasyon altında yakın bölgede en büyük kalıcı deformasyon değerinin elde edildiği görülmektedir. Ayrıca limit bölge, yakın bölgeye yakın sonuçlar vermektedir. Uzak noktalara bakıldığında deformasyon oranının ciddi şekilde düştüğü görülmektdir. Deformasyon oranlarına bakıldığında bu değerlerin Yapısal Tamir El Kitabını doğrular biçimde değerler ortaya koyduğu görülmektedir. Yani takviye kirişi ve çerçevelere yaklaşıldığında verilen statik deformasyon değerine göre oluşan kalıcı deformasyon değeri artmaktadır. Ayrıca yakın noktalarda bu bölgede bulunan perçin ve yapısal bağlantı elemanlarına daha çok hasar oluştuğu ve bu nedenle bu noktaların her zaman daha yüksek bir güvenlik katsayısına sahip olmaları gerektiği görülmüştür. Bu çalışma sonuçları benzer çalışmalara ışık tutmak ile birlikte uçak tasarımı çalışmalarının hasar toleransı çalışmaları için yardımcı bir rol oynayabilir. Benzer çalışmalar uçağın farklı yapısal bölgelerinde yapıldığı taktirde, Airbus Yapısal Tamir El Kitabında (SRM) gibi bir el kitabının oluşturulmasında yardımcı olabilir. Bu çalışmalar sayesinde üretilen veya ürertimi planlanan bir uçak için üretim sonrasında karşılaşılabilen hasarlar ile ilgili tolerans değerleri belirlenebilir ve son kullanıcı için bir tamir ve inceleme prosedürü belirlenebilir. Bu sayede oluşan hasarların toleransının bilinmesi nedeni ile yapısal sebeplerden ortaya çıkması muhtemel olan kazalar ve ciddi olaylar engellenebilir veya büyük oranlarda azaltılabilir. Ayrıca çalışma sonucunda elde edilen değerlere göre güvenlik limitleri dahilinde olan göçükler için herhangi bir tamirin yapılmasına gerek olmadığı görülmüş olup, bu kararın verilebilmesi ile tamir maliyetleri ciddi şekilde azaltılabilmektedir. Tasarım esnasında göçükler ve benzeri hasarların yorulma ömrüne olan etkisinin incelenmesi ile tamir maliyetleri ciddi ölçüde azaltılabilmektedir., Aircrafts are subjected to different objects and impacts during flight and ground movements. These objects are causing to structural damages with different sizes and in different areas of aircraft structure. For this reason, preparing repair procedures and repair methods are so crucial for continuing airworthiness of aircraft. Aircraft manufacturers has prepaired Structural Repair Manuals (SRM) in order to find related information about such defects. Repair procedures and defect limits are described in detail in this manual. SRM is prepaired by manufacturer and revised perriodically by using feedback from operators and legal improvements. Also structural damages have large and crucial effect in the design part of the aircraft manufacturing. Since all structural parts must stand against difference forces acting on them in ground and air, the manufacturer must know how structural defects affect the fatigue life of different parts of aircrafts. This information will help them to improve the design and use the best material in different structural parts of the aircraft according to their behaviour against different forces acting on them. Also continuing airworthiness of the aircraft depends also on the structural stability of the aircraft which is inspected also by Civil Aviation Authorities in order to become sure about the safety of the flight. This means that after manufacturing of the aircraft, the operator must know how to interact with different type of structural damages and they must know the limits of these damages in order to perform related repairs for achivieng contiuing airworthiness. Airbus A321-231 airframe pannel which is between frame 27-28 and stringer 7-8 is used in this study. Dent is created by pressing 25 mm diameter sphere into the above mentioned pannel. This pannel is moddeled in Ansys 12.1 by using finite elements method. Von Mises stress value and fatigue life is evaluted and given in order to estimate the life and needed repair methodology. Results retriven from Ansys 12.1 are compared with Airbus Structural Repair Manual (SRM). Permanent deformation values which are found from impact are also analysied for different SRM limits. Two different areas are described in SRM as near and far area. Near area is described as areas which are 15 mm or less far from stringer or frame and far area is described as areas which are more than 15 mm far from stringer or frame. There are different type of repair and inspection for near and far areas. According to SRM, for far points and dents with depht between 0-2,5 mm, the dented area must be inspected in every 3000 flight cycle and repaired if any defect found. For dents with depht between 2,5-5 mm, the dented area must be repaired in 3000 flight cycle. For dents with depht between 5-8 mm, the dented area must be repaired in 50 flight cycle and finally for dents with depht of more than 8 mm the operator must contact with airbus in order to ask special repair procedure which is not described in SRM. Besides, for near points and dents with depht between 0-5 mm, the dented area must be repaird in 3000 flight cycle. For dents with depht between 5-8 mm, the dented area must be repaired in 50 flight cycle and finally for dents with depht of more than 8 mm the operator must contact with airbus in order to ask special repair procedure which is not described in SRM. In order to calculate the depht of the dent, depht gauge tool is used by technicians and related values is recorded into technical log pages. These type of tools are calibrated and accurate tools which give nearly the exact value which is needed for the relatd repair. The engineering department analyze these values according to the related structural repair manual page and decides on the type of repairing which is needed for this kind of dent. All of the structural repairs are classified in three different categories. These categories are A, B and C categories. For A category repairs, after repair there is no need for any extra inspection and control and it is just recorded by engineering department for future use. For B category repairs, the reapair must be controlled after specific flight hour and flight cycle which depends on the damaged part and its specification. C type of repairs are temperoary repairs and need to perform permanent repair after specific flight hour and flight cycle according to the requirement of structural repair manual. After performing C type repair, it is needed to inform the type holder and get repair approval sheet from the manufacturer. In this study the aerodynamic loads and the weight of aircraft is neglected, since it is assumed that these loads are carried by stringers and frames. In order to modelling the take off and landing of aircraft and perform fatigue analys for desired aircraft structure panel; 574 millibar pressure is applied on the surface of the pannel. The pannel is fixed supprot from all sides. The aircraft structure pannel is modelled by 3d solid elements (Solid 185) and 20986 element and 43353 node is created. For achiveing the best results, the panel is diveded to two elements along its thickness. Analysys results show that the far point have lower von Mises stress value and higher life cycle comparing with the near point. The permanent displacement also shows the same manner and it is much more in near point comparing with the far point. Von mises stress, fatigue life and safety factor is found by using Ansys 12.1 software for near and far point. For near points and dent depth between 0-4 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 152,76-195,09 MPa, 0,46-0,36 and 429810-138200 cycle. For dent depth between 5-8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 203,06-245,24 MPa, 0,34-0,29 and 83293-645 cycle. For dents larger than 8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 273,8 MPa, 0,26 and 309 cycle. Adittionaly, for far points and dent depht between 0-3 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 152,76-178,18 MPa, 0,88-0,39 and 429810-254650 cycle. For dent depth between 4-5 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 180,34-186,15 MPa, 0,39-0,38 and 239760-199760 cycle. For dent depth between 6-8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 198,4-209,95 MPa, 0,35-0,33 and 115390-35780 cycle. For dents larger than 8 mm fatigue life, safety factor and von mises stress is found respectively 215,89 MPa, 0,32 and 990 cycle. By evaluating these values it can be found that these values are parallel with SRM limits and can help to find relation between these two studies. Also, according to Airbus SRM 53-21-11 it can be claimed that von Mises stress value is bigger and safety factor is smaller in near area compared with far area. For this reason, for dents with depht of 0-5 mm in near area repair is required in 3000 flight cycle, but the same repair is requested for dents in far area with depht of 2,5-5 mm. On the other hand, only inspection is required in every 3000 flight cycle for dents with depth of 0-2,5 mm for far points. As you can see in the results, the reason of not requesting repair in far area is that the von Mises stress is lower and safety factor is higher than the near area. The same results can be found by comparing pannel fatigue life with dented pannel fatigue life. When near point is evaluated, it can definietly seen that the fatigue life for near point is lower than the fatigue life of far point for the same dent depht. Accordingly SRM has given two different type of repair for these two different points which are nearly the same as the results found in this theses like, von mises stress, safety factor and fatigue life. Finally, permanent deformation is found by pressing 25 mm sphere into the different areas of the pannel. These areas are near, limit and far parts of the panel which are described in SRM. Deformation ratio is found by dividing the permanent deformation into the given displacement. Deformation ratio is calculated for 14 different points of the pannel which are in different areas described here. Since the selected panel is symetrical these points will represent the behavior of the whole pannel. The biggest deformation ratior for near ponit is found as 0,54, for limit point as 0,52 and for far point as 0,35. Evaluating these deformation ratio values shows that the biggest deformation ratio under the static displacement of the sphere is in the near area. Limit area gives the deformation ratio near to the near are. Deformation ratio is too low in the far area. Comparing deformation ratios in near, limit and far area with SRM shows that these values are conforming the methods given in the manual and results can be trusted. As the sphere is pressed closer and accordingly dent is created closer to the stringer and frame area, the deformation ratio becomes bigger. On the other hand, in analyis performed in near area, it is obvious that the defects are formed much more near rivets and in connection points. That is why near are has to have bigger safety factor in order to not fail in high stress values. This study can cast a new light to the same studies and help to find damage tolerans for aircraft structrue which can help to design better structural frames and pannels. By performing the same analysis to different parts of the aircraft, a manula like Airbus SRM can be created for the desired aircraft. Using these values can help to find damage tolerans and repair procedure for designed or aircraft to be designed and will help operator to have required repair and inspection procedures. Finally by the help of such manual, potential accidents and incidents can be prevented or decreased remarkably and also the future of aircraft design depends of such studies in order to find the best design and the best material which can be used in the aircraft. Maintenance cost is also one of the most important element in designing and operating the aircraft. By evaluating the fatigue life of the aircraft after different type of the defects, optinal and unnecessary repairs can be predicted. By eliminating these unnecessary repirs the maintenance cost can effectively drop down. Also this can help to save cost from these sources and forward these sources to the areas which are weak and need to improve in order to have a safe and reliable flight. Finally by improving these type of analysis, the future of aircraft design and maintenance can be much more safe and cost effective. Also these anaylisis are needed to predict the behaviour of the different parts of aircraft and improve these related parts according to these results and make the aircraft much more predictable in both designing and maintenance part of the aircraft operation. Besides, this will help to obtain continous airworthiness of the aircraft in best conditions., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Bu tezde, insansız hava aracı teknolojisinin gelişiminden ve öneminden bahis edildi. İnsansız hava araçları sınıflandırması ve insansız hava aracı sistem bileşenleri hakkında bilgilendirme yapıldı. Modellemesi ve üzerine kontrol tasarlanan “Pipistirel Sinus” model hava aracı ile ilgili bilgilendirme yapıldı. Hava aracı dinamik denklemlerinin elde edilmesi anlatıldı. “Pipistirel Sinus” model hava aracının hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemiyle kararlılık türevleri elde edildi. Doğrusal olmayan modellerden nümerik ve cebirsel yöntemler ile elde edilen doğrusal modeller ile kontrol tasarlandı. Kontrol sistemini kararlı yapan kazanç katsayı aralığında, en iyi cevap veren kazanç katsayıları seçildi. Doğrusal modeller ile tasarlanan kontrolörlerin altı serbestlik dereceli hava aracı modeli ile simülasyon ortamında denenmesi ve eniyilenmesi gerçekleştirildi. Doğrusal model ile tasarlanan kontrol sistemleri doğrusal olmayan modelde performansı ve dayanımı test edildi. Otomatik inişte meydana gelen rüzgar kesmeleri hava araçları için tehlikeli olmaktadır. Bundan dolayı kontrol sistemleri rüzgar kesmelerini ile birlikte test edildi., In this thesis, information was given about Unmanned air vehicle classification and unmanned air vehicle system components. Modeling and control of “Pipistirel Sinus” models aircraft was designed and the disclosure was made about aircraft. How to Air vehicle dynamic equations obtained are described. “Pipistirel Sinus” model of the aircraft stability derivatives were obtained by the method of computational fluid dynamics. Fixed-wing unmanned air vehicle stability variants of the aircraft depending on the calculated with the physical dimensions of aircraft and the aerodynamic effects at the flight conditions and this stability of the variants were used to obtain the aircraft dynamics. The dimensionless aerodynamic coefficients were obtained. Linear model obtained with non-linear model by numerical and algebraic methods. Designed the autolanding control systems with linear model. The control system is stable while gain coefficient is changing in the range. The gain coefficients optimized based on the control system results. Designed controllers with linear models was performed testing and optimization with six degrees of freedom air vehicle model simulation environment. In this way, designed controllers with linear models was tested control system performance and robustness with a non-linear models simulation. During automatic landing occurring wind shear is dangerous for air vehicles. Therefore, Control systems is tested with wind shear., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2013, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2013, Bir hava aracı tasarımı yapılırken ortaya çıkan geometriden doğabilecek aerodinamik yüklerin bilinmesi gerekir. Bu yükler deneysel çalışmalar ve teorik çalışmalar olmak üzere iki yolla elde edilir. Deneysel çalışmalar hem maliyet hem de zaman açısından dezavantajlı olduğu için sayısal çözüm tekniklerinin geliştirilmesi oldukça faydalıdır. Bu çalışmada pervane analizi üzerine bir inceleme yapılmıştır. Kullanılan yöntemin analojisi girdap kafes yöntemlerine dayanan non-lineer nümerik taşıyıcı çizgi yöntemidir. Literatürde taşıyıcı çizgi yöntemlerinin dihedral açılı ve ok açılı taşıyıcı elemanlar için hatalı sonuçlar vermesine rağmen girdap kafes yöntemleriyle ok açılı ve dihedral açılı her türlü taşıyıcı elemanın ve eleman kombinasyonlarının analiz edilebileceği belirtilmektedir. Ancak girdap kafes yöntemleri taşıyıcı elemanı kamburluk eğrisinden ibaretmiş gibi varsaydığından viskoz etkileri hesaba katamamaktadır. Bu nedenle kesit profil bilgisini kullanarak kamburluk ve viskoz etkileri hesaba katabilen non-lineer nümerik taşıyıcı çizgi teorisi taşıyıcı çizgi teorilerinin ve girdap kafes yöntemlerinin ara kesiti durumundadır. Çalışmada non-lineer nümerik taşıyıcı çizgi yöntemini kullanarak pervane analizi yapabilen bir bilgisayar programı geliştirilmiştir. Programın doğrulama çalışmaları kanat üzerinde yapılarak tatminkâr sonuçlar elde edilmiştir. Pervane üzerindeki uygulamalar için literatürden geometrisi ve performans değerleri bilinen test pervaneleri seçilmiştir. Bu pervane geometrileri Adkins (1994), Larrabee (1979) ve Bauer (1997)’nin çalışmalarından alınmıştır. Programın tasarım dışı noktalardaki başarısını hesaplamak için Yaggy (1960) tarafından çeşitli oturma açılarında geometrisi verilmiş bir pervane modeli kullanılmıştır. Bu pervane NACA 0009 kesitinden imal edilmiştir. Klasik teoride ihtiyaç duyulan kesit karakteristikleri çeşitli Reynolds sayısı ve hücum açısı aralıklarında Abbott (1945) ve Sheldahl (1981)’den alınmıştır., In the history of aviation, the propeller played an important role in the development of powered aircraft. When it comes to moving a piston engine airplane through the air, there is no alternative to the propeller. Most commercial airliners are now driven by propeller in the form of turbofan engines and turboprop engines. Propellers are the most efficient means of aircraft propulsion. By imparting a small pressure change over a large area, propellers achieve much higher efficiency than jet engines. In the past, propellers were highly efficient at cruise speeds up to approximately Mach 0.6. However, above this speed, large compressibility losses on the blading caused the efficiency to fall rapidly. The increase emphasis on fuel conservation has stimulated developments on propeller powered aircraft. Nowadays, advanced design concepts make possible the design of high efficiency Propeller capable of Mach 0.8 crusing. Currently, popular numerical methods in used include the vortex lattice methods, the lifting line surface methods, are expected to provide extremely reliable predictions. The literature of propeller aerodynamics is scattered and in some respects is inconsistent and incomplete. Of basic importance for the theory and design of propellers is the treatment of propellers with load distribution for best efficiency developed by Theodorsen in a series of NACA reports and finally presented in his book published in 1948, but now long out of print. This work is a milestone in the development of the theory of propellers, but parts of it are obscure, it is not without errors, and the application to the design of an efficient propeller needs clarification. The consequence of these difficulties has been a general neglect, both in theoretical studies and in practical propeller design, of the underlying theory developed by Theodorsen. It has been shown that the ideal distribution of circulation first computed by Goldstein need not be limited to the condition of light loading as assumed by Goldstein. Nonetheless propeller design methods in current use are limited by the light loading assumption and fail to take advantage of the more general possibilities. Quite remarkable is the lack in the aeronautical literature of a complete and accurate tabulation of the Goldstein circulation function, which is essential for the design of a propeller with minimum energy loss. In general, it is a very difficult problem to compute rigorously the velocity induced by the vortex system. Theodorsen, employing an electrical analog, expanded Goldstein’s very limited tables, but his results are also limited and not very accurate. The theory of aircraft propellers, following the original development of finite wing theory, has nearly always proceeded as a lifting line analysis. That is, blade elements may be considered to act as two-dimensional foils upon which the forces are the same as would be found in a uniform two-dimensional flow with the same velocity and direction as occurs locally at the blade element. This approach to the design of blade elements is continued in the present study. The lifting line treatment does not restrict the generality of the underlying analysis of the trailing vortex system. The lifting line theory is the best known and most readily applied theory for obtaining the spanwise lift distribution of a wing and the subsequent determination of the aerodynamic characteristics of the wing from two dimensional airfoil data. The characteristics so determined are in fairly close agreement with experimental results for wings with small amounts of sweep and with moderate to high values of aspect ratio. For this reason, this theory has served as the basis for a large part of precent aeronautical knowledge. The hypothesis upon which tho theory is based is that a lifting wing can be replaced by a lifting line and that the incremental vortices ahed along the span trail behind the wing in straight lines in the direction of the free-stream velocity. The strength of these trailing vortices is proportional to the rate of change of the lift along the span. The trailing vertices induce a velocity normal to the direction of the free stream velocity and to the lifting line. The effective angle of attack of each section of the wing is therefore different frcm the geometric angle of attack by the amount of the engle (called the induced angle of attack) whose tangent is the ratio of the value of the induced velocity at the lifting line to the value of the free stream velocity. The effective angle of attack is thus related to the lift distribution through the induced angle of attack. In addition, the effective angle of attack is related to the section lift coefficient according to two dimensional data for the airfoil sections incorporated in the wing. Both relationships must be simultaneously satisfied in the calculation of the lift distribution of the wing. If the section lift curves are linear, these relationships may be expressed by a single equation which can be solved analytically. In general, however, the section lift curves axe not linear, particularly at high angles of attack, and analytical solutions are not feasible. The method of calculating the sponwise lift distribution using nonlinear section lift data thus becomes one of making successive approximations of the lift distribution until one is found that simultaneously satisfied the aforementioned relationships. Since the theory of propellers with minimum induced loss is founded on considerations of the trailing vortex sheet, it was thought to be necessary to present a more detailed discussion of the dynamics of vortex sheets and the consequences of their instability and roll up than is usually found in treatments of propeller aerodynamics. In this thesis, non-lineer lifting line method is used to predict the performance of a number of propellers. The objective of this thesis is to develop computer codes of vortex lattice method of lifting line analysis. The vortex lattice method approximates a lifting surface and its wake by a discrete vortex lattice system. The propeller is considered to be blades of arbitrary planeform, rotating with a constant angular velocity about a common axis in an unbounded fluid. Interaction between blades is considered. The presence of the hub is ignored. The vortex wake of the propeller is assumed to be a helix of constant pitch and diameter. This assumption is coincident with Goldstein’s helical vortex model. In both cases, the propeller is considered to be lightly loaded, and to have no slipstream contraction. As it is applied in this study, it is common for the helical vortices in the wakes of propellers, rotors to be represented computationally by a sequence of straight vortex segments. In lifting line analysis, the propeller blade is assumed sufficiently thin to be represented by distribution of horseshoe vortices lying in the mean camber surface of each blade. Steady flow conditions are assumed; the circulation is only a function of location along the radius. The induced flow at any radial location due to the horseshoe vortex is given by the Biot-Savart equation. Non-lineer numerical lifting line method takes into viscous effects and chambering account. Also it can be used for the lifting element that has dihedral angle, sweep angles and both of them. So it can be thought of as a cross-section of vortex lattice method and classical lifting line methods. A Computer program is developed that uses non-lineer numerical lifting line methods in Matlab computer language. To verify program, some applications was made on wing. Some test propeller has been choosen from literatüre to verify program on the design point. These propellers are selected from the studies of the Adkins (1994), Larrabee (1979) and Bauer (1997). In order to test the computer program around the off-design point of propellers experimental data is required. In this respect, the study of Yaggy (1960) which presents the performance data of a few propellers tested in wind tunnel is considered. One of these propellers has NACA 0009 airfoil sections. The classical theory needs section characteristics in several Reynolds number and angle of attack ranges and this data is taken from Abbott (1945) and Sheldahl (1981)., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2013, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2013, Dünya üzerinde hava araçları ile kuşların havada çarpışmaları sonucunda maddi ve bazen de can kayıplı olarak birçok kaza meydana gelmektedir. Son yıllarda havacılık teknolojisinin ilerlemesiyle hava taşıtlarının hızlarının artması ve gürültü seviyelerinin azalması sebebiyle, kuşlar uçarken uçakların yaklaştığını çok geç fark etmektedirler. Uçakların tasarım gelişimlerinin yansıra kuşların doğal hayatlarındaki değişimlerden dolayı, kuş çarpması kaynaklı kazaların sayılarında artış görülmektedir. Ayrıca meydana gelen kazaların maliyetleri ve özellikle de can kayıplarına sebep olması nedeniyle, uçakların bu tür kazalara karşı artık daha dayanıklı olarak tasarlanması gerekmektedir. Uçakların tasarımları bu gibi çarpışma durumlarına karşı dayanıklı olarak tasarlanmasının yanı sıra bu kazaların oluşumunu engelleme çalışmaları diğer bir çözüm yolu olarak karşımıza çıkmaktadır. Her ne kadar yüzde yüz etkili bir çözüm yolu olmasa da, kuşların doğal hayatlarının kontrolü de kuş çarpması kaynaklı kazaları önlemede kullanılan yöntemler arasındadır. Havacılık sektörü, meydana gelen kazalar sonucunda 1990 lı yılların başından itibaren kuş çarpması sebebiyle meydana gelen kazaları detaylı olarak takip ederek, raporlamaya başlamıştır. Raporlar incelendiğinde uçakların bu gibi kazalara sıklıkla karıştığı görülmektedir. Raporlar sonucu oluşan veriler analiz edildiğinde uçağın ana elemanlarından jet motorları ve kanatlar en çok darbeye maruz kalan elemanlar olarak görülmektedir. Sonuç olarak uçak ana elemanlarından kanat ve motor; tasarım sürecinde kuş çarpma riski de göz önüne alınmaktadır. Uçak tasarımlarının, bu yönde gelişiminin yanında, bu tasarımların dünya genelinde uygulanan belirli yönetmelikler çerçevesinde, belirli standartlara sahip olması ve gerekli onaylarının alınması gerekmektedir. Bu onayların alınması için yapılan testlerde, kuş cinslerinin çeşitliliği ve uçak üzerinde çarpma meydana gelebilen elemanların çok olması test maliyetlerinin yüksek olmasına sebebiyet vermektedir. Yapılan testlerde parametrelerinin çokluğu bir kuş çarpması kazasının test ortamında simüle edilmesini zorlaştırmaktadır. Bu şartlar altında kuş çarpması problemini bilgisayar ortamına taşıyarak maliyet yükünden kurtulmanın yanı sıra, bu testler sırasında kullanılan canlıların varlıklarını sürdürmesi sağlanmaktadır. Problemin bilgisayar ortamına aktarılması sırasında, çarpışma elemanları olarak kuş ve uçak kanadı modellendikten sonra ortam değişkenlerinin gerçeğe uygun olarak belirlenmiştir. Özellikle çarpışma elemanlarından kuşun geometrisinin ve özelliklerinin seçimi, analiz sonuçlarının gerçeği yansıtması açısından önemlidir. Kuş elemanının seçimi ve simüle edilmesi üzerine dünya çapında araştırmalar yapılmış olup, ilgili makalelerden bu tez çalışma kapsamında yararlanılmıştır. Problemin elemanlarından bir tanesi olan uçak kanadı, bir insansız hava aracı kanat yapısını simüle etmektedir. Ayrıca ortam değişkenleri, insansız hava aracının uçuş şartları göz önüne alınarak belirlenmiştir. Tezin konusu olan bir uçak kanadının hücum kenarına kuş çarpmasının sonlu elemanlar yöntemiyle incelenmesi için öncelikle, bu probleme en uygun analiz metodunu belirlemek gerekmektedir. Bunun için problemin simüle edilebileceği uygun sonlu elemanlar metotları ve daha önce yapılan çalışmalar incelenerek en uygun ve gerçeğe en yakın sonuçları veren yöntem seçilmelidir. Geçmiş çalışmalar ve ilgili makaleler incelendiğinde, kuş çarpması olayının incelenmesi için dört yöntemin kullanıldığı gözükmektedir. Bunlar; Lagrange metodu, Euler metodu, ALE ve gerçek şartlara en yakın sonuçları veren, SPH metodudur. Lagrange metodu genellikle katı cisimlerin analizinde kullanılan bir yöntem olup çözüm ağı katı cisim üzerinde sabittir. Euler metodu akışkan analizlerinde kullanılmaktadır ve çözüm ağı uzayda belli bir bölgeyi kapsamaktadır. ALE metodu akışkan-rijid cisim analizlerinde kullanılmakta olup, çözüm ağı uzayda bir bölgeyi sınırlasa da cisim ile birlikte hareket edebilme kabiliyeti vardır. SPH metodunda ise çözüm ağı kullanılmamaktadır, bunun yerine parçacıklar kullanılmaktadır. Bu sayede kuşun parçalanması simüle edilebilmektedir. Kuş çarpmasının incelenmesinde kullanılan sonlu elemanlar yönteminin incelenmesinden sonra, analiz için seçilen SPH metodunun parametrelerinin doğruluğunun kontrol edilmesi için literatürdeki bir çalışma örnek alınmıştır. Ele alınan bu örnek model, uygun parametreler ile yeniden modellenerek aynı sonuçlara ulaşılmaya çalışılmıştır. Bu sayede SPH metodunun doğruluğu kanıtlanmıştır. Analiz için gerekli olan kuş modeli, kanat modeli ve ortam şartları belirlendikten sonra SPH metodu kullanılarak LS-DYNA yazılımı ile problem simüle edilmiştir. LS-DYNA yazılımında analiz yapılmadan önce ANSA analiz öncesi yazılımı ile analiz ortamı oluşturulmuştur ve analiz sonuçları da analiz sonrası yazılımı olan LS-PrePost ile incelenmiştir. LS-DYNA yazılımı ile elde edilen veriler düzenlenerek, analiz sonucunda örnek kanat parçası üzerinde oluşan gerilmeler ve malzeme yer değiştirmeleri detaylı olarak, resimleriyle birlikte gösterilmiştir. Bu çalışma kapsamında örnek bir uçak kanadına, hidrodinamik yapısal özelliklere sahip olarak kabul edilen bir kuş modeli çarptırılmıştır. LS-DYNA yazılımından elde edilen sonuçlar incelendiğinde örnek olarak ele alınan kanat üzerinde plastik deformasyon meydana geldiği görülmüştür, As a result of aerial vehicles collisions with birds in the air, there are many accidents occur that cause high cost and sometimes losing of life. Birdstrikes on aircraft a major threat to human life and there is a need to devolop structures which have high resistance towards these structures. According to the Federal Aviation Administration(FAA) s Federal Aviation Regulation(FAR), European Aviation Safety Agency(EASA) s Joint Aviation Requirements(JAR) and North Atlantic Treaty Organization(NATO) s Standardization Agreement(STANAG) on damage tolerance and fatigue evaluation of structure, an airplane must be capable of successfully completing the flight during which likely structural damage might occur as a result of impact with a bird which is according to regulation, at cruise velocity at sea level or 0.85 cruise velocity at 8000 feet. The aim of the research is to develop a methodology which can be utilized to certify an aircraft for birdstrike using computational techniques since the physical testing of birdstrike is expensive, time consuming, cumbersome and for sanitary purpose. In recent years, with the progress of aviation technology, the birds realize aircrafts approaching too late, due to decreasing noise levels in aircraft engine and increasing flight speed of airplanes. As well as aircraft, design development, due to changes of the birds natural lives, there is an increase in the number of accidents because of bird strike. Furthermore, due to cause high cost and specially casualties, aircrafts need to design for resistant design of this type of accidents now. Aircraft designs, such as the design of collision-resistant states, as well as other work to prevent occurrence these accidents appears to be a solution. Although it is not one hundred percent effective solution, controlling the natural lives of bird methods that can be used to prevent bird strike accidents. Because of accidents in the aviation industry is following the accidents in detail that occur due to a bird strike and started reporting from the beginning of the 1990s. When the reports are examined, aircrafts often involve in accidents like this, are observed. When the analysis of data as a result of the reports, the main elements of the aircraft; jet engines and wings are exposed to shock that the elements are seen as a very. As a result, the main elements of aircraft wings and engine, during the design process should be considered in the risk of bird collision. In addition aircraft design development in this direction, applied specific regulations in the context of these designs throughout the world, have specific standards and approvals required to be taken. On these tests for getting approvals, because of the variety of bird species, and many of the elements that can occur on the aircraft crash testing, causes to rise costs. In tests, in the multiplicity of parameters make it difficult to simulate a test environment of bird strike accident. Under these circumstances, as well as getting rid of the cost load of the bird strike problem by moving to a computer, then animals used in these tests are provided to continue their existence. While transferring of the problem to the computer environment, after modelling bird and aircraft wing, as the elements of impact; environment variables determined as realistic values. Particularly elements of the collision, selection of bird geometry and properties is important for reflecting realistic results. Researches were carried on bird element selection and simulation around the world, articles was used on the scope of work of this thesis. Aircraft wing, which is one elements of the problem, an unmanned aerial vehicle wing structure is simulated. In addition, environment variables of analysis are set taking into account an unmanned aerial vehicle flight conditions. A finite element analysis of bird strike on leading edge of air plane wing that is the subject of the this thesis, primarily to examine the finite element method, this problem should be to determine the most appropriate method of analysis. So then, it is needed examining the finite element methods of the problem can be simulated in the most suitable and most realistic by inspecting previous studies. When past studies and related articles are examined, four methods are seems to be used investigating the event of a bird strike. These are the Lagrangian method, the Eulerian method, the ALE (Arbitrary Lagrangian-Eulerian) and SPH method, which is given the most relevant results to actual conditions. The Lagrangian method is often used on rigid body analysis, mesh is fixed on the rigid body. The Euler method is used fluid analysis and mesh covers a particular region in space. The ALE method is used for analysis of fluid-rigid body interaction problem. Although mesh covers a region in space, that has ability to move along with the body. Mesh is not used in SPH method; particles are used instead of mesh. After examining finite element analysis method on analyzing bird strike, a study is taken an example by litterateur to control accuracy of SPH method s parameters that is taken for bird strike analysis. The model that is taken as a sample is re-simulated by suitable parameters for reaching to same results by the sample study. The results obtained from the simulation are compared with the data from the past study on literature, and the process is validated with a plate. Thus, SPH method s accuracy is proved. Typical bird shapes are used in numerical bird strike analyses include a number of primitive geometries, such as the right circular cylinder, hemi-spherical cylinder, sphere and ellipsoid. There are also some simplifying assumptions made regarding the modeling of the bird material. Yet, the open literature on the subject includes no comparative study to systematically investigate the effect of the projectile shape or bird model material on the accuracy of impact loads analyses. After determining bird model, wing model and environment conditions which are needed to analyzed, the bird strike problem is simulated with LS-DYNA according to SPH method, that is non linear finite element analysis code, in which the bird is modeled using the Smooth Particle Hydrodynamics (SPH) technique. The detailed CAD geometry of the leading edge was carried over an unmanned aerial vehicle in SolidWorks 2013. Before analyzing the system with LS-DYNA, analyze environment was created with the ANSA v13.1.0 that is pre-processing software. Meshing, connections and material properties are then defined in the ANSA v13.1.0. The validated SPH bird model is impacted at the leading edge. The parametric studies are carried out by designing the leading edge for different values of thickness for leading edge components. Then the SPH bird model is impacted at varying impact velocites and results are compared within. It is proposed that the results obtained from simulation can be utilized in the initial design stages as well as for certification of an aircraft for birdstrike requirements as per federal regulations. The results of the analysis has been studied with LS-PrePost 4.1 that is a post-processing software. The results including displacement, Von Mises stresses, forces, impulse, deformation and velocity are obtained from the simulation. In this final year project, a 0,9 kg homogenous bird model with a simplified geometrical shape is modeled using the Smooth Particle Hydrodynamics (SPH) formulation. The reliability of the analysing model is validated by comparing the numerical result with experimental results of a real bird of similar mass impacting normally at an impact velocity of 138 m/s onto a flat rigid panel. Results are compared in terms of strain level at the centre of the impact. This is attributed to the assumptions made in the formulation of the numerical model. The modeling of bird strike using the Smooth Particle Hydrodynamics (SPH) formulation is investigated by modeling impact on an elastic aluminum panel. The verified Smooth Particle Hydrodynamics (SPH) model serves as a medium for comparison of the numerical results. Analysis is made based on the obtained numerical results. However experimental results are not available to substantiate the conclusions made from the numerical results. Within this study, a bird, which is recognized as having the physical properties of the hydrodynamic model, was stroke to an unmanned aeral vehicle’s wing. According to the result from LS-DYNA software, there is not a plastic deformation on the sample wing structure., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2012, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2012, İnsansız hava araçlarının (İHA) sınırlı kapalı mekanlarda kontrol ve uçuş planlaması bazı spesifik zorluklar içermektedir. Bu çalışmada, İHA’ların kapalı mekân otonom uçuşlarını deneysel ve teorik olarak incelenecektir. Küçük ölçekli bir üç kanatlı bir İHA tasarlanmış ve kablolu bir bilgisayar haberleşmesi ile kapalı mekan uçuşları yapabilecek donanıma ulaşması sağlanmıştır. Öncelikle dikey denge uçuş modelini daha iyi anlamak için, genel bir kontrol problemi olan “Ters Sarkaç” üzerinde çalışılmıştır. Serbest cisim diyagramı kullanılarak ters sarkacın matematiksel modeli hesaplanmış ve ters sarkacı kontrol etmek üzere bir optimal kontrol yöntemi olan Lineer Kuadratik Regülatör kullanılmıştır. Aynı zamanda bozuculu ve bozucusuz modellere ait sonuçlar Matlab Virtual Realty Toolbox kullanılarak gözlemlenmiştir. Ters sarkaç sisteminden elde edilen bilgi ile tasarlanan kapalı ortam uçağının dikey denge uçuş modeli elde edilimştir. Burada geribesleme açılarında oluşacak tekillik problemini ortadan kaldırmak amacıyla kuaternion yaklaşımı kullanılmıştır. Sonuç olarak, İHA için kontrolör optimizasyon kriterleri tanımlanmış ve araç için LQR kontrol yapısı tasarlanmıştır., The operation of unmanned aerial vehicles (UAVs) in constrained indoor environments presents many unique challenges in control and planning. This thesis investigates modeling and control methods as applied to indoor autonomous flight vehicles in both a theoretical and experimental context. A small-scale UAV, including a custom-built three-wing tailsitter is combined with wired computer network to form a testbed capable of indoor autonomous flight. First of all a general control problem “Inverted Pendulum” is studied to understand the hover flight model better. By using free body diagram of Inverted Pendulum mathematical model is computed. And Linear Quadratic Regulator which is an optimal control algoritm aplied to our sytem. Also results are observed in Matlab Virtual Realty world for with and without disturbances. By using knowledge of Inverted Pendulum, mathematical model of our indoor plane in hower is obtained. Quaternion axis set is used to avoid singularty in feedback angles. Finally, controller optimization criterias are defined for UAV. By using LQR control technique an optimal linear controller is designed for the vehicle., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2011, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2011, Bu çalışmada, Visual Basic programlama dili kullanılarak sesaltı jet motorlu uçakların performans analizini yapan bir yazılım geliştirilmiştir. Yazılımın daha kolay kullanılabilmesi bakımından, kullanıcı tarafından sağlanan veri girişleri ve program çıktıları için bir arayüz tasarlanmıştır. Hazırlanan bu yazılım uçuşun değişik aşamaları için analitik ve sayısal yöntemleri kullanarak temel performans hesaplamaları yapabilmektedir. Temel uçuş aşamaları kalkış-iniş, tırmanma-alçalma, seyir uçuşu ve dönüş aşamasıdır. Burada kullanılan analitik ve sayısal yöntemlerdeki denklemler uçağın maddesel kütle olduğu, uçağın simetrik olduğu ve ağırlık merkezinin değişmediği kabulleri yapılarak türetilmiştir. Bu yazılımda bazı uçuş halleri için önerilen analitik ve nümerik yöntemlerin sonuçlarının karşılaştırmasını görmek mümkündür. Yazılım ayrıca performans hesaplamalarına ait sonuçları hazır grafikler haline getirebilmektedir. Atmosfer, standart atmosfer modeli kullanarak modellenmiştir. Performans analizi yapılması istenilen uçağa ait itki ve özgül yakıt sarfiyatı verilerini bir veri dosyasından tablo halinde okuyabilmektedir. Programın test edilmesi için sesaltı bir jet motorlu uçağa ait aerodinamik, motor ve geometri bilgileri kullanılmıştır., In this thesis a software for analysing performances of subsonic jet aircrafts has been developed by using Visual Basic programming language. In order to facilitate the usage of the software an interface providing data input- output possibility has been designed. The software makes the calculations of basic performance of an aircraft at various stages of flight by analytical and numerical methods. The basic flight stages are take off-landing, climb-descend, cruise and turning. The equations used in analytical and numerical methods are derived with the assumptions that an aircraft has a concentrated point mass at the centre of gravity, is symmetric and its center of gravity is fixed. With this software it is possible to compare the results of analytical and numerical methods for some flight conditions. Moreover, the results of performance calculations can be displayed by graphs. The atmosphere is modelled using the standard atmosphere model. The thrust and specific fuel consumption data of the aircraft to be analized are introduced from the related data files. A test application is realized by using given aerodynamic, engine and geometry data of a subsonic jet aircraft., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2011, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2011, Gözenekli ortamlarda akış ve ısı geçişi olayları günümüzde makine, uçak, uzay, kimya, jeofizik, inşaat ve nükleer gibi pekçok disiplinin ilgisini çeken bir çalışma konusu olarak mühendislik araştırmalarında önemli bir yer tutmaktadır. Konuyu önemli kılan başlıca etken pekçok bilimsel ve teknolojik uygulamada kullanılan gözenekli ortam sistemleri hakkında hala kesin olarak açıklığa kavuşturulamayan noktaların bulunmasıdır. Yapılan bu çalışmada, bir kısmı gözenekli ortam içeren bir kanal içindeki akış olayı deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Yapılan deneysel çalışmada, gözenekli ortam pleksiglas çubukların bir matris halinde dizilmesi ile oluşturulmuştur. Dairesel, kare ve 45o döndürülmüş kare olmak üzere üç farklı çubuk geometrisi kullanılarak üç farklı kanal oluşturulmuş ve geometrinin hız profiline etkileri gözlemlenmiştir. Özellikle gözenekli ortam ve serbest akış bölgesi sınırını oluşturan arayüz hattındaki hızların geometri ile değişimi, çalışmanın en temel konusunu oluşturmuştur. Hız alanının DPIV sistemi kullanılarak elde edildiği deneyler ayrıca bir de sayısal çalışmayla desteklenmiştir. Sayısal çalışma, kanalın eş ölçekte üç boyutlu bir modelinin oluşturulması, bu model üzerinde ızgara yapısının oluşturulması ve çözüm basamaklarını kapsamaktadır. Elde edilen sonuçlar karşılaştırıldığında, sayısal ve deneysel çalışmaların sonuçlarının çok büyük bir uyum içerisinde olduğu görülmüştür. Çalışma sonucunda hız profillerinin ve arayüz hızlarının değişen ortam geometrisi ile ne şekilde değiştiği iyi bir şekilde ortaya konulmuştur. Çalışmanın diğer bir amacı da analitik bir geçirgenlik hesabının oluşturulmasını içermektedir. Geçirgenliğin gözenekli ortam çalışmaları için oldukça önemli bir değişken olması bu çabayı anlamlı kılmaktadır. Çalışmanın bu kısmında inceleme konusu olan dairesel, kare ve 45o döndürülmüş kare geometride çubuklardan oluşan gözenekli ortamlar için analitik geçirgenlik hesapları başarılı bir şekilde elde edilmiştir. Dairesel ve kare çubuklardan oluşan gözenekli ortamlar için elde edilen geçirgenlik bağıntıları, daha önceden kaynaklara girmiş diğer çalışmalarla karşılaştırılmış ve güvenilir sonuçlar sağladıkları görülmüştür. 45o döndürülmüş kare çubuklarla oluşturulmuş gözenekli ortam için geçirgenliği veren bir bağıntı kaynak araştırmasında bulunamamıştır. Bu nedenle, bu çalışmada ortaya konan bağıntı çalışmanın katkısı olarak değerlendirilebilir., The fluid flow and heat transfer phenomena within porous media is accounted as a significant subject among engineering researches which attracts attention of many disciplines like mechanical, aeronautics, astronautics, chemical, geophysics, civil and nuclear engineering. The chief factor of importance of the subject is that there are still unknown points about porous media systems which have wide area of use in many scientific and technological applications. This study covers the experimental and computational investigation of fluid flow in a channel which partially includes a porous zone. In the experimental part of the study, the porous media is produced using a matrix-like array of plexiglass rods. The study includes three different geometries of porous media which are formed using rods with circular, square and 45o rotated square cross sections. The effect of different geometries on velocity profile is observed at the study. Especially the effect of 3 different geometries on the behaviour of the velocity magnitudes on interface line, which is the boundary between the porous media and free flow region, is aimed as the most significant investigation of the study. During the experiments DPIV system is used for obtaining the velocity field and these results are also supported by a computational analysis. The computational part of the study includes the design stage of an equally sized 3-D model of the experimental channel, the meshing stage of the channel and the solution stage. At the end of the study a good agreement between experimental and computational results is observed. By means of the results of the study the effect of the geometry on the behaviour of the velocity profiles and interface velocities are clearly figured out. The second purpose of the study covers the proposal of an analytical method for the determination of permeability. The importance of the permeability for porous media studies makes this effort meaningfull. In this part of the study, analytical permeability determination methods are successfully obtained for all three investigated geometries which are composed of rods with circular, square and 45o rotated square cross sections. The analytical expressions obtained for geometries with circular and square cross sectioned rods are compared with former studies found in the literature search and a reliable agreement is observed. An analytical expression which calculates the permeability of 45o rotated square rods is not discovered during literature search. For this reason the expression obtained at this current study can be evaluated as contribution of the study., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2011, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2011, Son yıllarda iyice yaygın hale gelen kompozit malzemelerin hava-uzay yapılarındaki kullanımı nedeniyle uçak kanadı, kontrol ve kumanda yüzeyleri gibi plak yüzeylerin ses altı ve ses üstü durumlarda serbest titreşim ve aeroelastik analizi ile ilgili birçok çalışma yapılmış ve hem teorik hem deneysel olarak doğrulanmıştır. Bu tez kapsamında da plak yüzey olarak modellenen uçak yapılarının çeşitli geometrilerde ve durumlardaki dinamik ve aeroelastik analizleri teorik olarak yapılarak serbest titreşim ve flutter frekansları elde edilmiş ve literatürdeki bazı çalışmalarla karşılaştırılmıştır. Bu çalışmada plak yapıların çeşitli durumlarda dinamik ve aeroelastik davranışları incelenmiştir. Bu kapsamda çalışma üç temel bölüme ayrılmıştır. İlk bölümde dikdörtgen bir plağın basit mesnet sınır şartları altında serbest titreşim analizi yapılmıştır ve literatürle kıyaslandığında elde edilen frekans değerlerinin oldukça tutarlı olduğu görülmüştür. Daha sonra plak modeli biraz geliştirilerek kalınlığı x yönünde lineer olarak değişen bir plak modeli ele alınmıştır. Plak geometrisindeki sivrilme sadece plağın kalınlığı yönündedir. Kalınlığı x yönünde değişen bu plağın dinamik analizi yapılarak serbest titreşim frekansları elde edilmiştir ve literatürdeki frekans değerleriyle karşılaştırılmıştır. Analizlerin bir kısmında plağın düzlem içi yüklere maruz kaldığı da göz önünde bulundurulmuştur. Elde edilen sonuçlar çeşitli sivrilme oranları için grafiksel olarak gösterilmiştir. Dinamik analize ek olarak kalınlığı x yönünde değişen plağın aeroelastik karakteristiğini tespit etmek amacıyla sanki-daimi piston teorisi kabulüne göre aerodinamik yükleme terimleri ilave edilmiştir. Son olarak kalınlığı değişen plağın aeroelastik hareket denklemi bulunmuştur. Çalışmanın ikinci bölümünde Winkler elastik zeminine oturan dikdörtgen bir plak ele alınmıştır. sabit, lineer ve parabolik gibi farklı yay katsayı durumlarındaki Winkler elastik zeminine oturan bir dikdörtgen plağın ses üstü flutter davranışı araştırılmıştır. Son olarak ise çapraz-tabakalı kompozit plakların delaminasyon denilen ve tabakalar arası ayrılma anlamına gelen hasar modu durumundaki flutter davranışı incelenmiştir. Tüm çalışma boyunca ele alınan plakların basit mesnet sınır şartları altında olduğu kabul edilmiştir. Elde edilen hareket denklemleri literatürden alınan malzeme özellikleri ile Mathematica 6.0 paket programı kullanılarak Diferansiyel Dönüşüm Yöntemi adı verilen ve Taylor seri açılımına bağlı olan bir teknik ile çözülmüştür. Sonuç olarak hesaplanan frekans değerleri grafik ve çizelgelerde gösterilerek, literatürle karşılaştırılmıştır ve iyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir., During the recent years, the usage of composite materials in the aerospace structures has become widespread. Due to it, the free transverse vibration and aeroelastic analysis of the plate surface like aircraft wings, control and stabilizer have been studying many times and either numerical or experimental validations of these findings are reported. Within the scope of this thesis, the dynamic and aeroelastic analysis of the aerospace structures which are modeled as plate surfaces are done. The free vibration and flutter frequencies are obtained and compared with previous studies in open literature. In the present study, the dynamic and aeroelastic behaviours of various structural models have been analysed. In this context, the study is divided into three sections. In the first section, free transverse vibrations of a normal rectangular plate in the simply supported bounday conditions have been performed. The free vibration frequencies are obtained accurately. Then, by improving the plate geometry, the free vibrations and flutter analysis of rectangular plates of linearly varying thickness have been studied on the basis of classical plate theory. It is assumed that the plate thickness changes only in x direction. Also, the in-plane forces are added to the plate governing equation in order to determine how they affect the frequencies. The obtained results are plotted. In addition to the dynamic analysis, the aeroelastic governing equation of plates (have linearly varying thickness) is derived by adding the aerodynamic pressure. This aerodynamic pressure is wrritten according to the quasi-steady supersonic piston theory. In the second section, aeroelastic stability and supersonic flutter analysis of a panel resting on a variable Winkler foundation are considered. The flutter margins and its aerodynamic pressures are investigated for variable elastic coefficient of the foundation along the panel major axis like constant, linear and parabolic. And the last section includes the investigations about the supersonic flutter characteristics of the cross-ply and angle-ply composite plates in the delamination failure mode. Simply supported boundary conditions are assumed all over the study. The governing differential equations of motion are solved by using Differential Transform Method which is based on Taylar series expansion. Computer codes are written in Mathematica 6.0 and natural frequencies and flutter frequencies are calculated using these codes for all sections. Finally, the calculated results are tabulated in several tables and graphics that showed good agreement with the literature., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2010, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2010, Bu çalışmada katmanlı çekirdekli sandviç plağın anlık basınç yükü altındaki dinamik davranışı deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Deneysel çalışma kapsamında ilk olarak sandviç plak üretilmiştir. Sandviç plağın alt yüzeyinde ve üst yüzeyinde ikişer kat çift yönlü cam elyaf kullanılmıştır. Çekirdek yapı polikarbonat levha, aramid bal peteği ve köpük malzemelerinin sıralanmasıyla oluşturulmuştur. Anlık basınç yükü, şok tüpü içersinde bulunan basınçlı havanın, tüpün ağzında yer alan membranı yırtmasıyla elde edilmiştir. Katmanlı çekirdekli sandviç plak deney platformuna ankastre olarak tutturulmuştur. Deneyler sırasında plak yüzeyinden hem basınç hem de gerinim verileri ölçülmüştür. Ölçülen basınç verileri kullanılarak anlık basınç yükleri için uygun basınç fonksiyonları oluşturulmuştur. Oluşturulan bu fonksiyonlar, sonlu elemanlar analizlerinde kullanılmıştır. Sonlu elemanlar analizleri için ANSYS kütüphanesinde yer alan Shell 281 elemanı kullanılarak katmanlı çekirdekli sandviç plak modellenmiştir. Bu model kullanılarak plağın sayısal analizleri gerçekleştirilmiştir. Sayısal analizler sonucunda plak orta noktasının gerinim değeri zamana bağlı olarak elde edilmiştir. Sayısal ve deneysel olarak elde edilen gerinim değerlerinin arasında bir uyum olduğu görülmüştür. Deney ve sayısal çalışma arasındaki uyum görüldükten sonra çekirdek malzemelerinin sıralanışı değiştirilerek yeni bir konfigürasyon elde edilmiştir. Yeni konfigürasyon için de sayısal analizler gerçekleştirilmiştir. Her iki konfigürasyonun sayısal analizleri yapılarak plak orta noktasında, katmanlar arasındaki gerinim ve gerilme değerleri zamana bağlı olarak elde edilmiştir. Sonuç olarak, deneysel ve sayısal sonuçlardan elde edilen plak orta noktasındaki gerinim değerleri birbirleri ile karşılaştırılmıştır., In this study, the dynamic behavior of a laminated sandwich plate with a stepwise graded core is studied experimentally and numerically. In experimental study, firstly sandwich plate is manufactured. It has four layers of bidirectional glass epoxy face sheets. Lexan® polycarbonate sheet, Airex® structure foam and aramid honeycomb are used for core materials. Air blast load is obtained by compressing the air in a tube and then suddenly expanding the compressed air by using a membrane. Sandwich plate is clamped at all edges to a fixed steel frame. Pressure sensors and strain gauges are used to measure the pressure and strain. Pressure distribution is gained from the experimental study. According to this distribution a pressure function is formed. Then, this function is used in the FEA. For the FEA, laminated sandwich plate was modeled by using Shell281 element which is from ANSYS v11.0 library. Using this finite element model, transient analysis is performed. The strain-time history results at the center point of the plate obtained from the transient analysis. Core materials’ stacking sequence changed after a good agreement between the results. In the same way, transient analysis performed for this new configuration. Finally, results with experimental study and numerical analysis are compared according to strain rates., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2010, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2010, Bu çalışmada bir insansız hava aracının otopilot sistemi için sistem tanılaması ve öngörülü kontrol yaklaşımı önerilmiştir. Oluşturulan otopilot sistemi değişik rüzgar şartları ve algılayıcı gürültüleri şartları altında denenmiştir. Benzetim için Matlab/Simulink, 6 serbestlik dereceli uçak modellerinin geliştirilmesinde kullanılan Aerosim kütüphanesi, sistem tanımalası için MATLAB System Identificaton Toolbox, kontrolörün modellenmesi için MATLAB MPC kütüphanesi ve sonuçların görselleştirilmesi için açık kaynak kodlu FlightGear yazılımı kullanılmıştır. Benzetimlerde uçak modeli olarak Aerosonde insansız hava aracı modeli kullanılmıştır., In this study a linear system identification and a prediction based control approach is proposed for the autopilot system of an unmanned aerial vehicle. The resultant autopilot system was tested under different wind conditions and sensor noise conditions. For the simulation environment MATLAB/Simulink, Aerosim toolbox for 6 DOF aircraft model, MATLAB System Identification toolbox for system identification, MATLAB MPC toolbox for controller design and for the visualization of the aircraft open source FlightGear software is chosen. In simulations Aerosonde unmanned aerial vehicle model is used., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2010, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2010, Bir ana rotor ve bir kuyruk rotor yapılandırmasından oluşan geleneksel helikopter tipi olarak İTÜ-ROTAM Merkezi tarafından tasarlanan helikopterin prototipi TAI tesislerinde üretim aşamasındadır. Bu hava aracının dinamik modelini oluşturmak ve kontrol sistemleri tasarlamak ve sınamak amacı ile bu tez çalışmasında altı serbestlik dereceli uçuş dinamiği, ana ve kuyruk rotor dinamiği ve aerodinamiği, hava aracının aerodinamiği, pilot, geleneksel ve geliştirilmiş kontrol sistemi modelleri oluşturulmuş ve simülasyonları yapılmıştır. Bu modelleme, simülasyon, kararlılık ve performans analizleri birbirine bağımlı çapraz etkileşimli doğrusal olmayan denklemlerden oluşmaktadır. Kontrol sistemleri tasarımlarını daha kolay kılabilmek için doğrusal olmayan helikopter uçuş dinamiği modelinin durum değişkenleri ağırlık merkezine etki eden üç asal eksendeki çizgisel hızlar (u, v, w), açısal hızlar (p, q, r) ve yönelme açıları (φ-yuvalanma, θ-yunuslama) olarak seçilmiş ve tanımlanmıştır. Bunun için rotor palasının çırpma ve gecikme dinamikleri analitik çözülerek doğrusal olmayan helikopter uçuş dinamiği modelinin serbestlik dereceleri azaltılarak basitleştirilmiş ve gerçek zamanlı benzetimi sağlanmıştır. Bunun yanında prototip helikopter doğrusal uçuş dinamik modelini kararlılık ve kontrol türevleri cinsinden yazılmış ve hesaplanmıştır. Değişik uçuş modları için transfer fonksiyonları çıkartılmıştır. Geleneksel insan operatör modelinin yetersiz kaldığı durumlar için geliştirilmiş pilot modeli tasarlanmıştır. Böylece çok girişli çok çıkışlı (MIMO) pilot-uçuş dinamiği modelinin kapalı-çevrim benzetimleri yapılmıştır ve pilotun kabiliyetleri sınanmıştır. Pilot yanında helikopter uçuş dinamiği modelini kararlı kılabilecek kararlılık arttırıcı sistemler (KAS) ve otomatik uçuş kontrol sistemleri (OUKS) tasarımına yer verilmiştir. Geleneksel kontrol tekniklerinin yetersiz kaldığı KAS tasarımında geliştirilmiş kontrol teknikleri ile uçuş dinamiği modelinin kararlılığı sağlanmıştır., A single main rotor with a tail rotor configured conventional helicopter is designed by ITU-ROTAM Center and the rotorcraft is in manufacturing phase in Turkish Aerospace Industry (TAI). In this thesis, to model helicopter dynamics and design control systems, six degree of freedom flight dynamics, main and tail rotor dynamics and aerodynamics, aircraft aerodynamics, pilot, conventional and developed control system models are obtained and simulations are performed as objectives of prototype helicopter flight dynamics, design and examination of control systems. The modeling, simulations, stability and performance analyses are interconnected nonlinear equations. State variables of nonlinear helicopter model are selected and defined to be body velocities (u, v, w), body angular rates (p, q, r) and attitude angles (φ-roll, θ-pitch) to ensure easiness of control systems design. For this purpose rotor blade flapping and lagging dynamics are solved analytically to reduce degree of freedom for simplicity of nonlinear helicopter dynamics and to obtain simulation capability in real-time. Beside, linear helicopter dynamics are written and calculated in terms of stability and control derivatives. Transfer functions for different flight modes are obtained. Developed pilot model is designed when conventional human operator was insufficient. Therefore, multi-input multi-output (MIMO) pilot-flight dynamics model closed-loop simulations are performed and capability of the pilot is tested. Beside the pilot, the design of stability augmentation systems (SAS) and automatic flight control systems (AFCS) for stabilization of helicopter flight dynamics is studied. Developed control techniques ensure stability of flight dynamics model where conventional control techniques were insufficient in SAS design., Doktora, PhD

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2010, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2010, Bu yüksek lisans tez çalışmasında izotropik malzeme ve Fonksiyonel Derecelendirilmiş Malzeme (FDM) den yapılmış küresel bir kabuğun dinamik analizi ayrı ayrı yapılmış, doğal frekansları ve karşılık gelen mod şekilleri gibi önemli titreşim karakteristikleri incelenmiştir. Söz konusu incelemelerin yapılabilmesi için koordinat sistemi tanımlanmasından başlanarak hareket denklemlerinin ve sınır şartlarının çıkartılmasına kadar analitik çalışılmış ve bu denklemler deplasmanlar cinsinden ifade edilmiştir. Çalışmanın bu aşamasına kadar enine kayma gerilmeleri ve dönel ataletleri de hesaba katmak için “Birinci Mertebe Kayma Gerilmesi-Deformasyon (BMKGD)” teorisi kullanılmıştır. Elde edilen denklemler “Diferansiyel Kuadratür Metodu (DKM)” ile nümerik olarak çözülmüştür. DK metodu ilk olarak değişik sınır şartları için kiriş serbest titreşim problemine ve daha sonra iki boyutlu uygulamasını pekiştirmesi ve konuya örnek olması açısından, plak titreşim problemine uygulanmıştır. Elde edilen bulgular literatürdeki bazı değerlerle karşılaştırılmış DK metodunun yakınsaması incelenmiştir. Sonraki aşamada metot küresel kabuk titreşimine uygulanacak şekilde uyarlanmıştır. Denklemler ve nümerik çözüm, çelikten yapılmış bir kabuğa ve çelik ile seramik malzemelerinin mikroskobik boyutta karıştırılmasıyla elde edilmiş, malzeme özelliklerinin kabuk kalınlığı boyunca değişebildiği, bir yüzeyde çelik özelliklerinin diğer yüzeyde ise seramik özelliklerinin ağırlık gösterdiği FDM’ den imal edilmiş küresel bir kabuğa uygulanmıştır. Küresel kabuk ve bu iki farklı malzeme içinde yine doğal frekanslar ve karşılık gelen mod şekilleri tespit edilmiştir. Elde edilen bu sonuçların birbiriyle karşılaştırması yapılmıştır. Bulunan sonuçlar yine literatürdeki çalışmalardan elde edilen sonuçlarla ve ANSYS paket programı kullanılarak elde edilen sonuçlarla karşılaştırılmıştır., At this master degree thesis work, dynamical analysis of a moderately thick spherical shell has been done for both isotropic material and “Functionally Graded Material (FGM)” and important characteristics such as mode frequencies and corresponding mode shapes are examined. For the sake of being able to make these examination, analytically studied from defining the coordinate system to handling the governing equations and these governing equations expressed in terms of displacements. Different boundary conditions are also expressed in terms of displacements. Up to this stage, First-Order Shear Deformation Theory (FSDT) is used to include the transverse shear stresses and rotary inertias. The governing equations are tried to be solved numerically by using Differential Quadrature Method (DQM). At first, free vibrations of a beam is analysed with different boundary conditions to have a better understanding of the application of DQM and leading from one dimensional application of DQM to two dimensional. The data obtained are compared with some finding in the literature and the convergence of DQM is analysed. For consolidating the two dimensional application of method and as a good example of the subject, plate vibrations are studied and again the results obtained are compared with the results in the literature. The method is modified to apply it to spherical shell vibrations as the next step. Equations and numerical solutions are applied to an isotropic steel shell and the shell manufactured by FGM which is made by mixing steel and ceramic in microscopic level and in which the material properties changes by the transverse coordinate and on one surface the steel properties are important and on the other surface ceramic properties are important. For the spherical shell and these two different types of materials, mode frequencies and corresponding mode shapes of the spherical shell are obtained. The results are compared with each other and with the results found in the literature and the results of the analysis with ANSYS package program., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2010, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2010, Bu çalışmada, midibüs ve otobüs gibi ticari araçlarda kullanılmak üzere yeni bir bagaj kapağı mekanizması tasarımı ve analizi yapılmıştır. Çalışmanın yapılmasındaki amaç, mekanizma çalışma uzayının minimum hacimde tasarlanarak, kapağın dar alanlarda kullanım kolaylığının sağlanması ve önceki tekniklere kıyasla, ergonomi açısından iyileştirilmesidir. Yapılan tasarımda, bagaj kapak mekanizması paralel menteşe sistemi olarak dizayn edilmiştir. Tasarım aşamasındaki sistemin dört-çubuk mekanizmasına benzemesi nedeniyle, kinematik analiz sonuçları bu yolla elde edilmiştir. Dört-çubuk mekanizması, endüstride yaygın olarak kullanılan basit bir sistemdir. En az sayıda eleman kullanılarak birçok hareketin üretilmesinde etkili bir şekilde kullanılmaktadır. Çalışmada, dört-çubuk mekanizması sistemi ile modellenen tasarım üzerinde belirlenen dizayn noktalarının, hız, açısal hız ve açısal ivme değerleri hesaplanmış ve bu değerlerin tasarım üzerindeki etkileri değerlendirilmiştir. Ayrıca, tasarımı yapılan bu sistemin deneysel modeli kurulmuş ve sistem üzerinden alınan dataların, hesaplanan sonuçlarla uyumlu olduğu görülmüştür., In this study, a new luggage door mechanism to be used in commercial vehicles such as midibuses and buses, was designed and analyzed. The goal of this study was to design a door mechanism having minimum volume, to be utilized in narrow areas, and increased ergonomics compared to existing ones. Due to its kinematic similarity to a four-bar mechanism, the kinematic analysis of the design was carried out based on a four-bar mechanism. Four-bar mechanism, widely used in industry as a simple system and used in an effective manner by managing the minimum number of elements in the production of multi kinematical systems. The velocities, rotational velocities and rotational accelerations of selected points were calculated and the effects of these calculated values on the design were evaluated. Furthermore, the experimental model of this design was set up and it is observed that the data taken from this model are compatible with the calculated results., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2010, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2010, Bu tez çalışmasında amaç görüntü güdümlü bir uçan robot tasarlamaktır. Bu amaçla dört rotorlu bir mini insansız hava aracının üzerine yerleştirilmiş bir kamera ile yerdeki hedefin takibi ve hedef üzerinde açısal konumunun kontrol edilmesi sağlanmıştır. Görsel servolama kontrol yapısı iç döngüde quadrotorun hızını kontrol eden düşük seviyeli servo kontrol döngüsüne sahiptir. Dış döngü ise görsel kontrolcü kullanarak hata vektörünü kontrol eden bir döngüdür. Bu çalışmada dış döngüyü oluşturan görsel kontrolcü iki farklı yöntemle tasarlanmıştır. Birinci yöntem görüntü esaslı görsel servo kontrol, ikinci yöntem ise hibrit görsel servo kontrol (2½ B görsel servo kontrol) yöntemidir. Tasarlanan kapalı çevrim sistemlerinde dış döngünün yapısından bağımsız olarak iç döngü aynı kalmıştır. Matlab’de benzetimi yapılan kontrolcü sistemleri test düzeneği kurularak deneylerle de sınanmış ve quadrotor hava aracının kontrolü sağlanmıştır., The goal of this thesis is to build a vision-guided autonomous flying robot. For this purpose, a four rotor unmanned aerial vehicle with an on-board camera has been stabilized on the ground target by visual information through the control loop. The control architecture of an visual servoing system normally consists of two loops: a low level servo loop to control the four rotor helicopter velocity and an outer one to control the error between the current feature and the desired feature using a visual controller. In this study the outer loop controller was designed by using two different approaches. These approaches are called image based visual servo control method (IBVS) and hybrid visual servo control method (2½ D visual servoing). The inner loop keeps the same structure in both methods. Various simulations were developed on MATLAB, in which the quadrotor aerial vehicle has been visual-servo controlled. In order to show the effectiveness of the algorithms, an experimental setup was designed and experiments were performed on a model UAV which suggest successful performance., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Bu çalışmada, bir insansız hava aracının kompozit iniş takımının tasarım, üretim ve testleri gerçekleştirilmiştir. İniş takımına iniş sırasında gelebilecek yüklerin belirlenmesinin ardından, iniş takımı tasarımında etkili olacak kompozit malzemeler incelenmiş, var olan kompozit malzemelerin malzeme özellikleri, ankastre mesnet, esneklik ve çekme testleriyle belirlenmeye çalışılmıştır. Daha sonra sonlu elemanlar analiz programı kullanılarak çeşitli konfigürasyonlar bilgisayar ortamında statik teste tabii tutulmuş ve içlerinden optimum tasarım belirlenmiştir. Ardından belirlenen optimum tasarımın üretim süreci başlamış, üretilen iniş takımı statik teste tabii tutularak gerekli koşulları sağlamadığı belirlenmiştir. Gerekli koşulu sağlayamayan optimum tasarım üzerinde iyileştirme çalışmaları yapılmış, ve yeni tasarım, incelenen değişik kompozit malzeme üretim yöntemlerinden biri kullanılarak üretilmiştir. Ardından gerçekleştirilen testlerle iniş takımının iniş sırasında gelebilecek yüklere dayanıklı olduğu sonucuna varılarak süreç tamamlanmıştır., In this study, design, manufacture and testing procedures has been performed for the composite landing gear of an unmanned aerial vehicle. After the determination of the landing loads, that is going to be applied to the landing gear, composite materials, which is going to be effective on the design of the landing gear, are researched. Later, material properties of the available composite materials are determined with the help of fixed support bending test, flexural test and tensile test. Then using finite element analysis software, various configurations of the landing gear are subjected to static tests to determine an optimum landing gear design. With the determination of the optimum landing gear design, manufacture procedure is started, and real static tests are made for the manufactured landing gear. With the analysis of the test results, optimum landing gear design could not achieve to overcome the necessary conditions. As a result, optimization of the landing gear is performed and new design is manufactured with one of inspected manufacturing methods of the composite materials. Study is finalized with the tests and determination of the durability of the new landing gear to the expected landing loads., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Bu çalışmada, düzlemiçi yerdeğiştirmeleri engellenmiş izotropik ve anizotropik plakların, üniform sıcaklık değişimi ile kritik burkulma sıcaklıkları hesaplanmıştır. Analizlerde malzeme özelliklerinin sıcaklıkla değişmediği kabulü yapılmıştır. Sayısal çözümlerin elde edilmesinde ANSYS 10.0 sonlu elemanlar paket programı kullanılmıştır. Bu sonuçlar analitik olarak elde edilen sonuçlarla karşılaştırılmış ve analitik sonuçlarla uyum sağladığı görülmüştür. Altı bölümden oluşan bu çalışmada konu ile ilgili olarak kompozit malzemeler, tabakalı kompozit plaklar, izotropik plaklar, sonlu elemanlar metodu, plaklarda termal burkulma ve nümerik sonuçlar hakkında bilgiler verilmiştir. Hesaplamalarda plak boyutları, sınır şartları, plak kalınlığı, fiber oryantasyon açısı, tabaka sayısı, tabakaların yerleşim biçimi, malzeme türü gibi parametreler ele alınarak bu parametrelerin kritik burkulma sıcaklıkları üzerinde etkisi incelenmiştir. Bulunan değerler tablolar halinde verilmiştir. Bu değerlerden grafikler oluşturulmuş ve gerekli değerlendirmeler yapılarak sonuçlar elde edilmiştir., In this study, the critical buckling temperatures of uniformly heated isotropic and anisotropic plates with immovable ends are investigated. Material properties are assumed to be constant with the change of temperature. The numerical results are obtained by using ANSYS 10.0 program. Then those results are compared with the analytical solutions. It was found that the results are very close to each other. Composite materials, laminated composite plates, isotropic plates, finite element method, thermal buckling of plates and numerical results are given in six chapters. Plate dimensions, plate thickness, boundary conditions, fiber orientation angles, number of layers, stacking sequence of layers and material types are taken as parameters to investigate the critical buckling temperatures of the plates. The findings are shown in tables and graphics., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Başta havacılık ve uzay olmak üzere tüm mühendislik uygulamalarında kullanım alanları gün geçtikçe genişleyen piezoelektrik malzemeler, son yıllarda oldukça ilgi çeken, araştırma ve geliştirmeye oldukça uygun bir konu olarak karşımıza çıkmaktadırlar. Mekanik gerilmeye maruz kaldıklarında elektrik alan oluşturan ve tersinir yönde elektrik alan etkisinde ise gerinim oluşturan piezoelektrik malzemeler, yüksek elastisite modülleri sayesinde ana yapının katılık ve kütle matrislerine ihmal edilebilir boyutta bir artış sağladığından ana yapıda çok sayıda kullanılıp titreşim ve şekil kontrolünün sağlanması işlevini görmektedirler. Özellikle algılayıcı ve eyleyici olarak kullanılabilme kabiliyetine sahip piezoelektrik malzemelerin geniş kullanım alanları hızla gelişen piezoelektrik teknolojisine paralel olarak artmaktadır. Yan sistemlerin desteğini almaksızın sağladıkları bu özellikleri ile piezoelektrik malzemeler havacılık ve uzay sanayinde aktif titreşim kontrolünde yaygın olarak tercih edilmektedirler. Bu çalışmada, piezoelektrik yamalı katmanlı kompozit bir kirişin titreşim analizinin yapılması ve sönümleme kontrolünün sağlanması amaçlanmıştır. Farklı sınır koşulları için kiriş davranışının incelendiği teorik çalışmanın yanı sıra sonlu elemanlar yöntemine dayanan paket programlar kullanılarak gerçeğe en uygun biçimde yapılmış olan modellemelerle kirişin sonlu elemanlar analizi gerçekleştirilmiştir. Son olarak yapılmış olan deneysel çalışmalar sonucunda elde edilen verilerin teorik çalışma ve analiz sonuçlarıyla tutarlılığı değerlendirilmiştir. Teorinin deneylerle doğrulanmasının amaçlandığı bu çalışma ile ülkemizde piezoelektrik malzeme teknolojisinin geliştirilmesi; bu sayede bilim ve mühendislik alanlarında kullanımının daha da yaygın hale gelmesi hedeflenmiştir., Piezoelectric materials are getting popular in engineering applications recently. Especially in aerospace engineering fields, piezoelectric materials have been favorable subjects to be researched and developed. When piezoelectric materials are subjected to mechanical stress, an electric field is created and vice versa strain is created when subjected to electrical field. Due to their superior elasticity modulus, they have negligible effects to the stiffness and mass matrices of the structure. Hence, they can be used numerously for vibration and shape controlling without any necessity of secondary systems. Having the capability of performing as both actuators and sensors, their application areas increase rapidly parallel to developing piezoelectric technology. Consequently, piezoelectric materials are widely used for active vibration control in aviation and space industry. In this work, vibration analysis and control of a laminated composite beam with piezoelectric patches is achieved. Firstly, the mathematical modeling of the laminated beam is created with various patch configurations. Next, the equations of motions are derived and additionally the natural frequencies and mode shapes of the beam will be obtained. Various boundary conditions of the laminated beam are examined. After theoretical study, finite element modeling of the beam is performed and the laminated beam is analyzed by using ANSYS software. After the experimental study is performed, the consistency of the theoretical study with the experimental study will be considered. By the way, the piezoelectric technology in Turkey is intended to be developed., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Bu tez çalışmasında Baykar Makina A.Ş. bünyesinde tasarlanan ve tamamı kompozit malzemeden imal edilen bir taktik insansız hava aracının kanat dinamik analizleri yapılmıştır. Analiz kapsamında kanadın serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri deneysel ve sayısal yöntemler kullanılarak belirlenmiştir. Sayısal çalışmada sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak kanadın serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri hesaplanmıştır. Bilgisayar ortamında 3 boyutlu modellenen kanat NASTRAN-PATRAN sonlu elemanlar paket programından faydalanılarak analiz edilmiştir. Deneysel çalışmada kök kısmından ankastre olarak mesnetlenen kanadın ucu yüklenerek eğilmiş ve aniden bırakılarak serbest titreşmesi sağlanmıştır. İkinci tip deney çalışmasında ise kanat üzerine anlık darbe yükü uygulanmış ve serbest titreşmesi sağlanmıştır. Ardından kanat üzerine ilave ağırlık koyularak aynı deneyler tekrarlanmıştır. Kanat üzerine yerleştirilmiş olan ivme ölçerden elde edilen veriler incelenerek kanadın serbest titreşim doğal frekansları elde edilmiştir. Sonuçta iki farklı yöntem ile elde edilen veriler karşılaştırılmış ve değerlendirme yapılmıştır., In this study, dynamic analysis of a wing of a tactical unmanned aerial vehicle that is designed and completely produced by composite material in Baykar Makine A.Ş. has been done. As content of analysis, wings free vibration natural frequencies and mode shapes have been determined by using experimental and numerical methods. In numerical study, free vibration natural frequencies and mode shapes of the wing has been calculated by using finite element method. Wing that is 3 dimensionally modeled in computer has been analyzed by using NASTRAN-PATRAN finite element packet program. In experimental study, wing, which is clamped from root, has been bent by loading at tip and suddenly released to vibrate freely. In second experimental study, impact load has been applied to the wing and made vibrate freely. After that, same experiments have been done with the wing, which has been weighted with extra mass. Free vibration natural frequencies of the wing have been gained from the data obtained from the accelometer that has been positioned on the wing. At the end, data’s gained from two different methods have been compared and commented., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Bu çalışmada, uçak performansı hesaplamalarına yönelik geliştirilen bir program sunulmuştur. Program, MATLAB® GUI kullanılarak, kullanıcı tarafından sağlanan veri girişleri ve program çıktıları için görsel bir arayüzle tasarlanmıştır. Program, itki ve güç üreten tahrik sistemli uçaklara yöneliktir. Aerodinamik, tahrik sistemi ve temel geometrisi tanımlanan uçak için; seyir, kalkış ve iniş, tırmanma ve alçalma hallerine ait temel performans hesaplamaları yapılabilmektedir. Performans hesaplamalarına ait sonuçlar, hazır grafikler halinde kullanıcıya sunulabilmektedir. Uçağa ait itki, güç, yakıt debisi verileri tablo halinde okunabilmektedir. Bütün hesaplamalar, uçağın maddesel kütle olarak kabul edildiği hareket denklemlerine dayanmaktadır. Atmosfer, standart atmosfer modeli kullanılarak modellenmiştir. Çözümlere temel teşkil eden uçuş hallerine ait hesaplama yöntemlerine değinilmiştir. Programın test edilmesi için bir ticari jet yolcu uçağına, bir turboprop nakliye uçağına ve bir sesüstü jet savaş uçağına ait aerodinamik, motor ve geometri bilgisi içeren grafik ve çizelgeler sunulmuş; grafiklere ait sayısal değerler tablolaştırılarak, programda kullanılabilir hale getirilmiştir. Hazırlanan verilerle, program kullanılarak yapılan örnek hesaplamalara ait sonuçlar sunulmuştur., A computer program, which is developed for aircraft performance analysis, is introduced in this study. A graphical user interface is developed using MATLAB® GUI for data input and output. The program is intended for the calculation of jet and propeller aircraft performance. Performance calculations for cruise, take-off and landing, climb and descent are achieved by the program for an aircraft with predefined aerodynamics, engine and geometric data. Results for the performance calculations are obtained in standard performance graphs and charts. Tabulated data depending on engine thrust, power and fuel flow can be used. All calculations are based on the two-degrees-of-freedom point-mass equations. The atmosphere is modeled using International Standard Atmosphere Model. The calculation methods for different flight conditions used in the program are introduced. Graphs, tables and charts for aerodynamics, engine and geometric data for a commercial passenger jet, a turboprop transport aircraft and a supersonic jet fighter are introduced. Some numerical data are extracted from graphs and given in tabulated form. These data are used for program test and evaluation. Representative performance calculations of the program for the given data are introduced., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Piezoelektrik malzemeler, en sık kullanılan akıllı malzemelerin başında gelir. Kullanım alanları çok geniş bir yelpazede dağılmış olup, tenis raketi, kayak, mikrofon, ateşleyici, araç hava yastığı gibi günlük hayatta kullanılan birçok sistem ile jiroskop, ivme ve basınç ölçerler, transformatör, uçak kanatlarında dengeleyici, hassas konumlandırma cihazları, eyleyici ve algılayıcılar gibi ileri teknoloji alanında sıklıkla kullanılmaktadır. Piezoelektrik malzemelerin farklı boyut ve geometrideki yapılara kolay uygulanabilirliği ve ölçüm hassasiyeti, mühendislik uygulamalarında önemli bir yer edinmelerini sağlamıştır. Titreşim kontrolünde ise havacılık ve uzay yapıları başta olmak üzere birçok mühendislik uygulamasında kullanılmaktadır. Bu çalışmada, kompozit katmanlı bir plağın her iki yüzeyine yapıştırılmış piezoelektrik yamalar yardımıyla titreşim kontrolü analitik olarak incelenmiştir. Katmanlı kompozit, ince, dikdörtgen plak, Klasik Katmanlı Plak Teorisi (CLPT) ile modellenmiş, plağın alt ve üst yüzeylerinde film tabakası halinde yapıştırılmış Poliviniliden florid (PVDF) yamalar yardımıyla titreşimi sönümlenmiştir. Plak davranışı çeşitli sınır koşulları altında incelenmiştir. Plak kalınlığının, katman diziliminin, yamaların plak üzerindeki konum ve boyutlarının plak davranışına etkileri gözlenmiştir. Çalışmada elde edilen sonuçlar literatürdeki benzer çalışmalar ile karşılaştırılmıştır., Among the smart materials, piezoelectric materials take place as frequently used materials in variety of fields. Usage of piezoelectric materials are spread widely in everyday life such in tennis racquets, skis, microphones, igniters, airbags as well as in advanced technologies such in gyroscopes, acceleration and pressure measurements, transformators, stabilizers in air-plane wings, positioning devices, sensors and actuators. Providing precise measurements and the simplicity in their applications to structures with different dimensions and geometry, piezoelectric materials have been very important in engineering fields. They are used in vibration control of engineering structures under dynamic loadings, especially in aerospace structures. In this study, vibration control of a laminated composite plate by piezoelectric patches bonded onto the plate’s surface is examined. The thin, laminated composite, rectangular plate is examined by Classical Laminated Plate Theory (CLPT), vibration is suppressed by with thin films of polyvinylidene fluoride (PVDF) bonded to upper and bottom surfaces of the plate. Behavior of the plate is examined for the different boundary conditions. The effects of plate thickness, laminate configurations, dimension and position of patches to the plate behavior is observed. The results obtained within the study are compared with similar works., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008, Bu çalışmada, hafif ticari bir helikopterin güç aktarma sisteminin burulma titreşimleri analizi yapılmıştır. Analizler için öncelikle sistemin basitleştirilmiş modeli, toplu parametre yaklaşımı ile ayrık model olarak hazırlanmış ve Lagrange denklemleri yardımıyla hareket denklemi elde edilmiştir. Bu denklemin özdeğerleri MatLab dili ile hazırlanan bir kod vasıtası ile bulunmuştur. Daha gelişmiş ve ayrıntılı başka bir model, Daha gelişmiş ve ayrıntılı başka bir model, dönen sistemlerin dinamiği konularında özelleşmiş ve sayısal yöntemleri kullanan bir program yardımı ile yayılı model olarak hazırlanmış ve sistemin doğal frekansları bulunmuştur. Hazırlanan bu modelde, dişliler arasındaki direngenliğin katı ve esnek olması durumlarına göre sistemin doğal frekansları ve mod biçimleri karşılaştırılmıştır. Ayrıca sistemde tek yönlü bir kavramanın bulunması nedeni ile bu kavramanın uçuş esnansında çözülmesi veya bağlı olarak çalışması ile oluşan farklı işletme koşullarındaki burulma titreşimleri de incelenmiştir. Sistemin burulma titreşimlerine ait doğal frekanslar, helikopterin farklı uçuş rejimleri ve otorotasyon koşulları dikkate alınarak ve Campbell Diyagramları kullanılarak belirlenmiştir. Bu çalışma ile kritik devir sayılarında hangi burulma titreşimlerinin uyarılmasının beklendiğine yönelik çalışmalar da yapılmıştır. Sistemin burulma titreşim davranışının değiştirilmesi istendiğinde hangi tasarım parametrelerinin daha duyarlı olduğu da bu çalışma kapsamında incelenmiştir., In this study, torsional vibrations of the power transmission system of a light commercial helicopter are analyzed. As a starting study, by using “lumped parameter” model, the simplified model of the power transmission system is prepared and motion equation is obtained with the help of Lagrange equations. Eigenvalues of this equation are found with a software program written with MatLab. Another model, which is more developed and detailed, is prepared as “distributed parameter to model with a program, that is specialized about dynamics of rotating systems and that uses numerical methods. Hence the natural frequencies of the system are found. In this model, natural frequencies of the system are compared between the rigid and flexible,gear tooth assumptions. In addition, natural frequencies of advanced and simple systems and natural frequencies of coupled and uncoupled systems are compared. Critical natural frequencies are identified using Campbell diagrams. Autorotation, engine run-up and coast down and different flight regimes of the helicopter are considered. Based on the present analysis, design modifications which may effect the torsional response of the system are identified., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008, Bu çalışmada sabit kanatlı dikey iniş kalkış yapabilen bir insansız hava aracının hareket denklemleri elde edilmiştir. İncelenen hava aracı, 3 adet kanal içi motor pervane sistemi ile tahrik edilmektedir. Kanat uçlarında yer alan ön motorların açısal konumu kontrol edilebilmektedir. Öncelikle hava araçları için genelleştirilmiş hareket denklemleri çıkartılmış ve sayısal yöntemler ile çözüm yapılmak üzere düzenlenmiştir. Denklemlerin düzenlenmesinin ardından aerodinamik, itki ve kütle modelleri oluşturulmuştur. Aerodinamik sabitler, kararlılık ve kontrol türevleri, AAA (Advanced Aircraft Analysis) ticari yazılımı kullanılarak elde edilmiştir. İtki modeli olarak sabit itki modeli ve sabit beygir gücü modelleri incelenmiştir. Kütle modeli olarak, hava aracının üç boyutlu modeli bilgisayar ortamında oluşturulmuştur. Hava aracına etki eden kuvvet ve momentler bulunduktan sonra statik denge incelemesi yapılmıştır. Uçağın statik denge koşulları askı durumu, düz uçuş ve geçiş durumlarında elde edilmiştir. Oluşturulan bir sayısal çözüm yazılımı ile her 3 durum için seçilen bir denge konumundan itibaren uçağın zamana bağlı dinamik hareketi incelenmiştir. Zamana bağlı hareket, tam hareket denklemlerinin 4. Dereceden Runge Kutta sayısal yöntemi ile çözümünden elde edilmiştir. Denklemlerin çözümünde herhangi bir lineerleştirme yaklaşımı yapılmamıştır. Yapılan çözümlemede, hava aracı askı, geçiş ve seyir durumlarında denge konumundan itibaren kontrol kuvvetlerinde belirli bozunmalar verilerek, aracın bu kuvvet değişimlerine verdiği cevaplar grafiksel olarak elde edilmiştir. Elde edilen grafiksel sonuçlar hava aracının uçuş karakteristiğini göstermiştir., In this study, the motion equations of a vertical takeoff landing unmanned aerial vehicle is obtained. The vehicle is propelled by 3 ducted fan propeller engines. Two of them are located at tip of the each wing and the third one is located on the aft fuselage. The orientation angle of the wing tip engines can be controlled along their own axis. First of all, the general equations of motion for fixed wing aerial vehicles are gathered and organized for the numerical calculations. Having organized the equations, aerodynamic, thrust and mass models are created. The aerodynamic coefficients, stability and control derivatives are obtained by the modelling of the aircraft in AAA (Advanced Aircraft Analysis) Software. Constant thrust and constant horse power assumptions are used for thrust model. For mass model, the three dimensional computerized drawing of the air vehicle is used. After evaluating the forces and the moments acting on the vehicle, static trim analysis has been performed. The static trim conditions for 3 flight regimes (hover, transition and cruise) are calculated to obtain the initial conditions for dynamic analysis. The time depended dynamic motion of the aerial vehicle in three flight regimes is calculated from static trim condition via developed numerical solution code. The time depended motion equations are solved numerically by 4th Order Runge Kutta Method. Equations are not lineerized during this numerical procedure. After numerical solution, the characteristic of the aircraft is obtained by graphical representation. Graphical representation shows the behaviour of the aircraft after some force changing from an initial condition., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008, Bu çalışmada dairesel kesitli kesik konik kabuğun serbest titreşim çözümlemeleri yapılarak doğal frekansları bulunmuş ve değişik mod şekillerinin frekans değerleri incelenmiştir. Kabuk yapı için birinci mertebe Love yaklaşımına dayalı ince kabuk teorisi kullanılmıştır. Serbest titreşim çözümlemeleri sırasında Donnell-Musthtari-Vlasov sığ kabuk kabulleri ve denklemleri ele alınıp çözümlenmiştir. Ayrıca aynı sığ kabuk yaklaşımında kullanılan kabullere göre Rayleigh yöntemi ile de çözümleme yapılmıştır. Bunlara ek olarak bir paket program kullanılarak dairesel kesik konik kabuğun değişik geometri özellikleri için doğal frekansları elde edilmiştir. Paket program çözümlemesinde sığ kabuk yaklaşımında kullanılan kabuller yapılmamıştır. Yapılan üç serbest titreşim çözümlemesinde elde edilen frekans parametresi değerleri birbirleri ile ve Liew’in 2005 yılında ve Shu’nun 1996 yılında yayınladıkları çalışmalarda yer alan değerler ile karşılaştırılmıştır. Serbest titreşim çözümlemesine ek olarak dairesel kesik konik kabuğun zorlanmış sönümsüz titreşim çözümlemeleri de paket program kullanılarak yapılmıştır., In this study, free vibration analysis of cylindrical incomplete conical shell was performed, natural frequencies were found and frequency values of different mode shapes were investigated. For shell structure, thin shell theories based on first degree Love shell theory, were used. In free vibration analysis, Donnel-Musthtari-Vlasov’s shallow shell assumptions and equations were considered. Also another free vibration analysis was performed using Rayleigh method with the same assumptions of shallow shell theory. In addition to these, natural frequencies were derived with using a computer aided engineering analysis program for different geometries of cylindrical incomplete conical shell. In computer aided analysis, shallow shell assumptions were not considered. Frequency parameters which were derived from these three types of analysis were compared between each other and with the frequency parameters derived in the studies of Liew issued in 2005 and Shu issued in 1996., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008, Bu çalışmada, üç veya daha fazla pala sayısına sahip bir helikopter rotor test düzeneğinin, askıda kalma durumu için hareketi incelenmiştir. Sabit hızda dönen sabitlenmiş bir rotorda bulunan pala için hareket denklemleri çıkartılmıştır. Serbest bir rotor göbeği için, gövde serbestlik dereceleri pala hareket denklemlerine eklenmiştir. Daha sonra, pala serbestlik dereceleri ve hareket denklemleri, Fourier koordinat dönüşümü ile dönmeyen eksen takımında ifade edilmişlerdir. Gövde hareket denklemleri de Newtonyen şekilde elde edilmiştir. Pala Elemanı Momentum Teorisi kullanılarak pala kesit kuvvetleri çıkartılmış ve sanki daimi aerodinamik kullanılarak bu kuvvetlerin modal denklemlere etkisi bulunmuştur. Elde edilen hareket denklemlerindeki doğrusal olmayan terimler doğrusallaştırılmış ve neticede, sabit katsayılı doğrusal bir diferansiyel denklem takımı elde edilmiştir. Bu denklem sisteminin özdeğerleri sistemin doğal frekanslarını ve sönüm oranlarını vermektedir. Literatürde bulunan yataksız rotorlu bir rotor sistemi test düzeneğinden elde edilen deneysel sonuçlarla, bu çalışmadaki yöntemden elde edilen sonuçlar karşılaştırılmıştır., In this study, the motion of a helicopter rotor test stand with three or more blades in hover is investigated. Equations of motion are derived for the blade on a rotating fixed hub. Fuselage degrees of freedom (DOFs) are added to these equations in case of a free hub. Afterwards, blade DOFs and equations of motion are expressed in non-rotating frame by using Fourier coordinate transformation. Equations for the fuselage motion are also derived in a Newtonian way. Blade sectional aerodynamic forces are derived with Blade Element Momentum Theory and the effect of these forces on the modal equations are found by using quasisteady aerodynamics. Nonlinear terms in the equations are linearized and consequently, a set of constant coefficient linear differential equations are obtained. The eigenvalues of this system gives the natural frequencies and damping ratios of it. Properties of an experimental rotor stand found in the literature are used to apply the method and the results are compared with the test results., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008, Bu çalışmada; alüminyum levhaların yüzeye dik gelen yüksek hızlı çarpma dayanımlarına, mermi hızı, levha kalınlığı gibi girdilerle birlikte, çeşitli performans artırıcı yöntemlerin (yüzey kaplama, destek katmanı eklenmesi) etkileri deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Levhaların balistik dayanımlarına kaplama uygulamalarının etkilerinin belirlenmesi amacıyla atışlar hem kaplamasız, hem de farklı kaplama çeşitleri kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Kaplamanın uygulandığı levhaların çarpma dayanımlarında belirgin artışlar gözlenmiştir. Destek katmanı eklenmiş levhalarla gerçekleştirilen atışların sonucunda, kaplama uygulanmış levhalara yakın balistik dayanım belirlenmiştir. 7075 alaşımı levhalar, polietilen destek katmanlı olarak üç farklı tasarım koşulunda test edilmişlerdir. Alüminyum-polietilen katman sıralaması ile yapılan atışlarda, mermi polietilen levha tarafından tutulmuştur. Modelleme için MSC PATRAN ve çözüm için MSC DYTRAN ticari sonlu elemanlar yazılımları kullanılarak sayısal çözümler gerçekleştirilmiştir. 6.35 mm kalınlığındaki AA 2024 T351 levhalara yapılan çeşitli hızlarda atışlar üzerine kurulan modelde, levhada oluşan çökme ve şişme değerleri açısından deneysel sonuçlara yakın ve uyumlu sonuçlar elde edilmiştir., In this study, influence of projectile velocity, plate thickness and ballistic performance improving techniques e.g. surface coating and adding support on high velocity normal impact resistance of aluminum plates were analyzed experimentally and numerically. Influence of surface coating on ballistic resistance of plates was tested. After the impact, Improvement at the ballistic resistance of the plates was clearly observed in the coated ones. Composite backed plates were also tested. After these tests, nearly the same ballistic resistance to that of surface coated plates was experienced. Aluminum 7075 alloys supported with polyethylene were tested in three different configurations. Bullets were stopped in the configuration sequencing aluminum as a front layer and the polyethylene at the rear side. MSC PATRAN for modeling and MSC DYTRAN for analyzing were used in numerical investigation. Numerical models were conducted on 2024 aluminum alloys of 6.35 mm thickness and varying bullet velocities. Results obtained from simulations were compared with those of experiments and good correlation was found between the two., Doktora, PhD

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Bu çalışmada, dikey iniş kalkış özelliğine sahip bir İHA (İnsansız Hava Aracı) kavramsal tasarımı ve bu tasarıma göre şekillenen kontrol tahrik sistemi (KTS) uygulaması anlatılmıştır. KTS aynı zamanda İHA nın itki sistemidir ve aynı eksen üzerinde birbirine zıt yönde dönen iki pervaneden oluşan bir fan şeklindedir. İtki sisteminin kontrolü İHA nın yönelimini ve havada dengede kalmasını sağlamaktadır ve bu yüzden tasarımdaki ilk ve en büyük problem olarak görülmüştür. KTS uygulaması için öncelikle tek serbestlik dereceli bir platform üretilmiştir. Daha sonra platformun açısal geri beslemesi için bir ataletsel ölçüm birimi (AÖB) geliştirilmiştir. Platformun yere paralel kalabilmesi için AÖB verileri işlenmiş ve gerekli açı komutu platformun açısal hareketini sağlayan servoya gönderilmiştir. AÖB 2-eksen ivmeölçer ve 1-eksen dönüölçerden oluşmaktadır. Fakat bu algılayıcılar dinamik bir sistemin açısal pozisyonunu bulabilmek için yeterli değildir. Bu sebeple ivmeölçer ve dönüölçer özellikleri Kalman Süzgeci ile birleştirilmiştir., In this study, design of an UAV (Unmanned Aerial Vehicle) with vertical take-off and landing capabilities and its CAS (Control Actuator System) application are considered. CAS, which is formed by a ducted fan assembled from two coaxial propellers, is also the thrust system of the UAV. Control of the thrust system provides UAV s navigation and balance, and therefore considered as the first and the biggest problem in this design. For the CAS application, firstly one degree of freedom platform is produced. Then, an IMU (Inertial Measurement Unit) is developed for platform angular feedback. To keep the platforms plane parallel to earth surface, IMU data is processed. Then, angular command, which is used for angular motion of the platform, is send to the servo. IMU is assembled from 3-axis accelerometer and 1-axis gyroscope, but these are not enough to find the angular position of the dynamic system. As a solution, outputs of accelerometer and gyroscope are fused with Kalman Filter., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Isıl bariyer kaplamaları, malzemenin çalışma sıcaklığını yükselterek sistemin verimini arttırmak amacı ile kullanılır. Genelde metal alt tabakanın üzerine homojen seramik kaplama şeklinde uygulanmaktadır. Bu tür kaplamalarda çalışma esnasında görülen en önemli problem, metal alt tabaka ile seramik kaplamanın ısıl genleşme sabitlerinin farklı olması nedeniyle ortaya çıkan büyük ısıl gerilmelerdir. Gerilmeler sonucunda sistemde çatlaklar ve metal/seramik ara yüzünde ayrılmalar görülmektedir. Söz konusu çatlakları ve ayrılmaları önlemek için fonksiyonel derecelendirilmiş malzemelerden yapılmış kaplamalar geliştirilmiştir. Bu tür kaplamalarda malzeme özellikleri kaplama kalınlığı boyunca fonksiyonel olarak değiştirilmekte ve bu sayede kaplama ile alt tabaka arasındaki uyumsuzluk ve ısıl gerilmeler en düşük dereceye indirilebilmektedir. Bu çalışmada Zirkon ve Alüminyum malzemelerinden oluşan Fonksiyonel Derecelenmiş bir plağın Navier çözümleri Klasik Plak Teorisine göre yapılarak hareket denklemleri çıkartılmış, değişik birleşim oranlarında ve değişik boyutlarında serbest titreşim analizi yapılarak doğal frekansları bulunmuş. Bu plağın belirli bir “q” yükünde verdiği cevaplar bulunmuş. Daha sonra; plak, zamanla değişen yüke maruz kaldığında ortaya çıkan yer değiştirmeler Runge-Kutta iterasyon yöntemi kullanılarak bulunmuştur. Alınan cevaplar arasındaki bağlantılar incelenmiştir., Thermal barrier coatings are used for increasing the operating temperature of the material hence the thermal efficiency of the system. Usually, homogeneous ceramic coatings on metal substrates are used for this purpose. The most important problem faced in the systems with these types of coatings is thermal stresses which develop during operation due to high mismatch in the thermal expansion coefficients of metal substrate and ceramic coating. As a result of thermal stresses, edge cracking and debonding occur along metal/ceramic interface in the system. To prevent cracking and debonding, coatings made from functionally gradient materials (FGMs) were introduced. In these types of coatings, material properties are functionally changed along the thickness of the coating, thus the mismatch between substrate and coating and thermal stresses in the system are minimized. In this study an equation of motion in terms of displacement of a functionally graded rectangular plate-shaped made of Aluminum and Zirconia (ceramic) is calculated by using Navier’s solution of rectangular plates by Classical Plate Theory. Then the rectangular plate’s top surface is ceramic-rich whereas the bottom surface is aluminum rich, is taken to calculate the natural frequencies and the static analysis of plate in various dimensions has completed. Then, this plate is applied to time dependent load and the displacement response is calculated by using Runge-Kutta iteration method., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, ROTAP, helikopter ön tasarımı için yüksek lisans tez çalışması kapsamında geliştirilmiş bir yazılımdır. Potansiyel müşterilerin beklentileri doğrultusunda tespit edilen tasarım isterleri, programın ana girdileridir. Ayrıca kullanıcı tarafından, gerek hesaplama teknikleri ve gerekse çeşitli mühendislik seçimlerinin tasarım girdileri şeklinde programa girilmesi gereklidir. ROTAP, bu girdiler doğrultusunda optimum helikopter parametrelerini bulmaya çalışır. İlk ebatlandırma ve ağırlık kestirimi, istatiksel verilerden elde edilmiş ampirik denklemler yardımıyla yapılır. Ayrıca bazı parametrelerin tarihsel gelişimi içerisindeki değişimlerinin de hesaba katılabilmesi için bir veri tabanı ve bu veri tabanındaki verileri işleyen HELISDATA kodu hazırlanmıştır. İlk ebatlandırma sırasında elde edilen değişken değerleri, bir sonraki adım olan optimizasyon süreci için başlangıç değerleri olarak kullanılır. Kullanıcı hangi parametrelerin optimize edileceğine karar verir. Optimize edilecek değişkenlerin optimum değerleri ilk ebatlandırma sırasında elde edilen başlangıç değerleri civarında aranır. Bu çalışmada Optimizasyon için RSM (Response Surface Methodology) tabanlı optimizasyon yöntemi seçilmiştir. RSM, istatiksel ve matematiksel yöntemleri kullanarak optimum değişken değerlerini elde eder. Bu yöntemde, her bir değişkenin, belirlenen değer aralığında ki çeşitli değerleri için amaç fonksiyonu hesaplanır. Elde edilen amaç fonksiyonu değerleri topluluğuna bir yüzey fonksiyonu uydurulur. Bu fonksiyonun minimumu, optimum sonucu verir. Amaç fonksiyonu, tasarım isterlerinde ve öz görev profilinde tanımlı, çeşitli uçuş şartlarındaki güç gereksinimlerinin, maliyet ve ağırlık değerlerinin istatiksel helikopterinkilerle kıyaslanması şeklinde tanımlanır. Performans hesaplamaları için, pala elemanı momentum kuramı kullanılır. Ağırlık ve maliyet hesaplamaları için ise istatiksel verilerden elde edilmiş ampirik denklemler kullanılır. Kullanıcılar girdi dosyasını ara yüz yardımıyla hazırlatıp çözdürebilirler. Yine ara yüz yardımıyla sonuçları görüntüleyebilirler., ROTAP is a helicopter preliminary design program developed during in scope of this thesis work. Main input file of the program is RFP obtained from customers expectations. At the same time, user also has to enter design inputs that contain data for engineering calculation techniques and engineering selections. ROTAP tries to find optimum values of parameters through these inputs. First estimations of parameters are made by using empirical equations which are obtained from statistical data. A database and an evaluation code called HELISDATA was created to examination historical trend of some parameters. Values of variables that are obtained in the first estimation are initial values of the optimization process. User decides the parameters to be optimized and then ROTAP looks for the optimum values near the initial ones. In this thesis work, RSM (Response Surface Methodology) based optimization techniques are selected for optimization process. RSM is a collection of statistical and mathematical techniques useful for development and optimization. Objective function is calculated for different values in the interval of all parameters. A surface function is fitted on objective functions values. Minimum point of the surface function gives the optimum values of parameters. Objective function is defined by power requirements at the flight conditions in mission profile and RFP, cost and weight divided by same values for statistical helicopter. Blade element momentum theory is used for performance calculations. Empirical equations are used for cost and weight calculations. User can use user interface to get input file and also display results., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2006, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2006, Bu çalışmada, Türkiye şartlarında kullanılabilecek bir insansız hava aracının tasarım optimizasyonu yapılmıştır. Çalışma kapsamında kavramsal tasarım evresi sonucunda ön tasarıma geçmeden önce dondurulan tasarım üzerinde kullanılması amacıyla bir optimizasyon kodu geliştirilmiştir. İnsansız hava araçlarının optimizasyonu için geliştirilen bu kod genetik algoritma kullanarak çalışmaktadır. Genetik algoritma yapısı uçak tasarımına uygun şekilde oluşturularak bir insansız hava aracı tasarımı yapılmıştır. Genetik algoritmanın ve seçilme kriterlerinin oluşturulması, evrim yönteminin belirlenmesi çalışmanın teorik bölümünü teşkil etmektedir. Çalışmada özgün karakter tasviri, özgün uygunluk fonksiyonu, özgün seçilme ve üreme kriteri ve özgün mutasyon kriteri kullanılmıştır. Seçilme kriterleri oluşturulurken uçak denklemleri kullanılmıştır. Uçak disiplinlerinden aerodinamik, itki, performans ve maliyet program dâhilinde etkileşimli biçimde çalışmaktadır., In this study an optimization of an unmanned aerial vehicle, which is operable in Turkish territory, is made. An optimization code is developed in order to apply for designs, which are frozen at conceptual stage and ready to continue with preliminary design. This code is developed for unmanned aerial vehicles and uses genetical algorithm. The stucture of the genetical algorithm is developed according to aircraft design and a sample unmanned aerial vehicle design has been made. Genetical algorithm, selection criteria, evolution method determination and design phases are teorichal parts of this study. In this study original genetical character, original fittness function, original selection criteria and original mutation criteria have been used. While determination of selection criteria aircraft equations are used. Those disciplines, aerodynamics, propulsion, performance and cost are used in the program and they are operated interactively., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2006, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2006, Bu çalışmada, bir kenarından ankastre olarak mesnetlenmiş konsol bir plağın üzerine etkiyen anlık basınç yükü nedeniyle oluşan titreşimleri, plak üzerine yapıştırılmış piezoelektirk uyarıcılar kullanılarak sönümlenmiştir. Plağın sonlu eleman modelinin oluşturulması için piezoelektrik etkilerin eklendiği semiloof kabuk sonlu eleman modeli kullanılmıştır. Sonlu eleman modelinin serbestlik derecesini indirgemek için mod toplama yöntemi uygulanmıştır. Plak Ansys yazılımı ile de modellenerek statik ve dinamik analizlerin sonuçları karşılaştırmış ve sonuçların uyumu gösterilmiştir. Anlık basınç yükü modeli için zamana bağlı olarak üstel bir biçimde azalan Friedlander fonksiyonu kullanılmış ve bu fonksiyondaki parametreler için deneysel çalışmalardan elde edilen değerlerden yararlanılmıştır. İndirgenmiş sonlu eleman modelinden durum denklemleri elde edilmiş ve gözleyicili bir kontrol sistemi ile oluşan yapısal titreşimler başarılı bir şekilde kontrol edilerek bastırılmıştır., In this study, vibrations of a cantilever plate subjected to blast loading are suppressed by the use of piezoelectric actuators. Semiloof shell finite element which includes piezoelectric effects is used for the plate finite element model. To reduce the degrees of freedom of the finite element model, mode summation method is used. Results of the static and dynamic analyses of the plate which is modeled by the Ansys are compared. A good agreement is observed. Friedlander exponential decay equation is used for expressing the blast load model and the parameters of the equation are obtained from some of the experimental results. State-space equations are obtained from the reduced finite element model and structural vibrations are controlled and suppressed successfully by the use of an observer control system., Doktora, PhD

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2006, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2006, Bu çalışmada, pal geometrisi belli olan bir kompresör birinci kademe rotoru için sonlu elemanlar analizleri ile disk geometrisi belirlenmiştir. İlk olarak kompresör tasarımı hakkında bilgi verilmiş, varolan pal geoemetrisinin elde edilişi açıklanmıştır. Pal disk bağlantıları konusunda özellikle son yıllarda artan yapısal dayanım ihtiyaçlarına cevap vermek üzere ortaya çıkan entegre palli rotor kavramı anlatılmıştır. Üç boyutlu yapısal analizler ile tasarımın gerçekleştirilmesi çok fazla zaman aldığından, iki boyutlu analiz metodları belirlenmiş, bu metodlar üç boyutlu yapısal analizler ile karşılaştırılarak uygulanabilirlikleri incelenmiştir. Daha sonra disk geometrisini belirleyen parametreler saptanmıştır. Bu parametrerin etkileri ayrı ayrı incelenip, yapısal olarak en fazla etkiyi gösteren ana parametre grubu oluşturulmuştur. Seçilen parametrelerin kombinasyonlarına dayanan bir tasarım uzayı oluşturularak sonlu elemanlar yöntemi ile iki boyutlu yapısal analizler gerçekleştirilmiştir. Geometrik parametrelerin disk üzerindeki farklı bölgelere gerilme açısından etkisi incelenmiştir. En iyi geometriye ulaşmak üzere elde edilen sonuçlar hem gerilme dağılımı hem ağırlık kriterleri açısından değerlendirilmiş, ikincil parametrelerin de tekrarlanan değerleri analiz edilerek uygun disk geometrileri seçilmiştir. Bulunan en iyi geometriler için üç boyutlu yapısal analizleri gerçekleştirilerek geçerlilikleri incelenmiştir. Son olarak öngerilmeli doğal frekans analizleri ile öncelikle tek başına pallerin titreşim karakteristiği belirlenmiş daha sonra disk ve pal bir arada düşünülerek disk geometrisinin titreşim karakteristiğini ne derece değiştirdiği incelenmiştir. Campbell diagramları oluşturularak kritik motor devirleri belirlenmiş bu motor devirlerini uyarabilecek duran pal sayıları belirtilmiştir. Literatürde yeralan mod şekilleri ve düğüm çapları ile elde edilen sonuçlar karşılaştırılarak ile uyum içerisinde olduğu gösterilmiştir., In this study disk geometry of a first stage compressor rotor with a known blade geometry is determined via finite element analyses. Initialy basic knowledge of compressor design procedure is reviewed and design steps of the existing blade configuration is described. In the blade-disk attachment issues Integrally Bladed Rotor(IBR) concept which is recently becoming very common due to increasingly high strength requirements is explained. Performing the design with three dimensional structural analyses is time consuming that’s why two dimensional analysis options are determined and the results are compared with 3D analyses in order to validate the applicability of the 2D methods. Afterwards parameters which define the disk geometry are designated. Effects of these parameters are investigated seperately and parameters which have dominant structural effect is defined as main design parameters. The design space is constructed based on combinations of the specified parameters and two dimensional finite element analysis are performed. The effect of geometry parameters in stress values on different regions of disk are considered. In order to attain optimized geometry results are evaluated considering both weight and stress criterion. Secondary parameters are also included in the analysis iterations and valid final geometries are selected. Finally vibration characterictics of single blades are determined by presstressed natural frequency analyses. Then disk and blades are analyzed together to investigate the effect of disk geometry on vibration characteristics. Drawing Campbell diagrams critical engine orders are identified and number of stators which will excite these engine orders are determined. Mode shapes and nodal diameters given in literature are compared with the results of the analyses and it is shown that they are in good agreement., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2004, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2004, Yapmış olduğum bu çalışmada en genel tanımıyla kompozit plakaların yorulması incelenmiştir. Çalışmanın ilk bölümlerinde genel anlamda kompozit malzemeler tanıtılmış, onların yapısal davranışları incelenmeye çalışılmıştır. Daha sonra kompozit malzemelerin yorulma mekanizmaları hakkında incelemeler yapılarak, kompozit malzemelerin metallerin yorulma mekanizmalarından farklı yönleri ortaya konulmuştur. Yorulma mekanizması hakkında genel bilgilere sahip olduktan sonra, yorulma modellemesi üzerinde durulmuş ve “artakalan rijitlik” modeli üzerine çalışmalar yapılmıştır. Yapılan analitik çalışmaların ardından “Ansys 8.0 Workbench” analiz programı kullanılarak oluşturulan kompozit plaka modelinin yorulma-ömür analizleri yapılarak elde edilen veriler, “artakalan rijitlik” hasar modeliyle karşılaştırılmıştır., In this study, fatigue behaviour of composite plates is studied. In the first parts of the study, the composite materials are defined, and we got the information about their properties. In addition to this, the fatigue damage progress is presented and we realize the differences between metals and composites. Moreover some damage models are introduced and we choose one of them that is called “residual stiffness model”. Then this model is presented in details. The aim is to get some calculations about the fatigue life by using the “residual stiffness model”.At the end of the study, a computer analysis programme which is called“Ansys 8.0 Workbench” was used and the results of this programme were compared with our solution results to get an accurate conclusions., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2004, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2004, Bu tez çalışmasında açıklık oranı yüksek uçak kanatlarının aerodinamik analizlerinin FLUENT yazılımı ile yapılması konusunda bir deneyim kazanılması amaçlanmıştır. Bu sayede kanat etrafındaki akış problemleri ve bu problemlerin çözümü konusu anlaşılacaktır. Ayrıca, FLUENT yazılımı kullanımı hakkında bilgi sahibi olunacaktır. Bu bakımdan önce NACA0012 profili etrafındaki iki-boyutlu akım incelenmiş, daha sonra bunun kesit profili olarak kullanıldığı basit bir üç-boyutlu kanat etrafındaki akım ele alınmıştır. Bu amaca yönelik, ilk olarak sıkıştırılabilir ve potansiyel akışlar hakkında bilgiler özetlenmiş ve FLUENT yazılımı uygulamaları için çözüme yönelik stratejilerden bahsedilmiştir. Bununla birlikte kullanılan türbülans modelleri, Spalart-Allmaras türbülans modeli ve Standart k-epsilon türbülans modelinden geliştirilen RNG (Renormalizasyon Grup Teorisi) k-epsilon türbülans modeli ile iki-boyutlu profil ve üç boyutlu kanat etrafındaki akış uygulamaları için geometri modellerinin, sınır şartlarının ve CFD uygulamasının hazırlanışı detaylı olarak açıklanmıştır. Sonuç olarak, iki ve üç-boyutlu uygulamalarda elde edilen sonuçların deneysel veriler, panel ve taşıyıcı çizgi teorisi ile genel olarak uyumlu olduğu görülmüştür. Ayrıca FLUENT yazılımının etkin bir şekilde kullanılması yönünde yeterli bir birikim sağlanmış olup, bu yolla elde edilen verinin kanatların yapısal hesabında kullanılmak üzere etkin bir şekilde hesaplanabileceği görülmüştür., In this study, it is aimed to gain an experience by the help of the FLUENT software for aerodynamic analyses of aero plane wings, which have a high aspect ratio. So that flow problems around the wing and their solutions will be understood. Moreover, information will be obtained to use the FLUENT software. In point of this aim, firstly the flow problems around the two-dimensional NACA0012 wing profile are examined and finally flow problems around the three-dimensional simple wing, which has the same profile are investigated. For this purpose, information about compressible and potential flow models is summarized and solution strategies are mentioned for applications of the FLUENT software. Furthermore, turbulence models, Spalart-Allmaras Turbulence Model and RNG (Renormalization Group Theory) k-epsilon Turbulence Model, which is developed from Standard k-epsilon Turbulence Model and in the FLUENT software preparation of the geometry, boundary condition settings, and preparation of the applications are explained in detail for flow applications around two-dimensional airfoil and three-dimensional wing. Finally, it can be seen that the results extracted from two-dimensional and three-dimensional applications are generally in harmony with experimental data, panel, and lifting line theory results. Moreover, information is obtained to use the FLUENT software effectively, and the results that are obtained, can be used effectively for calculation of structural analysis of wings., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2004, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2004, Havacılık endüstrisi, uçak yapılarında metallerin kullanımının hızla artmasıyla birlikte yorulma ve çatlak ilerlemesi sorunlarıyla her geçen gün daha fazla karşı karşıya kalmaya başlamıştır. Bu çalışmanın amacı, uçak yapılarında yorulma ve çatlak ilerleyişi davranışını, analitik bir yöntemle sunmaktır. Bu çalışmada üç farklı geometriye köşe çatlağı modellemesi, örnek bir uçak gövdesi paneline de boylamasına çatlak modellemesi uygulanmıştır. Dairesel bir delik etrafında köşe çatlağı oluşması, uçak yapılarının ömrü üzerindeki etkisinden dolayı kırılma mekaniği otoritelerinin oldukça fazla dikkatini çeken bir konu olmuştur. Bu çalışmadaki esas amaç, boylamasına bir çatlağın uçak gövde panelindeki ilerleyişinin, gerçek veriler ve yapılan analitik çalışma arasındaki yakınsaklığının gözlemlenmesidir. Çatlak ilerleyişi analitik olarak hesaplanmış, gerçek çatlak ilerleyiş verileri ile karşılaştırılmıştır. Analiz sonuçlarında, önerilen yöntemlerle geliştirilen analitik formülasyonun mühendislik açısından yeter yakınsaklığı sağladığı görülmüştür., The aviation industry has been plagued with fatigue failures ever since the vastly increased use of metals during the industrial revolution. The purpose of this study is to present a simplified semi-analytical methodology to predict the behaviour of fatigue and cracks in aircraft structures. In this study the models analysized are corner cracks applied to three different geometries and a longutidinal crack above a broken frame in a curved stiffened panel. The problem of corner cracks at a circular hole configuration has received considerable attension from the fracture mechanics community because of its effect on the life of aircraft structures. The main goal is to correlate the propagation behaviour of a longitudinal crack for another stiffened curved panel as determined with the numerical curved model. The methodology is based mainly on the application of “bulging” coefficients to stress intensity factors taken from a numerical model of a stiffened cracked panel in order to get the crack driving force of the curved panel. A crack above a broken frame is taken into account in modelling the longitudinal crack on the fuselage panel. The panel has test data of the non-uniform stress distribution. The basic formulation used is the Forman Equation. The bulging phenomenon is included in the stress intensity factor calculations by using the formulation of Swift. The Crack propagation is calculated and compared with the actual test results. Analysis of the results shows a highly satisfactory correlation between prediction by calculation and experimental data., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2003, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2003, Bu çalışmada, bir savaş uçağı ve bu savaş uçağına harici yük takılı konfigürasyon etrafında invisid akışlar FLUENT çözücüsü kullanılarak hesaplanmıştır. Çözüm ağları, GAMBIT çözüm ağı üretim yazılımı kullanılarak hesaplanmış ve TGRID kullanılarak ağ üzerinde düzenlemeler yapılmıştır. Benzer çalışma, harici yüklü konfigürasyondaki savaş uçağı için de yapılmıştır. Yapısal olmayan çözüm ağları ile invisid akış çalışmaları yapılmıştır. Sonlu hacimler yöntemi kullanılarak elde edilen, invisid akış çözümleri ve aerodinamik yükler hesaplanmıştır. Temiz konfigürasyon için elde edilen sonuçlar uçuş test verileri ile karşılaştırılarak tartışılmıştır. Harici yüklü konfigürasyon için elde edilen veriler temiz konfigürasyon için elde edilen verilerle karşılaştırılarak tartışılmıştır., In this study, inviscid flow on a fighter aircraft is computed using the FLUENT solver. Computational grids are generated using the GAMBIT grid generation software and grids are arranged using TGRID. The same study is implemented on the same fighter aircraft with external store. Unstructured grids are employed for inviscid flow computations. Using finite volume method, inviscid flow solutions and aerodynamic loads are computed. The results for clean configuration are compared with flight test data and discussed. Then the results of external stored configuration are compared with clean configurations’ and discussed., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2003, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2003, Bu çalışmada, yüksek hızlı çarpma yükleri altındaki entegre bir zırhın davranışları incelenmiştir. Tasarlanması düşünülen zırhın seramik-kompozit esaslı entegre bir yapıda olmasına karar verilmiştir. Seramik ön yüzey, yüksek çarpma mukavemeti ile merminin kinetik enerjisinin emilmesini sağlar ve mermide meydana getireceği form değişikliği ile penetrasyonu zorlaştırır. Kompozit arka tabakada ise, enerji emiş kapasitesi yüksek bir yapı olarak organik elyaf uygun bir seçimdir. Çalışmada, dinamik modelleme için ABAQUS/Explicit sonlu elemanlar yazılımı kullanılmıştır. Rijid bir mermi kullanılarak dinamik çözüm yapılmış ve modelin hız, yer değiştirme ve gerilme dağılımları incelenmiştir. Elde edilen sonuçların karşılaştırılabilmesi ve değerlendirilebilmesi için, zırhın katman sıralaması ve merminin çarpma hızları değiştirilerek farklı konfigürasyonlar oluşturulmuş ve analizler tekrarlanmıştır. Yapılan analizler sonucunda, mermi ile ilk temas aden yüzey olarak kompozit tabaka seçildiğinde, penetrasyon derinliğinin çok arttığı ve gerilmelerin daha yüksek değerlere ulaştığı görülmüştür. Çarpma hızındaki artışların da zırh tarafından korunan personel ya da teçhizatın güvenliğini tehdit edecek sonuçlara neden olduğu belirlenmiştir. Bu bulguların ışığında, analizi yapılan zırhın balistik olarak uygun bir konfigürasyonda olduğu sonucuna varılmıştır., In this study, responses of an integral armor under high velocity impact loads was investigated. It was decided that armor to be designed was configuration of ceramic-composite based. Ceramic upper layer is resistant to high velocity impact and provides the absorption of impact energy. It also deforms the nose shape of the projectile, thus the penetration gets harder. And organic fiber in composite backing of the structure is convenience as material of high capacity of energy absorption. In the study, ABAQUS/Explicit finite element software was used for modelling. Using rigid projectile, dynamic explicit solution was obtained and velocity, displacement and stress distributions of the model were examined. To compare and evaluate the results obtained, different configurations were established changing the layer order of the armor and initial velocities of the projectile. Then the new models were reanalysed. As a consequence, when the composite layer was chosen as a surface of first contact with the projectile, it was observed that penetration depth was so high and stresses reached to higher values. Also it was determined that increases in the initial velocities of the projectile caused to the results that threat the safety of the personnel or the equipments protected by the armor. As a conclusion, it was verified that the armor analysed was of convenience configuration for ballistic efficiency., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2002, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2002, Bu tezde, 6-3 Stewart Platform Mekanizması (SPM) dinamik ve kinematik olarak incelenmiştir. 6-3 Stewart Platform Mekanizmasının dinamik modeli kapalı olarak verilmiştir. Elde edilen dinamik modelin kontrolü için, ayak uzunluğuna dayanan bir PD kontrol algoritması uygulanmıştır. PD katsayılarının optimizasyonunda Gerçel kodlanmış Genetik Algoritmalar (GA) kullanılmıştır. Daha hızlı ve efektif bir performans elde etmek için GA’da seçilen uygunluk fonksiyonu, sistemin birim basamak cevabına ilişkin maksimum aşım, yerleşme zamanı ve kalıcı hatayı içermektedir. Son olarak ele alınan sistemin performansı literatürde verilen benzer çalışmalar ile karşılaştırıldığında üç kat daha iyi bir sonuç elde edilmiştir., In this thesis, the 6-3 Stewart Platform Mechanism is studied kinematically and dynamically. The dynamics of the 6-3 Stewart Platform Mechanism is given in closed form. Then, for the control of obtained dynamic model, a leg-length based PD algorithm is developed. In the optimisation of the applied coefficients of PD algorithm, Real Coded Genetic Algorithms (GAs) are used. So as to have faster and effective system’s performance, the fitness function chosen, in Genetic Algorithms, having maximum overshoot value, settling time and steady state error which are obtained from the unit step response. The performance of the system studied is compared to the similar studies in the literature exist, reveals that the performance obtained about three times better than any performances for the similar system, given in the literature., Doktora, PhD

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 1998, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 1998, Bu çalışmada, Tümleşik Hava Verileri - Doppler Navigasyon Sistemi tanıtılmıştır. Yüksek frekans karakteristiğine ve düşük ölçme doğruluğuna sahip olan Hava Verileri Sisteminin yanında, Doppler radarı yüksek doğruluğa ve düşük ölçme frekans karakteristiğine sahiptir. Birleştirmenin yapılmasındaki sebep bu iki sistemin en iyi özelliklerinin bir kombinasyonunu yapmak ve dezavantajlarını elimine etmektir ve bu sayede uçuş anındaki rüzgar hızının gerçek zamanlı olarak bulunmasıdır. Tümleştirme endirek ve açık çevrim bir Kalman süzgeci ile Hava Verileri Sistemi temel navigasyon ölçüm elemanı, Doppler radarı ise tahmin yapmak için yardımcı navigasyon sistemidir. Simulasyon sonuçları Kalman filtresinin başarılı çalışmasını göstermektedir. Ve böylece integre hız ölçümlerinde filtre, simulasyon boyunca model parametrelerine çok yakın tahminler yapabilmektedir. Anormal ölçümlerin yapıldığı bir durumda, böyle bir bozulmayı yakalamak için Robust Kalman filtreleme algoritması önerilmiştir. Bu çalışma da yapılan diğer bir yenilik ise ölçme kanalının arızalanmasını tespit eden yöntemlerin bu birleşik sisteme uygulanmasıdır. Yukarıdaki faktörler göz önünde bulundurulunca, bu çalışmada açıklanan ve geliştirilen birleşik navigasyon sisteminin havacılık uygulamarında kullanılmak üzere çok önemli faydaları vardır., In this study, Integrated Air Data - Doppler Navigation System is presented. Air Data System is a low accuracy system for measuring the velocity of the aircraft relative to the air mass but it has high measurement frequency. Despite this, Doppler radar has very high accuracy, but it has low measurement frequency. The reason for the integration is to achieve the best combination of the features and eliminate the disadvantages of these systems. Another new approach in this study is to measure real time flight wind speed by using this integrated system. This integration is achieved by using an indirect Kalman filter in an open loop Kalman filter mechanization. Air Data System is the main source of navigation and Doppler radar is the aiding system to support the estimation. The simulation results demonstrate successful operation of Kalman filter, thus, accurate values of the integrated velocity measurement. The filter is able to generate very close estimates to the model parameters through the entire simulation. In the case of abnormal measurements, to recover such a possible malfunctioning, the Robust Kalman filter algorithms are suggested. In addition to this, we applied algorithms that diagnoses possible failures of measurement channels. By using these algorithms it will be possible to detect the measurement channel failures immediately and to disconnect the broken measurement channel and initialize another spare measurement channel. Regarding the given facts, the integrated navigation system described and developed in this study has acceptable benefits to be used in aviation applications., Yüksek Lisans, M.Sc.