Search

Bu araştırma hızlı gelişen bir orman ağacı türümüz olan kızılağacın başarılı bir şekilde gençleştirilmesi için uygulanması gereken gençleştirme yöntemlerinin tespiti amacıyla yapılmıştır. Çalışmada 20m x 20m ebatlarında 400 m2 büyüklüğünde birbirine komşu ancak rastgele 12 deneme alanı alınmıştır. 12 adet deneme alanının 6'sında doğal gençleştirme denemeleri yapılmıştır. 3'ünde yapay gençleştirme denemeleri amacıyla alanlar tıraşlanmış ve 3x3 m aralık mesafe ile 1/0 çıplak köklü kızılağaç fidanları ile dikimler yapılmıştır. Deneme alanlarının 3'ün de alanlar tıraşlanmış alana gelen doğal gençlikler dikkate alınmış ve sürgün işletmesi denemeleri yapılmıştır. Kesilmiş olan kökler sürgün üretilmesi amacıyla yaralanmıştır. Araştırma sonunda doğal gençleştirme amacıyla yapılan kapalılık derecelerinin azaltılması ile her koşulda alanlara gençliklerin geldikleri belirlenmiştir. Kapalılık derecelerinin kırılması ile alana gelen gençlik sayısı arasında istatistiki anlamda bir ilişki bulunamamıştır. This research is a fast-growing forest tree species of alder that we should be applied to the successful regeneration procedures were performed in order to determine . In the study of 400m2 in size 20m x 20m adjacent to each other but were taken randomly test area 12. Trial sites in 6 of 12 trials were performed natural regeneration . 3 trials in order to artificial regeneration areas and 3x3 m spacing distance trimmed to 1/ 0 bare-rooted plantings were made with alder seedlings . The three areas of the field trial also taken into consideration fettled youth coming into the area and shoots from natural experiments were performed. In order to produce shoots that are cut roots were wounded. Natural regeneration at the end of the study in order to reduce the degree of closeness to the youth of the area and they come in all circumstances is determined . The degree of closeness between the number of youth from the area by breaking the sense of statistical correlation was found. 42

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2003, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2003, Bu çalışmada, mühendislik dallarının bir çoğunda, özellikle de Aerodinamik Bilim Dalıyla ilgili alanlarda yapılan deneysel uygulamalarda önemli bir yere sahip “Rüzgar Tünelleri”nin geçmişten günümüze gelişimiyle birlikte dizayn edilmiş tipleriyle ilgili genel bilgi verilmiş; söz konusu rüzgar tünellerinin karşılaştırılması yapılarak avantaj ve dezavantajlarından bahsedilmiştir. Ardından rüzgar tünellerinin tasarlanması esnasında dikkate alınması gereken dizayn kriterleri anlatılmıştır. Her ne kadar rüzgar tünelleri ihtiyaca göre değişik tiplerde imal edilseler de dizayn aşamasında kullanılan kriterler çok da farklı değildir. Son olarak da geniş bir literatür taramasıyla elde edilen bu bilgilerin ışığında deney odası ebatları 1 m X 1 m olan emmeli tip sesaltı rüzgar tünelinin tasarımı yapılmış, dizayn edilen bu tünelin AUTOCAD çizim programıyla hazırlanan teknik resimleri sunulmuştur., This study is about the wind tunnels which has a special place at all engineering branches especially at Aerodynamics Science branch also with the progress of it from bygone to recent days, general information about the former designed versions is given, in question wind tunnels have compared, advantages and disadvantages has been told. Afterwards the criterions that must be taken into considerations are explained. However much the wind tunnels are designed in different purposes depending on the necessity, the criterions used at design phase are not so much different from eachothers. Finally based on the knowledge that is obtained with an extensive search of literature, suction type of subsonic wind tunnel design with the test room 1 m x 1 m has been made and the technical drawing which is drawn by using AUTOCAD drawing programme has been presented., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu çalışmada aerodinamik bilimi uygulamalarında önemli bir yere sahip rüzgar tüneli tipleri hakkında bilgi verilerek, rüzgar tünellerini oluşturan bölümlerin dizayn ve imalat esasları anlatıldıktan sonra örnek olarak emmeli tip bir ses altı rüzgar tüneli tasarımı yapılmıştır. Havacılık ve Uzay Teknolojileri alanında meydana gelen hızlı gelişmelerle birlikte deneysel çalışmalar da büyük önem kazanmıştır. Buna paralel olarak, özellikle aerodinamikle yakından ilgili bilim dallarında rüzgar tünellerinin kullanımı da yaygınlaşmıştır. Arz edildiği gibi teknolojideki dev adımlarla birlikte ortaya çıkan yeni deneysel çalışmalara uyum sağlamak zorunluluğundan dolayı rüzgar tünelleri de değişik ihtiyaçlara göre farklı tiplerde dizayn edilmişlerdir. Bu çalışmada ayrıca; rüzgar tünellerinin tarihi gelişimiyle birlikte ortaya çıkan farklı tipleri, birbirlerine göre avantaj ve dezavantajları ve ideal bir tünelin dizayn edilmesi için bilinmesi ve uyulması gereken akım kalitesini etkileyen faktörler anlatılmıştır. Ardından rüzgar tünelini oluşturan elemanlar ve bunların tasarımına yönelik dikkat edilmesi gereken kriterler belirtilmiş, ve tünelin deney odasında hava akımı oluşturmak için gerekli gücü sağlayan fan elemanına ait özelliklerin belirlenebilmesi için bu tünelde meydana gelen kayıpların hesabıyla ilgili esaslar sunulmuştur. Söz konusu çalışmanın sonuçlarını görmek amacıyla örnek olarak deney odası ebatları 1 m x 1 m olan emmeli tip bir ses altı rüzgar tüneli tasarımı yapılmıştır. Tasarlanan bu örnek ses altı tünel aynı zamanda HHO Aerodinamik Laboratuarı'nda kurulması planlanan tünelin de ön proje çalışması olarak düşünülmüştür. Örnek olarak tasarlanan ve gerek görülmesi halinde ihtiyaca göre modifiye edilebilecek emmeli tip rüzgar tünelinin Eskişehir 1 nci Hava,Ikmal Bakım Merkezi K.lığı'nın desteğiyle imalatı planlanmaktadır. In this study, the information is given about wind tunnel types which have a very essential place in Aerodynamic aplications then the design of the parts that form wind tunnels and manifacturing principles mentioned. Finally, as an example, a suction type wind tunnel designed. The fast progress in Aeronautical and Space Technologies has increased the importance of experimental studies. Together with this, the usage of wind tunnels spreaded, especially in some branches of science which have strong relation with Aerodynamics. The wind tunnels have been designed in different types to the necessity, because of the adaptation to the new scientific studies. And the reason is the big steps have been made in technology. Also in this study, different type of wind tunnels which appear with historical development, the advantages and disadvantages and factors which have to be known and obeyed for designing an ideal wind tunnel are explained. Wind tunnels' components and the criteria of their design were explained, and there are some basic rules about calculating losses which are occured in tunnel. These basic rules are necessary to determine qualification of fan. A subsonic wind tunnel with test room dimensions of 1 m x 1 m was designed for seeing the results of this study. This subsonic wind tunnel was thought a preliminary study for tunnel which is planned to set up at the Aerodynamics Labrotary of Turkish Air Force Academy. 99

Özet Görüntüyü oluşturan veri miktarı oldukça büyük olduğu için depolanmasında çok büyük hafızaya ihtiyaç vardır. Böyle büyük verilerin depolanması ve iletilmesi büyük hafıza kapasitesi ve bant aralığını gerektirdiği için maliyet açısından çok pahalı da olabilmektedir. Görüntü sıkıştırma teknikleri, bilginin önemli bölümlerini kaybetmeksizin depolama veya iletimi için gerekli bit sayılarının azaltılmasını inceler. Görüntü iletimi, televizyon yayını; uydu, uçak, radar veya sonar aracılığıyla uzaktan izleme; telekonferans; bilgisayar iletişimi ve faks iletimi gibi uygulamaları içermektedir. Görüntü depolama uygulamaları ise eğitimsel ve iş dokümanları, tıbbi görüntü sistemleri ve benzeri olmuştur. Geniş uygulaması nedeniyle veri sıkıştırmanın dijital görüntü işlemede büyük bir önemi vardır. Görüntü sıkıştırma teknikleri kayıplı ve kayıpsız olmak üzere olmak üzere iki grupta toplanmıştır. Her iki sıkıştırma şekli run-length kodlama, çevre kodlama, öngörücü (predictive) kodlama, dönüşüm kodlama ve karma (hybrid) kodlama gibi ayrı sıkıştırma teknikleriyle gerçekleştirilebilmektedir. Bu tezde klasik mantık yapısından oldukça farklı, insan düşünme yeteneğine yakın bir mantık olan bulanık (fuzzy) mantıkla geliştirilen ayrık cosine dönüşüm (DCT) ve Hopfield sinir ağının kullanıldığı iki farklı sıkıştırma tekniği üzerinde çalışılmıştır. Ayrık cosine dönüşüm tekniğinde görüntü üzerinde sıkıştırma yapılmadan önce bulanık mantık temelli bir ön filitrelemeden geçirilerek daha etkin bir bölütleme yapılması sağlanmıştır. Bulanık mantık ile geliştirilen ayrık cosine dönüşüm görüntü sıkıştırmada, 4x4 bloklara ayrılan görüntüde her bloğun DCT' si alındıktan sonra, zig-zag yöntemiyle katsayılar arasından bulanık üyelik fonksiyonlarının tepe değerleri bulunmuştur. Buna bağlı olarak bölüt merkezleri bulunarak görüntünün bölütlenmesi ve sıkıştırılmasını temel alınmıştır. Bulanık mantık ile geliştirilen Hopfield sinir ağı görüntü sıkıştırmada da Lyapunov enerji fonksiyonu ve yeni geliştirilen objektif fonksiyonun iteratif bir şekilde minimizasyonuyla bölütlenen görüntünün sıkıştırılmasını temel almıştır. Geliştirilen her iki sıkıştırma tekniği, bulanık c-means, klasik c-means ve bulanık vektör kuantalama teknikleri kullanılarak yapılan sıkıştırmalar ile karşılaştırılmıştır. Veri sıkıştırmaVI performansı, sıkıştırmanın gerçekleştirilmesindeki iterasyon sayısı, orijinal görüntüye göre kayıp miktarı ve bölütlemenin geçerlilik değeri göz önüne alınarak incelenmiştir. Anahtar Kelimeler : Bulanık Mantık, Görüntü Bölütleme, Görüntü Sıkıştırma, Discrete Cosine Dönüşüm (DCT), Hopfield Sinir Ağları. vıı Summary The amount of data associated with visual information is so large that its storage would require enormous storage capacity. Storage and transmisson of such data require large capacity and bandwidth, which could be very expensive. Image data compression techniques are concerned with reduction of the number of bits required to store or transmit images without any appreciable loss of information. Image transmission applications are in broadcast television; remote sensing via satellite, aircraft, radar, or sonar; teleconferencing; computer communications; and facsimile transmission. Image storage is required most commonly for educational and business documents, medical images, and the like. Because of their wide applications, data compression is of great importance in digital image processing. Image compression techniques are divided into two parts as lossy and lossless. Both of image compression techniques can be realized by the methods such as run length coding, contour coding, predictive coding, transform and hybrid coding etc. In this thesis, fuzzy logic based discrete cosine transform (DCT) and Hopfield neural network image compression techniques were developed. Before using discrete cosine transform based image compression technique, fuzzy logic based prefilter was used for the achivement of effective segmentation. Fuzzy logic DCT image compression is included by dividing the image into 4x4 blocks, using discrete cosine transform. This technique finds peak value of membership functions and cluster centroids by performing the zig-zag among DCT coefficients. Fuzzy logic Hopfield neural network compression is based iteratively on minimization of Lyapunov energy function and newly developed objective function. The development of two compression techniques were compared with fuzzy c-means, classical c-means and fuzzy vector quantization compression techniques based on the parameters of image compression performance, iteration number, the loss of information, and validity value. Keywords : Fuzzy Logic, Image Segmentation, Image Compression, Discrete Cosine Transform, Hopfield Neural Network. 158

MAGNETİK FÜZYON REAKTÖRLERİNDE KULLANILAN SiC'İN NÖTRON RADYASYONU ALTINDA YIPRANMASININ ANALİZİ (Doktora Tezi) Metin KAYA GAZİ ÜNİVERSİTESİ FEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜ Eylül 1997 ÖZET Sıvılar, manyetik alanla çevrilmiş füzyon plazma ve plazma odasının birinci duvarı arasında, helyum (He) gaz üretimi ve atomların yer değiştirmesinden kaynaklanan hasarları azalta bilmek için kullanılabilir. Manyetik füzyon enerji (MFE) reaktörü içindeki birinci duvarın ömrünü ve güç santralının ömrünü de yakaşık 30 yıl artırır. Nötronik hesaplama ağır iyon sıkıştırmalı (IFE) HYLIFE-II blanket geometrisi için S16P3 yaklaşımı kullanılmıştır. Bu işlem, FLiBe (Li2BeF4), naturel (tabii) lityum ve Lii7Pbg3 soğutucu ve blanket (zırh) koruyucu olarak kullanılmak suretiyle elde edilen sıkıştırılmış ve sıkıştırılmamış yakıtların verdiği hasar değerlerini karşılaştırmak için kullanılır. Yeterli trityum üretimi de (TBR =1.1) dahil olmak üzere ana hasar dizaynı dikkate alınarak malzemenin korunması (30 yıllık uygulama için DPA

IV ÖZET Bu çalışmada, PÂDS-PCB paket programında çizilmiş herhangi bir elektronik devre kartında devre elemanlarının yerleştiği delikleri otomatik olarak delen bir sistem gerçekleştirilmiştir. Buna ek olarak bilgisayar klavyesindeki yön tuşlarına basılarak kartda istenilen noktayı delebilecek bir manual kontrol sistemi de ilave edilmiştir. Bu şekilde otomatik delme sisteminde del inmeyen noktalar bilgisayar klavyesindeki yön tuşlarına basılarak del inebilmektedir. Sistem mekanik olarak X-Y yönünde hareketi sağlayan tabladan ve Z eksenine yerleştirilen laser kaynağından oluşmaktadır. Ayrıca mekanik sistemi istenilen koordinata getirip laser ışını gönderebilmek için bir elektronik sistem geliştirilmiş ve buna paralel olarak bir bilgisayar programı yazılmıştır. ABSTRACT In this work, a drafted electronic circuit card, which was designed from PADS-PCB package program, could be punched automatical İy in order to place the electronic components onto this card. In addition, the manual control program was added to this system that any missing holes in this card can be punched simply by pressing direction keys on computer keyboards. The system consists of a specially designed mechanical table which can be moved in the X-Y direction and the laser source used for drilling was placed in the Z direction. An electronic control system was designed to drive the step motors for the motion of table and to adjust the vertical laser beam for drilling of the holes. 31

ÖZET KARMAN GİRDAP CADDESI-CISIM ETKİLEŞİMİNİN AYRIK GİRDAP YÖNTEMİYLE İNCELENMESİ Akışkanlarla etkileşimde bulunan elastik yapılar çeşitli nedenlerden dolayı titreşirler. Eğer cisme yaklaşan akışkan, salınım halinde olan uyumlu, birbirine benzeyen kararsızlıklar (örneğin girdap tipi kararsızlıklar) veya türbülanslı bir özellik taşıyorsa, etkileşim sonucunda cisimler birbirini izleyen sınırlı veya sınırsız davranışlar gösterirler. Bu çeşit etkileşimler türbin ve helikopter palalarının ve kanatların hücum kenarlarında, yüksek binalar etrafında, petrol platformlarının ayaklarında, ısı değiştirici tüp demetlerinde vs. görülür. Akışkan cisim etkileşimi sonucu meydana gelen dinamik yüklenme ve gürültü, ileri derecede hasarlara neden olabilir. Bu etki leşimin kontrol altında tutulması aktif ve pasif kontrol yöntemleri olarak iki şekilde yapılabilir. Cismin belirli bir frekans ve genlikle sallanmaya zorlanması veya cisimden akışkana akışkan beslenmesi aktif kontrola örnek, iz bölgesinin akım altı bölgesine bir cisim koyarak kontrol edilmesi ise pasif kontrola örnek olarak gösterilebilir. Bu çalışmada yukarı akım bölgesinde küt bir cisimden kopan ve doğal kararsızlığı sonucu Karman Caddesini oluşturan girdapları taşıyan kayma tabakalı akımın aşağı akım bölgesinde bulunan bir cisimle etkileşiminin incelenmesi amaçlanmış ve bu yönde sayısal bir yöntem geliştirilmiştir. Zamana bağlı kayma tabakalı akımların simülasyonu için çeşitli sayısal metod-lar geliştirilmiştir. Bu metodlarla deneysel çalışmalardan daha ucuz ve etkin sonuç almak mümkün olabilmektedir. Ancak girdaphlığı yoğun, zamana bağlı kayma tabakalı akışlar için doğru ve pratik bir sayısal model henüz mevcut değildir. Navier-Stokes denklemlerinin çözümü için çeşitli sonlu farklar ve sonlu elemanlar metodu bulunsa da bunlar yüksek Reynolds sayılarında bilgisayar zamanı açısından pahalı olmak tadırlar. Diğer yandan girdap yöntemleri yüksek Reynolds sayılı, yoğun girdaplı ve zamana bağlı akışlarda alternatif teşkil etmektedir. Bu tezde çeşitli girdap yöntemleri arasından Ayrık Girdap Yöntemi (AGY) çözüm algoritması olarak kullanılmıştır. AGY, akım içinde belli izole bölgelerde sıkışmış girdaplılık alanlarının bulunduğu akımlar için kayma tabakasının potansiyel akış gösterimidir. Yüksek Reynolds sayılarında, küt cisimden kaynaklanan kayma tabakası oldukça ince olup girdaplılık bu kayma tabakasının kendi üzerine kıvrılmış bölgelerinde yoğunlaşmış durumda bulunur. AGY nin temeli küt cisimden kopan kayma tabakasının ayrık girdap tanecikleri ile modellenmesinden ibarettir. Her bir girdabın hızı, cismin etrafındaki potan siyel akımın üzerine diğer girdapların incelenen girdap üzerine etkisi de alınarak Biot Savart indükleme yasası uyarınca hesaplanır.Ayrık Girdap Yöntemi ilk defa Rosenhead [45] tarafından bir kayma tabakası ile ayrılmış ve birbirlerine zıt yönde paralel hızlara sahip bitişik iki akışın kararsızlığının incelenmesinde kullanıldı. Rosenhead kayma tabakasının zaman içinde kendi üzerine kıvrıldığım tespit etti. Daha sonradan değişik araştırmacılar bu problemi, kayma tabakasını modellemek için kullanılan girdap sayışım ve zaman adımını değiştirerek tekrar incelediler. AGY'nin iki boyutlu küt cisimlerin arkasındaki iz bölgesinin modellenmesinde kullanılması ilk defa Clements [107] tarafından yapıldı. Firar kenarı keskin köşelerden oluşan cisimlerin en büyük avantajı akımın cismin neresinden ayrılacağının önceden bilinmesidir. Eğri yüzeyli cisimlerde ise akımın nereden ayrılacağının saptanması çok zordur. Bunun için araştırıcılar çeşitli modeller geliştirmişlerdir. Sarpkaya[44] bu modelleri makalesinde özetlemiştir. Ard iz bölgesini oluşturan girdap bölgelerinin cisimden kaynaklanma mekanizması Kutta şartı ile sağlanmaktadır. Bu tezde cisimden kaynaklanan kayma tabakasını modelleyen girdapların çevrileri nv - n Vs İAÎ formülü kullanılarak hesaplanmaktadır. Burada us alt/üst ayrılma noktasının biraz altında/üstündeki bir noktada hesaplanan hız değeridir. At ise programda kullanılan boyutsuz zaman adımı olup, bütün hesaplamalarda At = 0.1 olarak alınmıştır. Her bir girdabın çevrisi zaman içinde sabit kalmaktadır. Bazı çalışmalarda viskozite etkisini modellemek üzere çevri zaman içinde azaltılmaktadır. Bu çalışmada Kelvin yasasını ihlal eden bu çeşit bir model kullanılmamıştır. Tezde yapılan bütün çalışmalarda akış başlangıçta girdapsız olup impülsif olarak başlatılmaktadır. Ayrık Girdap Yönteminde başlangıçtan itibaren akışa kısa bir süre asimetri uygulandıktan sonra asimetri kaldırılır ve akışın serbest olarak gelişmesine izin verilir. Akım daha sonradan kendini toplayarak von Karman caddesi oluşturur. Çok ileri zaman adımlarındaki akımın başlangıçtaki asimetrinin uygulanma şeklinden bağımsız olduğu saptanmıştır. Akım alam içindeki bir cismin akım alanına etkisi, viskoz ve viskoz olmayan akım modellerine göre farklı olmaktadır. Bu çalışmada aşağı akım bölgesinde bulunan cisim sınır tabakasının kararlı ve pasif olduğu varsayılmıştır. Bizim problemimizde potansiyel akış modeli uygulandığı için sınır şartı olarak normal hızın sıfır olma şartı kullanılmaktadır. Bu şartın sağlanması değişik şekillerde yapılabilir. Cisim yüzeyi panellere ayrılıp kontrol noktalarında normal hız sıfır yapılabilir veya cisim daire veya yarı sonsuz düzleme dönüştürülüp her bir girdabın imajı gözönüne alınabilir, ikinci yöntem daha iyi sonuç verdiği için tezde bu yöntem kullanılmıştır. Firar kenarı-hücum kenarı kombinezonu olan bölgemizde potansiyel akım, dönüşmüş düzlemde uniform akım ile duble'nin meydana getirdiği akışa karşı gelir. Fiziksel düzlemdeki akımın içindeki bir noktanın hızı, o noktanın hesaplama düz-lemindeki (dönüşmüş düzlem) karşılığı olan noktadaki hızı bir jakobyene ( J = -.) bölerek bulunabilir. Sonuç olarak fiziksel düzlemdeki bir noktanın hızı dzk _ dW_ _ I n J_yv Tum i_sp _£um_ dt ~ dzk ~ (Afc)2 2x£k /k - Xum 27r^Afc - K m=l i N r i N r t_V^ i im V^ lm 2-k £-f Xk - Xım 2n ^ Afc - Xım m^k m=l m=l. dzjfc irfc g`(Afe) denklemi ile bulunabilir. Burada parantezin içindeki birinci terim uniform akıma, ikinci terim dubleye, diğer terimler ise akım alanı içindeki diğer girdapların, hızı hesaplanan girdap üzerine etkisine karşı gelir. Parantezin dışındaki terim ise Routh kuralından kaynaklanan terimdir. Eğer akım içinde hızı hesaplanan nokta, bir girdabın bulunduğu nokta ise, hesaplama düzleminden fiziksel düzleme dönüşüm yaparken, fiziksel düzlemde girdaptan kaynaklanan kompleks potansiyelin, diğer düzlemde aynı şiddetteki girdaptan kaynaklanan kompleks potansiyel ile aynı olması için (Konfor- mal dönüşümün bir özelliği) Routh düzeltmesinin yapılması gerekir [107]. Ek-A'da Routh düzeltme teriminin çıkartılması verilmiştir. Akım alanı içindeki girdapların hızlan bulunduktan sonra, bunlar fiziksel düzlemde ilerletilirler. Bunun için N tane birinci dereceden diferansiyel denklemin çözülmesi gerekmektedir. Bu denklemler aşağıdaki gibidir. dx/ - =ttı(a:ı,jh,---,Xjv,îw), d%/, v - =v1(x1,y1,---,xN,yN), dxff = fiN{xı,y1,---,XN,yN), (2),dt dm dt = vn(xi, yi,---, *n, vn), Başlangıç şartları: x;(0) = xs lfc(°) =ys i = !,-.., N (3) XXBurada xa,ya üst/alt ayrılma noktalarının koordinatlarıdır. Diferansiyel denklemlerin integrasyonu tezde aşağıdaki gibi birinci dereceden Euler integrasyonu ile yapılmıştır. xi(t + 6t) = Xi + Ui(t) St + O (8t2).. Vi(t + 6t) =yi + Vi(t)6t + 0(St2) t=l,...,JV U ilgilendiğimiz akım alam iki cisim arasındaki bir bölgede olduğu için, bu bölgedeki bir girdap, cisimler içinde karşılıklı olarak sonsuz imaj oluşmasına neden olur. Bu durumda hesaplarımızı bu bölgede doğrudan yapamıyacağımız açıktır. Ba cismin arasındaki bölge sonsuz düz duvarın üst yarısına ve cisimlerin sınırları da bu ' bölgenin sınırına (düz duvar) resmedilecek şekilde bir dönüşüm bulunabilir. Bu tezde Schwarz-Christoffel (S-C) yöntemi kullanılarak dönüşüm gerçekleştirilmiştir. Daha sonra ( 4 ) denklemi kullanılarak girdaplar ilerletilmiştir. Schwarz-Christoffel dönüşümünde Z düzleminde bulunan bir çokgenin içi (R bölgesi) A-dönüşmüş düzleminin üst yarısına, sınırları da A-düzleminin reel ek senine dönüştürülür (Şekil 3.9). Bu dönüşüm aşağıdaki formül ile verilir. § = *n(A-«r (5) î'=1 Burada d{ 'ler fiziksel düzlemde bulunan köşe noktalarının, dönüşmüş düzlemin reel eksenindeki izdüşümleridir, a* 'ler ise çokgenin iç açılandır. Bazı özel durumlar dışında en fazla üç a,- keyfi olarak seçilebilir. Yani köşe noktası (Sonsuzdakiler de dahil) 3 'ten fazla olan çokgenler için analitik dönüşüm bulunması çok zordur ve hemen hemen imkansızdır. Özel olarak fiziksel kısıtlamalardan dolayı, 3'ten faz la köşe noktasına sahip bölgelerin SC yardımı ile analitik dönüşümüne ait örnekler Milne ve Thompson 'un [123] kitabında bulunabilir. Bu tezde incelenen iki cisim geometrilerinde, köşe noktaları, küt ve sivri hücum kenarı için 6, eliptik hücum kenarı için 18 tanedir. Bu durumda Schwarz- Christoffel dönüşümü sayısal olarak yapılmak zorundadır. Çalışmamızda Davis[132] tarafından önerilen sayısal integrasyon tekniği kullanılmıştır. Bu sayısal integrasyon aşağıdaki gibidir.N ı+l = zm + -^11 J=l.*m+l + Afi (A - a,) ofj+l a/ + l m+l (6) Yakandaki integrasyonda K ve Oj'lerin değerleri başlangıçta bilinmemektedir. Bunların bulunması integrasyon işleminin bir parçasıdır. Bunun için K ve a3- sabitlerine keyfi başlangıç değerleri verilip, yukarıdaki denklemde yerine konularak hatalı z değerleri bulunur. Hesaplanan (hatalı) z değerleri ile gerçek (doğru) z değerleri ölçeklenerek yeni K ve a.j sabitleri bulunur. Bu işlem yakınsama elde edilinceye kadar devam ettirilir. Bu dönüşüme ek olarak fiziksel düzlemdeki bir noktanın dönüşüm düzlemindeki karşılığını bulmak için `Sayısal ters bulma algoritması` geliştirilmiştir. Modelin viskoz olmamasından dolayı girdaplar birbirlerine veya cisim yüzeyine çok yaklaşabilirler. Her iki durumda da çok büyük hız indüklemesi mey dana gelir. Cisme girdapların fazla yaklaşmaması için cisimleri çepe çevre saran 0.05s kalınlığındaki hayali bir sınır tanımlanmıştır. Bu sınırdan içeri giren girdaplar yokedilirler. Diğer taraftan, girdapların birbirine çok yaklaşmaması için kritik girdap yarıçapı tanımlanmış ve birbirlerine çok yaklaşmaları durumunda girdapların katı cisim hareketi yaptığı farzedilmiştir. Bu durumda kompleks hız aşağıdaki gibi hesaplanır. rr T /z Zo/ Bu denklemde Bu denklemde k indisli hız terimleri girdaplı akıma karşı gelen hızlan terimi ise zamana bağlı basınç terimini göstermektedir.Tezde kullanılan ana program ve grid üretme programı FORTRAN dilinde yazılmış olup, PC-486 ve IBM 4381 de çalıştırılmıştır. PC-486 da hücum kenarı küt ve sivri cisimler için 500 adım 7 saatte, eliptik hücum kenarı için 16 saatte sonuç alınmıştır. Gridler bütün konfigürasyonlar için bir kere üretildikten sonra ana programda dosyadan okutulmuştur. Program kesildiği yerden çalışacak şekilde tasarlanmıştır. Veri sonuçlarının incelenmesi için BASIC dilinde programlar yapılmış Hızlı Fourier Dönüşüm sonuçları ise MATLAB paket programı kullanılarak alınmıştır. Metodun başardı olup olmadığını kontrol etmek için iz bölgesinde ikinci bir cismin bulunmadığı serbest kayma tabakalı akım hali incelenmiştir. Strouhai sayısı deneysel çalışmalarla uyum içinde olarak 0.21 bulunmuştur. Karman girdap caddesinin hücum kenarına çarpması kenar civarında girdap deformasyonuna neden ol maktadır. Girdap caddesi eliptik hücum kenarı etkileşimi sonucunda cisme gelen girdap kümeleri iki parçaya ayrılmaktadır. Farklı işaretli girdap kümeleri birleşip ikinci cismin yüzeyi üzerinde taşınmaktadır. Bu çalışmada girdap-keskin hücum kenarı etkileşimlerini simüle etmek için `ikincil girdap` oluşumu modeli ortaya konmuştur. Girdap kenara yaklaştıkça etkileşim sonucunda akım ayrılmakta ve kenarın uç noktasında girdabın yönüne ters yönde i- kinci bir girdap oluşmaktadır. ikinci cismin yüzeyi üzerindeki basınç alam entegre edilmiş ve Karman caddesi- kenar etkileşimi sonucunda oluşan zamana bağlı yüklenmeler hesaplanmıştır. Yüklenmenin işaretinin gelen girdabın yönüne bağlı olduğu görülmüştür. SUMMARY The goal of the present investigation is to characterize, for the first time, the intantaneous flow field Karman street-leading edge interactions, including unsteady edge surface pressure distributions. Discrete Vortex Method (DVM) Computational Fluid Dynamics (CFD) system was adapted and supported by a numerical Schwarz Christoffel transformation. Results were presented for different leading edge geome tries including the elliptical edge configuration which was used as a basis to discuss the effectiveness and accuracy of the algorithm. A viscous flow past a sharp leading edge results in unsteady vortex shedding. The vorticity field composes the well known Karman Vortex Street. Alternating row vortices have a characteristic frequency of shedding. In agreement with the experimental test data, the nondimensional frequency of shedding was found to be 0.15 in this work. The accuracy of the method was tested by calculating the mean and fluctuating velocity field on a fixed grid system superposed onto the flow. Both the crossstream profiles and the peak values confirm laboratory observation. Impingement of the Karman Street upon a leading edge causes vorticity field deformation in the neighborhood of the edge. This deformation occurs under the strain field effect of the edges. Vortex-street elliptical edge interaction causes splitting of the incident row vorticity field into two portions. The split vorticity field of alternating sign then merges and convects over the edge surface. Unsteady pressure fields exhibit three distinct regions of special character. Disturbance induced pressure fields were found to be suction type regardless of the sense of rotation of the vortex structures. The present investigation introduces a new model of vortex-sharp edge in teractions including secondary vortex formation. As the vortex approches the edge, due to high induced cross flow magnitudes near the tip, flow separates and a new vor tex forms with opposite sense of rotation. The complex nature of secondary vortex shedding was modelled as a truelly self generating phenomena. The transient nature of the induced pressure field near the tip confirm the secondary vortex formation near the tip. Integration of the surface pressure field over the leading edge surface of every instant of Karman street-edge interaction yields instantaneous loading on the edge. It is observed that the direction of the induced force is a direct function of the approaching vorticity field. Thus, clockwise rotating upper row vortex induces force in the direction of rotation and vice versa for the lower row vortex edge interaction. xvn 231

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

Bu tez çalışmasında paralel robot ailesinden biri olan 3 eksenli bir lineer delta robotun tasarımı, prototipi ve nümerik kontrollü algoritma geliştirilmiştir. Tasarımı yapılan lineer delta robotun kinematik denklemleri çıkarılmış ve lineer delta robotun kontrolünün gerçekleştirilmesi için numerik kontrollü bir algoritma geliştirilmiştir. Algoritmayla kartezyen yapıdaki G kodları, robotun kinematik denklemleri ile tasarlanan bir arayüz tarafından delta yapısına dönüştürülmüştür. Tasarlanan arayüz G0, G1, G2 ve G3 kodlarının hareket dönüşümleri incelenmiş ve lineer delta robotun hareket yapısına göre programlanmıştır.Prototipi yapılan lineer delta robotun ISO 9283 standardına göre ortalama doğruluk ve tekrarlanabilirlik parametreleri Microscribe G2X koordinat ölçme cihazı kullanılarak robotun performansı ölçülmüştür. Lineer delta robot için deney tasarımı düzeneği kurulmuş ve robot işleme tezgâhı haline getirilmiştir. Geliştirilen algoritmanın performansı deneysel çalışmalar ile ölçülmüştür.Performans deneyleri X ekseni, Y ekseni, X ve Y eksenleri için doğrusal hareketin doğrusallığı, X ve Y eksenlerindeki dairesel hareketin doğrusallığı ve Z ekseni için doğrusallığı için deney numunesi ile işleme yapılmıştır. İşlenen deney numuneleri koordinat ölçme cihazı ile ölçülmüş ve hata oranları tespit edilmiştir. In this thesis study, the design, prototype and numerical control algorithm of a 3 axis linear delta robot which is one of the parallel robot families has been developed.The kinematic equations of the robot design linear delta robot have been removed and a numerically controlled algorithm has been developed to perform the control of the linear delta robot. This algorithm, G codes in Cartesian structure, was transformed delta structure by interface designed with kinematic equations of the robot. Motion conversions of G0, G1, G2 and G3 codes were examined in the designed interface and for motion structure of the linear delta robot were programmed. According to ISO 9283 standard, performance of the prototyped linear delta robot was measured by Microscribe G2X coordinate measuring device using average accuracy and repeatability parameters. Experimental design was established for linear delta robot and the robot was transformed into a milling machine. The performance of the developed algorithm was measured by experimental studies.Performance experiments were carried out with test specimens' linearity of linear motion, linearity of circular motion for X and Y axes, and linearity for Z axis. The test specimens were measured with the coordinate measuring device and the error rates were determined. 103

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

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Akıllı veya uyarlanabilir malzeme sistemleri teknolojilerinin geliştirilmesine gittikçe büyümekte olan bir ilgi gözlenmektedir. Bu ilginin en büyük sebebi bu tarz malzemelerin havacılık ve uzay, otomotiv, helikopter ve turbomakinelerin palleri ve robot kolları gibi çeşitli farklı yapılara kolayca uyarlanabilmesi ve kullanılabilir durumda olmasından kaynaklanmaktadır. Akıllı veya uyarlanabilir malzemelerin kullanımı ile, yapıların dinamik karakteristiklerinin öngörülebilir bir şekilde kontrol edilmesi mümkündür. Bu kontrol sayesinde yapısal rezonans ve çırpınma gibi bir takım dinamik kararsızlıkların önüne kolaylıkla geçilebilir. Yapılmış olan bu tez çalışmasında, uçak kanatlarının dinamik davranışları incelenmiş ve piezoelektrik eyleyiciler yardımı ile doğal frekansların kontrolü sağlanmıştır. Bu tez boyunca iki farklı model kullanılmıştır. Bunlar sırasıyla Timoshenko kiriş ve ince cidarlı kompozit kiriş modelidir. Her iki model için de yapıların doğal frekansları hesaplanmış ve daha sonrasında akıllı malzemelerin yardımıyla doğal frekansların kontrolü sağlanarak, değişimleri incelenmiştir. Ayrıca yapının dinamik cevabı da farklı kontrol yasaları altında incelenmiştir. İlk olarak, ince cidarlı kompozit kiriş teorisi tanıtılmıştır. Verilen formülasyon birincil ve ikincil çarpılma etkilerini içermektedir. Ayrıca bu kiriş modeli bir takım klasik olmayan etkileri de formülasyonunda barındırmaktadır. Bu klasik olmayan etkiler kısaca malzeme eşyönsüzlüğü, enlemesine kayma deformasyonu ve çarpılma kısıtlamasıdır. Diğer taraftan, ince cidarlı kompozit kirişlerin yönlülüğü, geniş bir elastik bağlaşım meydana getirmektedir. Bu bağlamda temel denklemler ve enerji ifadeleri verilmiştir. Daha sonrasında ise Hamilton Prensibi aracılığıyla genel hareket denklemlerinin eldesi gerçekleştirilmiştir. Daha sonra serbest titreşim problemi açıklanmıştır. Bu problemi incelerken iki farklı kompozit konfigürasyonundan bahsedilmiş ve antisimetrik konfigürasyon, başka bir deyişle Circumferentially Uniform Stifness (CUS) konfigürasyonu kullanılarak dikey-yatay eğilme ve enlemesine kayma bağlaşımlı hareket denklemleri elde edilmiştir. Ayrıca, sırasıyla kayma etkilerini içeren ve içermeyen iki farklı teoriden bahsedilmiştir. Bu teoriler Shearable ve Unshearable Theory olarak literatürde bulunmaktadırlar. Serbest titreşim problemi hareket denklemlerine bir çözüm elde etmek için sayısal bir yöntem kullanılmıştır. Denklemlerin karmaşıklığı ve bağlaşımlı olması analitik bir çözüm elde edilmesini imkansız kılmaktadır. Kullanılan sayısal yöntem Extended Galerkin Method olarak bilinmektedir ve bu kısımda açıklanmıştır. Bu metod, hareket denklemlerini ayrıklaştırmakta ve bunu şekil fonksiyonları önererek gerçekleştirmektedir. İfadeler, şekil fonksiyonları ve genelleştirilmiş koordinatların çarpımı olarak tanımlanmaktadır. Bu yöntemin diğer sayısal yöntemlere göre üstünlüğü ise, önermiş olduğu şekil fonksiyonunun sadece geometrik sınır şartlarını sağlamasının yeterliliğidir. Bu yöntemle hareket denklemleri çözülmüş ve doğal frekanslar elde edilmiştir. Kanat elmas kesite sahip olacak şekilde modellenmeden önce oluşturulan matematik modelin doğruluğunu test etmek amacıyla referans kitaptan alınan sayısal bir örnek çözülmüştür. Çözülen bu örnek için elde edilen sonuçlar ve referans kitapta verilen sonuçlar karşılaştırılmıştır. Karşılaştırma sonucunda Extended Galerkin Metodu ile elde edilen sonuçlar ile kitap tarafından verilmiş olan sonuçların birbiriyle çok iyi bir uyum içerisinde olduğu görülmüştür. Böylece geliştirilmiş olan matematik modelin doğruluğu kanıtlanmıştır. Daha sonrasında kanat ince cidarlı kompozit kiriş olarak modellenmiştir. Serbest titreşim bölümünün sonucu olarak ise uçak kanatları için titreşim kontrolü yokluğunda doğal frekanslar elde edilmiştir. Devamında aktif titreşim kontrolü konsepti, yapısal karakteristikler üzerinde bir kontrol sağlanması amacıyla sisteme eklenmiştir. Aktif kontrol tanımı verilmiş,piezoelektrik malzemeler tarafından indüklenen momentlerden bahsedilmiş ve sınır momenti hakkında detaylı bilgi verilmiştir. Ayrıca, uygulanmış olan iki farklı kontrol yasasından bahsedilmiştir. Bunlar sırasıyla ortantısal geribesleme kontrol yasası ve hıza bağlı geribesleme yasası olarak adlandırılmaktadırlar. Aktif kontrolün sisteme katılması ile çözüm yönteminde modifikasyonlar yapılacağından durum uzay gösterimi anlatılmış ve sonuçlar elde edilmiştir. Aktif geribesleme kontrolü uyarlanabilir malzemeler aracılığıyla sağlanmıştır. Piezoelektrik katmanlar ana yapının içerisine simetrik bir şekilde gömülmüş ve piezoelektrik eyleyiciler tüm kiriş uzunluğu boyunca yayılmıştır. Bunun sonucu olarak, kirişin uç noktasında bir sınır momenti indüklenmiş ve bunlar hareket denklemlerini etkilemek yerine sınır şartlarında tekil moment ifadeleri olarak yer almışlardır. Orantısal ve hıza bağlı geribesleme kontrol yöntemleri kullanılmış ve elyaf açısı dağılımının temel frekanslar üzerindeki etkisi incelenmiştir. Doğal frekanslar elde edilirken kütle ve katılık matrislerine piezoelektrik katmanların etkisi de eklenmiştir. Bu etkinin ihmal edildiği durum için de analizler yapılmış ve sonuçlar karşılaştırıldığında doğal frekanslarda yaklaşık olarak \%5'lik bir fark ortaya çıkmıştır. Literatürdeki çoğu çalışmalarda bu etkiler ihmal edilirken, yapılan bu tez çalışmasında bu etkinin önemine de vurgu yapılmıştır. Son olarak, piezoelektrik etkileri iyice algılamak ve anlamak amacıyla Timoshenko kiriş teorisini içeren bir örnek çalışma göz önüne alınmış ve orantısal geribesleme kontrol yasası uygulanarak doğal frekanslar bu örnek kiriş için elde edilmişlerdir. Bu örneğin hareket denklemleri ince cidarlı kiriş modelindeki denkemler kadar zor olmadığından analitik bir çözüm elde etmek mümkün olmuştur. Analitik yöntemin yanısıra, problem yarı-analitik yöntem olan Differential Transform Method (DTM) ve Extended Galerkin Method (EGM) ile tekrar çözülmüştür. Elde edilen sonuçlar ilgili yerlerde tablo halinde verilmiştir. Bir sonraki adımda ise, uçak kanadımız artık elmas kesitli ince cidarlı kiriş olarak ele alınarak üzerine kontrol yasaları uygulanmıştır. Değişen kontrol kazançları ile doğal frekanslar elde edilmiş ve grafik olarak gösterilmişlerdir. Daha sonra modeli daha iyi analiz etmek amacıyla uzunluk ve narinlik oranı gibi parametreler değiştirilerek doğal frekansların incelendiği çalışma yapılmıştır, sonuçlar grafik üzerinde gösterilmişlerdir. Optimal kontrol yasası tanıtılmış ve yapıya uygulanması gerçeklenmiştir. Ayrıca, kiriş ucuna uygulanan Dirac Delta impulsu altında yapının dinamik cevabı incelenmiş, çeşitli kontrol yasaları için karşılaştırma yapılmıştır. Sonuç olarak, elmas şeklinde ara kesite sahip olan ince cidarlı kompozit uçak kanadı için, aktif titreşim kontrolü akıllı malzemeler aracılığıyla sağlanmıştır. Piezoelektrik malzemeler kapalı devre geribesleme kontrol sistemini sağlamak amacıyla algılayıcı ve eyleyici olarak kullanılmışlardır. Gelecek çalışmalarda ise yapının dışarıdan gelecek olan kuvvetlere vereceği cevabın incelenmesi ve kontrolünün sağlanması gerçekleştirilecektir., There has been a growing interest in the development of the smart material systems technology due to their incorporation in various structures ranging from aeronautical/aerospace, automotive, helicopter and turbo-machinery rotor blades, robot manipulators. Using adaptive materials, the dynamical characteristics of the structure could be controlled in a predictable manner to avoid the dynamical instabilities such as structural resonances. In this thesis, dynamic behaviour of aircraft wings is investigated and control of natural frequencies is achieved using piezoelectric actuation. Two different models namely, Timoshenko beam and thin-walled composite beam are used in this study. Natural frequencies of both model are obtained and using active control their variations are examined. First, thin walled composite beam theory is introduced with detailed formulation including the effects of primary and secondary warping. This beam model also incorporates a number of non-classical effects such as material anisotropy, transverse shear deformation and warping restraint. Moreover, the directionality property of thin-walled composite beams produces a wide range of elastic couplings. In this respect, constitutive equations and energy expressions are given. Equations of motion are derived using Hamilton principle. Second, in order to determine natural frequencies without piezoelectric influence, free vibration problem is formulated for an anti-symmetric lay-up configuration, also referred as Circumferentially Uniform Stiffness (CUS). Due to the anti-symmetry in lay-ups this configuration generates the coupled motion of transverse-lateral bending-shear. The equations of motion are discretized using Extended Glaerkin Method (EGM) to determine the natural frequencies of the system. The effect of transverse shear on the natural frequencies is also investigated by simply including and excluding transverse shear in the free vibration analyses, which has found to be significant for higher modes. For validation purposes, analyses are conducted for a box beam thin walled composite beam and results are compared with the literature. Then, the analyses are repeated for a diamond shaped cross-section section and the results of different cross-sections are compared and discussed. Active vibration control is introduced to gain an ability to control dynamic characteristics of structures. Implementation of piezoelectrically induced moments regarding the boundary moment is explained and two different control laws, namely proportional and velocity feedback control laws and their effects are investigated. The equations of motion that includes the effect of piezoelectric layers are cast into the state-space representation to obtain the dynamic response of the beam. Before analyzing thin-walled composite beams, a numerical example is solved to attain a deeper understanding about the effect of piezoelectric materials on the natural frequencies. This beam model is developed using the first order shear deformable theory (Timoshenko beam theory) and then solved to determine the natural frequencies with and without piezoelectric layers influence for various boundary conditions and lay-ups. Next, the similar analyses are also carried for thin walled composite beams highlighting the effects of piezoelectric layers, material anisotropy and transverse shear on the natural frequencies for varying feedback gains. Besides, several control laws such as proportional feedback gain and velocity feedback gain are used for vibration control and their results are compared. In addition, optimal control law is implemented and dynamic response of the structure is investigated using different control laws. In conclusion, for a diamond shaped thin-walled composite aircraft wing, active vibration control is achieved using adaptive materials. Piezoelectric materials are used as sensors and actuators to provide closed-loop feedback control system. In future studies, response of the structure to the external forces will be investigated and controlled by using adaptive materials., Yüksek Lisans, M.Sc.

Akıllı veya uyarlanabilir malzeme sistemleri teknolojilerinin geliştirilmesine gittikçe büyümekte olan bir ilgi gözlenmektedir. Bu ilginin en büyük sebebi bu tarz malzemelerin havacılık ve uzay, otomotiv, helikopter ve turbomakinelerin palleri ve robot kolları gibi çeşitli farklı yapılara kolayca uyarlanabilmesi ve kullanılabilir durumda olmasından kaynaklanmaktadır. Akıllı veya uyarlanabilir malzemelerin kullanımı ile, yapıların dinamik karakteristiklerinin öngörülebilir bir şekilde kontrol edilmesi mümkündür. Bu kontrol sayesinde yapısal rezonans ve çırpınma gibi bir takım dinamik kararsızlıkların önüne kolaylıkla geçilebilir.Yapılmış olan bu tez çalışmasında, uçak kanatlarının dinamik davranışları incelenmiş ve piezoelektrik eyleyiciler yardımı ile doğal frekansların kontrolü sağlanmıştır. Bu tez boyunca iki farklı model kullanılmıştır. Bunlar sırasıyla Timoshenko kiriş ve ince cidarlı kompozit kiriş modelidir. Her iki model için de yapıların doğal frekansları hesaplanmış ve daha sonrasında akıllı malzemelerin yardımıyla doğal frekansların kontrolü sağlanarak, değişimleri incelenmiştir. Ayrıca yapının dinamik cevabı da farklı kontrol yasaları altında incelenmiştir.İlk olarak, ince cidarlı kompozit kiriş teorisi tanıtılmıştır. Verilen formülasyon birincil ve ikincil çarpılma etkilerini içermektedir. Ayrıca bu kiriş modeli bir takım klasik olmayan etkileri de formülasyonunda barındırmaktadır. Bu klasik olmayan etkiler kısaca malzeme eşyönsüzlüğü, enlemesine kayma deformasyonu ve çarpılma kısıtlamasıdır. Diğer taraftan, ince cidarlı kompozit kirişlerin yönlülüğü, geniş bir elastik bağlaşım meydana getirmektedir. Bu bağlamda temel denklemler ve enerji ifadeleri verilmiştir. Daha sonrasında ise Hamilton Prensibi aracılığıyla genel hareket denklemlerinin eldesi gerçekleştirilmiştir.Daha sonra serbest titreşim problemi açıklanmıştır. Bu problemi incelerken iki farklı kompozit konfigürasyonundan bahsedilmiş ve antisimetrik konfigürasyon, başka bir deyişle Circumferentially Uniform Stifness (CUS) konfigürasyonu kullanılarak dikey-yatay eğilme ve enlemesine kayma bağlaşımlı hareket denklemleri elde edilmiştir. Ayrıca, sırasıyla kayma etkilerini içeren ve içermeyen iki farklı teoriden bahsedilmiştir. Bu teoriler Shearable ve Unshearable Theory olarak literatürde bulunmaktadırlar. Serbest titreşim problemi hareket denklemlerine bir çözüm elde etmek için sayısal bir yöntem kullanılmıştır. Denklemlerin karmaşıklığı ve bağlaşımlı olması analitik bir çözüm elde edilmesini imkansız kılmaktadır. Kullanılan sayısal yöntem Extended Galerkin Method olarak bilinmektedir ve bu kısımda açıklanmıştır. Bu metod, hareket denklemlerini ayrıklaştırmakta ve bunu şekil fonksiyonları önererek gerçekleştirmektedir. İfadeler, şekil fonksiyonları ve genelleştirilmiş koordinatların çarpımı olarak tanımlanmaktadır. Bu yöntemin diğer sayısal yöntemlere göre üstünlüğü ise, önermiş olduğu şekil fonksiyonunun sadece geometrik sınır şartlarını sağlamasının yeterliliğidir. Bu yöntemle hareket denklemleri çözülmüş ve doğal frekanslar elde edilmiştir.Kanat elmas kesite sahip olacak şekilde modellenmeden önce oluşturulan matematik modelin doğruluğunu test etmek amacıyla referans kitaptan alınan sayısal bir örnek çözülmüştür. Çözülen bu örnek için elde edilen sonuçlar ve referans kitapta verilen sonuçlar karşılaştırılmıştır. Karşılaştırma sonucunda Extended Galerkin Metodu ile elde edilen sonuçlar ile kitap tarafından verilmiş olan sonuçların birbiriyle çok iyi bir uyum içerisinde olduğu görülmüştür. Böylece geliştirilmiş olan matematik modelin doğruluğu kanıtlanmıştır. Daha sonrasında kanat ince cidarlı kompozit kiriş olarak modellenmiştir. Serbest titreşim bölümünün sonucu olarak ise uçak kanatları için titreşim kontrolü yokluğunda doğal frekanslar elde edilmiştir.Devamında aktif titreşim kontrolü konsepti, yapısal karakteristikler üzerinde bir kontrol sağlanması amacıyla sisteme eklenmiştir. Aktif kontrol tanımı verilmiş,piezoelektrik malzemeler tarafından indüklenen momentlerden bahsedilmiş ve sınır momenti hakkında detaylı bilgi verilmiştir. Ayrıca, uygulanmış olan iki farklı kontrol yasasından bahsedilmiştir. Bunlar sırasıyla ortantısal geribesleme kontrol yasası ve hıza bağlı geribesleme yasası olarak adlandırılmaktadırlar. Aktif kontrolün sisteme katılması ile çözüm yönteminde modifikasyonlar yapılacağından durum uzay gösterimi anlatılmış ve sonuçlar elde edilmiştir. Aktif geribesleme kontrolü uyarlanabilir malzemeler aracılığıyla sağlanmıştır. Piezoelektrik katmanlar ana yapının içerisine simetrik bir şekilde gömülmüş ve piezoelektrik eyleyiciler tüm kiriş uzunluğu boyunca yayılmıştır. Bunun sonucu olarak, kirişin uç noktasında bir sınır momenti indüklenmiş ve bunlar hareket denklemlerini etkilemek yerine sınır şartlarında tekil moment ifadeleri olarak yer almışlardır. Orantısal ve hıza bağlı geribesleme kontrol yöntemleri kullanılmış ve elyaf açısı dağılımının temel frekanslar üzerindeki etkisi incelenmiştir. Doğal frekanslar elde edilirken kütle ve katılık matrislerine piezoelektrik katmanların etkisi de eklenmiştir. Bu etkinin ihmal edildiği durum için de analizler yapılmış ve sonuçlar karşılaştırıldığında doğal frekanslarda yaklaşık olarak /%5'lik bir fark ortaya çıkmıştır. Literatürdeki çoğu çalışmalarda bu etkiler ihmal edilirken, yapılan bu tez çalışmasında bu etkinin önemine de vurgu yapılmıştır.Son olarak, piezoelektrik etkileri iyice algılamak ve anlamak amacıyla Timoshenko kiriş teorisini içeren bir örnek çalışma göz önüne alınmış ve orantısal geribesleme kontrol yasası uygulanarak doğal frekanslar bu örnek kiriş için elde edilmişlerdir. Bu örneğin hareket denklemleri ince cidarlı kiriş modelindeki denkemler kadar zor olmadığından analitik bir çözüm elde etmek mümkün olmuştur. Analitik yöntemin yanısıra, problem yarı-analitik yöntem olan Differential Transform Method (DTM) ve Extended Galerkin Method (EGM) ile tekrar çözülmüştür. Elde edilen sonuçlar ilgili yerlerde tablo halinde verilmiştir. Bir sonraki adımda ise, uçak kanadımız artık elmas kesitli ince cidarlı kiriş olarak ele alınarak üzerine kontrol yasaları uygulanmıştır. Değişen kontrol kazançları ile doğal frekanslar elde edilmiş ve grafik olarak gösterilmişlerdir. Daha sonra modeli daha iyi analiz etmek amacıyla uzunluk ve narinlik oranı gibi parametreler değiştirilerek doğal frekansların incelendiği çalışma yapılmıştır, sonuçlar grafik üzerinde gösterilmişlerdir. Optimal kontrol yasası tanıtılmış ve yapıya uygulanması gerçeklenmiştir. Ayrıca, kiriş ucuna uygulanan Dirac Delta impulsu altında yapının dinamik cevabı incelenmiş, çeşitli kontrol yasaları için karşılaştırma yapılmıştır.Sonuç olarak, elmas şeklinde ara kesite sahip olan ince cidarlı kompozit uçak kanadı için, aktif titreşim kontrolü akıllı malzemeler aracılığıyla sağlanmıştır. Piezoelektrik malzemeler kapalı devre geribesleme kontrol sistemini sağlamak amacıyla algılayıcı ve eyleyici olarak kullanılmışlardır. Gelecek çalışmalarda ise yapının dışarıdan gelecek olan kuvvetlere vereceği cevabın incelenmesi ve kontrolünün sağlanması gerçekleştirilecektir. There has been a growing interest in the development of the smart material systems technology due to their incorporation in various structures ranging from aeronautical/aerospace, automotive, helicopter and turbo-machinery rotor blades, robot manipulators. Using adaptive materials, the dynamical characteristics of the structure could be controlled in a predictable manner to avoid the dynamical instabilities such as structural resonances.In this thesis, dynamic behaviour of aircraft wings is investigated and control of natural frequencies is achieved using piezoelectric actuation. Two different models namely, Timoshenko beam and thin-walled composite beam are used in this study. Natural frequencies of both model are obtained and using active control their variations are examined.First, thin walled composite beam theory is introduced with detailed formulation including the effects of primary and secondary warping. This beam model also incorporates a number of non-classical effects such as material anisotropy, transverse shear deformation and warping restraint. Moreover, the directionality property of thin-walled composite beams produces a wide range of elastic couplings. In this respect, constitutive equations and energy expressions are given. Equations of motion are derived using Hamilton principle.Second, in order to determine natural frequencies without piezoelectric influence, free vibration problem is formulated for an anti-symmetric lay-up configuration, also referred as Circumferentially Uniform Stiffness (CUS). Due to the anti-symmetry in lay-ups this configuration generates the coupled motion of transverse-lateral bending-shear. The equations of motion are discretized using Extended Glaerkin Method (EGM) to determine the natural frequencies of the system. The effect of transverse shear on the natural frequencies is also investigated by simply including and excluding transverse shear in the free vibration analyses, which has found to be significant for higher modes. For validation purposes, analyses are conducted for a box beam thin walled composite beam and results are compared with the literature. Then, the analyses are repeated for a diamond shaped cross-section section and the results of different cross-sections are compared and discussed.Active vibration control is introduced to gain an ability to control dynamic characteristics of structures. Implementation of piezoelectrically induced moments regarding the boundary moment is explained and two different control laws, namely proportional and velocity feedback control laws and their effects are investigated. The equations of motion that includes the effect of piezoelectric layers are cast into the state-space representation to obtain the dynamic response of the beam. Before analyzing thin-walled composite beams, a numerical example is solved to attain a deeper understanding about the effect of piezoelectric materials on the natural frequencies. This beam model is developed using the first order shear deformable theory (Timoshenko beam theory) and then solved to determine the natural frequencies with and without piezoelectric layers influence for various boundary conditions and lay-ups.Next, the similar analyses are also carried for thin walled composite beams highlighting the effects of piezoelectric layers, material anisotropy and transverse shear on the natural frequencies for varying feedback gains. Besides, several control laws such as proportional feedback gain and velocity feedback gain are used for vibration control and their results are compared. In addition, optimal control law is implemented and dynamic response of the structure is investigated using different control laws.In conclusion, for a diamond shaped thin-walled composite aircraft wing, active vibration control is achieved using adaptive materials. Piezoelectric materials are used as sensors and actuators to provide closed-loop feedback control system. In future studies, response of the structure to the external forces will be investigated and controlled by using adaptive materials. 103

Bu çalışmada deniz suyu kaynaklı ısı pompası ile çalışan bir kurutma fırınının tasarımı ve imalatı yapılmış, kurutma süresi, kuru ürün kalitesini etkileyen faktörler incelenmiştir. Kurutma işlemine başlanmadan önce ürün özellikleri ortaya konulmuştur. Deneyler esnasında tünel içi şartlar (sıcaklık, nem, hava hızı, ürün ağırlığı), ortam şartları, deniz suyu sıcaklığı ve ısı pompası çalışma şartları gözlemlenmiştir. Yapılan deneylerde değişken olarak hava hızı 1 m/s, 2 m/s ile 3,5 m/s, deniz suyu debisi 2 l/dk ile 9 l/dk arası değerlerde,kondenser – ürün istif mesafesi 30 cm ile 100cm arası farklı mesafelerde çeşitli deneyler yapılmıştır. Deneyler sırasında deniz suyu sıcaklığı 10,1 °C – 23,4 °C aralığındaki değerlerde ölçülmüştür. Kullanılan değişkenlerin kurutma süresi ve ürün kalitesine etkileri incelenmiştir. Deney verileri değerlendirildiğinde ürün kuruma süresini etkileyen en önemli faktör, kurutma havası sıcaklığıdır. Hesaplamalar sonucunda ısıpompasının〖COP〗_hp değerlerinin 3,41 – 3,93 aralığında olduğu hesaplanmıştır. Kondenser – ürün istif mesafesi için uygun uzaklığın en az40cm olması gerektiği,bu mesafenin altına inildiğinde difüzörün etkisi ile üründe homojen ve tam kuruma gerçekleşmediği yapılan deneylerde gözlemlenmiştir.Deneyler karşılaştırıldığında deniz suyu sıcaklığı 16,2 °C, kurutma havası sıcaklığı 60,3 °C, hava hızı 1 m/s, deniz suyu debisi 9 l/dk şartlarında yapılan deney, ısı pompası 〖COP〗_hpdeğeri (3,93), kurutma süresi (2 saat), duyusal analiz (renk, koku, doku), su aktivitesi değeri (0,37), özgül nem çekme oranı (0,0246) açısından en başarılı deney olarak belirlenmiştir. Deneylere ilişkin ekserji hesaplamaları yapılmıştır. Deniz suyu kaynaklı ısı pompalı kurutma fırınının defne yaprağı kurutmak için, ek bir ısı kaynağına ihtiyacı olmadığı, kaliteli bir kurutma yapılabildiği, benzer özelliklerde olan farklı ürünleri de kurutmaya elverişli olduğu ortaya koyulmuştur. In this study, design and manufacture of tunnel type drying system that works with heat pump resourced by sea water are made, drying time; factors affecting the product quality were reviewed. Product specifications are mentioned prior to drying process. During experiments, under tunnel conditions, (temperature, humidity, air flow rate, product weight), environmental conditions, sea water temperature and heat pump operating conditions were observed. Air flow rate valued between 1 m/s, 2 m/s and 3,5 m/s, sea water flow rate valued between 2 l/min and 9 l/min in the experiments made and condenser – product stack distance was taken for different distances such as between 30 cm and 100 cm for various experiments. Between the experiments, sea water temperature is measured between the values of 10, 1 °C – 23,4 °C degrees. Drying time period and their affects to the product quality of used parameters were examined. As a result of consideration of experiment data, most important factor that affects the product drying time is the temperature of drying air. It is calculated that, 〖COP〗_hp values of heat pump were in range of 3,41 – 3,93. It is observed on the experiments that, optimum distance for the Condenser – product stacking distance is minimum 40 cm and in less distance, with the affect of diffuser, homogeneous and complete drying wasn't generated. When experiments were compared, experiment made within the conditions that sea water temperature is 16,2 °C, drying air temperature is 60,3 °C degrees, air flow rate is 1 m/s, sea water flow rate is 9 l/min it was determined as the most successful experiment by means of heat pump 〖COP〗_hp value (3,93), drying time (2 hours), sensory analysis (color, smell, tissue), water activity value (0,37), specific humidity moisture absorption rate 0,0246). Exergy and drying effect calculations regarding to experiments were made. It was put forth that to dry a bay leaf, tunnel type drying system that works with heat pump resourced by sea water didn't need any additional heat source, quality drying was made, was suitable to dry different products with similar specifications. 127

Bu çalışmada, vakumlu cam tüpün güneş enerjili bir pişiricideki kullanımı deneysel olarak incelenmiştir. Deneyler bilgisayar ortamında otomatik kayıt altına alınarak yapılmıştır. Tasarımı ve imalatı yapılan sistem normal, vakum tüplü, normal-aynalı ve vakum tüplü-aynalı olmak üzere 4 farklı şeklide test edilmiştir. Normal sistemde iç sıcaklık 165. dakikada 72,5 °C'ye kadar ulaşılırken, vakum tüplü sistemde ise aynı süre içerisinde 80,1 °C'ye kadar ulaşmıştır. Sistemlere ayna eklendiğinde ise normal sistem 165. dakikada 75,1 °C'ye kadar ulaşmışken, aynalı-vakum tüplü sistem aynı süre içerisinde 83,7 °C'ye kadar ulaşmıştır. In this study, vacuum glass tube for use in solar cooker has been experimentally investigated. The experiments were based on computer automatically recorded. The designing and manufacturing systems with normal, vacuum tube, the normal-mirror and the vacuum tube-mirror were tested in 4 different ways. In the normal system, the internal temperature of 72.5 °C up to 165 minutes is reached, the vacuum tube-mirror system over the same period reached 80.1 °C. When added to the system mirrors the normal system have reached 165 minutes, 75.1 °C, the vacuum tube-mirror system over the same period reached 83.7 °C. 64

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Yakıt çalkalanmasına, hareket eden bir aracın kısmen dolu olan yakıt tankında ki sıvının serbest yüzeyinin düzeninin bozulması sebep olur. Herhangi bir yöndeki ani ivmelenmeye ya da konteyner şekline bağlı olarak, sıvının serbest yüzeyi simetrik ya da simetrik olmayan birçok farklı hareket tipine maruz kalabilir. Bu hareket tipleri, tanklarında sıvı yakıt bulunduran araçlar üzerinde kayda değer bir etkiye sahiptir. Yakıt çalkalanmasının araç stabilitesi üzerinde hayati bir rolü olduğundan dolayı, birçok mühendislik bölümü bu probleme hatırı sayılır derecede önem vermektedir. Otoyollardaki kamyonlar, arabalar, gemiler, uzay araçları gibi sıvı yakıtlı araçlar için yapısal zararı önlemek adına yakıt tankları için yeni modeller tasarlanmaktadır ve çalkalanmadan kaynaklanan stabilite kaybı en aza indirilmeye çalışılmaktadır. Bu çalkalanmayı önlemek adına tank içine yönlendirici fiziksel bariyerler yerleştirilmekte ya da tank keseli bir şekilde dizayn edilmektedir. Tüm bu tasarımların amacı yakıt çalkalanması sonucu çıkabilecek hareket tiplerini kısmen de olsa engellemek ve sınırlamaktır. Fakat bu yöntemler, hem görev maliyetini fazlalaştırmakta hem de tankın kütlesini artırmaktadır. Sıvının hareketinin doğal frekansı, hareketi tayin etmede önemlidir ve iki ana etkene bağlıdır; (i) tankın şekli ve (ii) yer çekimi ivmesi ya da aracın eksenel ivmesi. Bir sıvının hareketi sonsuz sayıda doğal frekans modları içerir, fakat araç için önemli olan aralık en düşük bir kaç frekans modudur. İlk frekans modlarından sonra aracın hareketine bağlı olarak sıvının davranışı kaosa doğru gidebilir. Bunun yanı sıra sıvının doğal frekansı aracın frekansıyla çakıştığında, bu durum rezonans oluşmasına sebep olur ve yapıya zarar verir. Rezonans kaynaklı yapısal zararlar geri dönüşü olmayan bir biçimde araca zarar verir, sıvı yakıtlı tanklarda patlamaya bile yol açabilir. Çünkü rezonans aralığı yakınlarında, akışkanın hareketi lineerlikten uzaklaşır ve lineer olmayan bir temsil geçerli olmaya başlar ve sıvının hareketi tayin edilemez bir duruma gelir. Bundan dolayı tasarım yapılırken lineer ya da lineer olmayan durum göz önünde bulundurulmalı ve bu duruma uygun modellere başvurulmalıdır. Probleme bir çözüm elde etmek için yakıt çalkalanmasına analitik olarak yaklaşmanın bazı sınırları vardır. Tank şekli, dışsal kuvvetlerin var oluşu vb. etkenler çalkalanma olayı için model tasarlarken önemli bir etkiye sahiptir. Sıvı hareketi oldukça belirsizdir ve öngörülmesi zor bir yol izler. Bundan dolayı bu etkenleri dikkate alarak, sıvı yakıta denk olarak tasarlanan bir mekanik model kapalı tanklarda gerçekci bir yaklaşım olarak görülür. Sıvının başlıca parametreleri belirlenir ve bu parametrelerden yararlanarak eş değer mekanik modeller dizayn edilir.Bu mekanik modeller tasarlanmadan önce uyulması gereken bir takım kurallar vardır. Sıvıdan katı kütleli modellere geçerken öncelikle kütle ve eylemsizlik momenti korunmalıdır. Ardından ağırlık merkezi, tasarım yaptıktan sonra küçük salınımlar için bile değişmeyecek bir şekilde ayarlanmalıdır. Sistem dizayn edildikten sonra sıvı yakıtlı halinde ki titreşim modlarına sahip olmalı ve aynı sönümlü kuvveti üretmelidir. Son olarak sistem, dışardan bir rahatsızlık varolduğunda gerçek model tarafından üretilebilecek sonuçlara denk olarak bir sonuç üretmelidir. Tüm bunlar göz önüne alındıktan sonra fiziksel parametreler belirlenmeli ve sistem ona göre tasarlanmalıdır. Bu tezin başlıca amacı, yukarı da belirtildiği gibi uzay araçlarında ki yakıt çalkalanmasını sıvıya eş değer olarak modellenen mekanik sistemleri kullanarak incelemektir. Bu modelleri uygulamanın en büyük sebebi, kuru yüklerin hareketlerinin sıvı yüklerin hareketlerinden daha tahmin edilebilir olması ve sıvı yükün hareket karmaşasını en aza indirgemektir. Bu çalışmada kütle-yay sistemi bu amaçla kullanılan modellerden birisidir ve küçük salınımlar için en uygun modeldir. Ilk bir kaç çalkalanma moduna karşılık olarak oluşturulan iç-katı-kütleler sıvı yakıtla yer değişir. Uzay aracının eksenel ve enine ivmelerinin bir sonucu olarak, iç-kütleler salınım yapmaya başlarlar ve aracın hareket kararlılığında oldukça büyük etkiye sahip olurlar. Uygun ve kabul edilebilir bir model tasarlandıktan sonra, aracın hareketinde ki değişimleri görebilmek adına bir takım kontrol yasalarından yararlanılır ki bunlar optimal geri besleme kontrol yasası ve Lyapunov temelli kontrol yasalarıdır. Kütle-yay modeli tasarlanırken iç-kütleleri farklı sayıda kullanıp sonuç görmek adına öncelikle iki-iç-kütleli model tasarlanır. Bu model esas alınarak aracın stabilitesi incelenir, kütlelerin yer değişimlerinin yanı sıra eksenel hız, yunuslama momenti ve sapma açısı grafiklerle gösterilir. Bu modelin ardından dört-iç-kütleli yeni bir model kurulur ve bir önceki model ile karşılaştırılmak için sistem aynı işlemlerden geçirilir. Stabilite incelenir ve kütlelerin yer değişim miktarı, eksenel hız, yunuslama momenti ve sapma açısı bu model için de bulunur. Ardından iç-kütle sayısında ki değişimin araç stabilitesini tayin etmede etkin bir rolü olup olmadığı modeller karşılaştırılarak bulunur. Aracın hareketine bağlı olarak büyük genlikli salınımlar meydana geldiğinde, kütle-yay sistemi aracın stabilitesinde ki değişimi gösterebilecek kadar yeterli olmaz. Böyle bir durumda, basit-sarkaç modeli koşullara uyum sağlar ve büyük hareket genliklerini tanımlar. Düzlemsel olmayan ya da rotasyonel hareket sonucu oluşan yakıt çalkalanması için basit-sarkaç modeli gerçeğe en yakın duruma oldukça iyi bir şekilde uymaktadır. Tezin bir kısmında, kütle-yay sistemine benzer parametreler kullanılarak uygun bir basit-sarkaç modeli tasarlanır ve kontrol yasalarından yararlanılarak araç kararlılığı incelenir. Burada ki asıl amaç uzay aracının hareket denklemlerini bu iki mekanik modeli kullanarak türetmektir. Kütle-yay sisteminden ve basit-sarkaç modelinden yararlanarak, aracın hareket denklemleri belirli bir zaman aralığında ve belirli bir düzlemde elde edilebilir. Buna ek olarak, uzay aracının kararlılığı, bir takım kontrol yasalarından yararlanılarak incelenebilir. Burada kullanılan kontrol yasaları optimal geri besleme kontrol yasası ve Lyapunov temelli kontrol yasasıdır. Yukarıda bahsedilen kütle-yay sistemi ve basit-sarkaç sistemi incelenirken yer çekimsel etkiler yok sayılır ve dışsal bir kuvvetin olmadığı durumlar incelenir. Simülasyon sonuçları bu şartlar altında elde edilir. Ama daha gerçekci bir model olması açısından gravitasyonel etkileri göz önüne alarak, dış kuvvet ve momentlere maruz kalan modeli incelemek adına, uzay aracı yanal eksenden ve yunuslama doğrultusundan dış uyarıya maruz bırakılır ve bu durum altında aracın hareketi ve tepkisi incelenir. Burada ki önemli nokta aracın kararlılığını sağladığını görebilmektir ve sistemler teorik olarak incelenir. Roketlere ait benzer parametreler kullanılarak hareket denklemleri türetilir ve bu etkiler altında kuvvet ve moment değişimi incelenir. Lineer modelleme olarak adlandırılan ve yukarıda bahsedilen sistemler birbirlerine tamamen denk olan mekanik modellerdir. Kütle-yay sistemi için belirlenen yay direngenliği basit-sarkaç sisteminde sarkaç ağırlığının uzunluğuna bölümüne karşılık gelir. Her iki modelde belirlenen kütleler birbirlerinden tamamen bağımsız değildirler ve kütle-yay pozisyonu ile basit-sarkaç modelinin pozisyonu göz ardı edilebilecek hata payına sahip bir şekilde saptanabilir. Mekanik modelin avantajı, akışkanın serbest-yüzey hareketini sıvının bir kısmının katı kütle gibi diğer kısmının ise kütle-yay ya da basit-sarkaç sistemi gibi düşünülerek fiziksel bir şekilde yorumlamaya olanak tanımasıdır. Bu lineer modeler, dışarıdan verilen uyarının frekansıyla çalkalanma modal frekansları çakışmadığında ve uyarı genliği oldukça küçük olduğunda ideal davranış sergilerler. Fakat bu durumun tam aksi mevcut olduğunda lineer modeler yerini lineer olmayan modellere bırakmak zorundadır. Bu tez kapsamında frekansların aynı aralıkta olmadığı ve genliklerin küçük olduğu varsayılıp lineer modeller kurulur., Sloshing is caused by any disturbance of free liquid surface in a partially filled tank. Depending on the peak accelerations in any direction or the shape of container, the free surface of liquid can be subjected to different types of motion either symmetric or asymmetric. These types of motion have significant influence on vehicles which have liquid fuel in their tanks. Owing to the fact that fuel sloshing plays a crucial role in the stability of the vehicles, many diversified engineering departments give considerable attention to this problem. To prevent structural damages for vehicles with liquid fuel such as trucks on highways, cars, ships, space vehicles, new designs of tanks are evaluated and loss of the stability due to sloshing is tried to minimise. To prevent sloshing effects, physical barriers are placed into the fuel tank such as baffles or containers are designed by using bladders. Main purpose of these designes is to limit the movement of liquid fuel. But these techniques increase both the mission cost and the weight of the tank of spacecraft. The natural frequency of motion of liquid is related to two main factors (i) the shape of tank and (ii) the acceleration of gravity or the axial acceleration of vehicle. A liquid’s motion contains an infinite number of natural frequencies, however the lowest few modes of frequencies are the most important for vehicle. When the natural frequency of liquid fuel coincides with the frequency of the vehicle, this situation generates resonance and damages the structure. Near resonance, the fluid’s motion loses linearity and nonlinear representation starts to be valid. An analytical approach to sloshing has some limits to obtain a solution. Factors like tank shape, existence of external forces etc. have a great importance to design a model for sloshing phenomena. By taking into consideration the factors, to use an equivalent mechanical model becomes a realistic approach to liquid dynamics in closed tanks. Primal parameters of liquid are qualified and by utilizing these parameters, equivalent mechanical models are designed. Some rules must be followed before equivalent mechanical models are created. Firstly, passing from the liquid material to rigid masses, the change of masses and moments of inertia must be preserved. Then, center of gravity must be unchangeable. The equivalent models produce the same frequency range as liquid model does. Lastly, the system must come up with the results which is equivalent to real material. Having regard to these conditions, physical parameters must be determined, then the system is designed. The major objective of this thesis is to investigate the case of sloshing in space vehicles by utilizing equivalent mechanical models. Mass-spring system is one of the models, and for small oscillations, it becomes the most appropriate model. It replaces the liquid fuel by becoming inner-rigid-masses corresponding to first few slosh modes. As a result of axial and transverse accelerations of space vehicle, the inner-masses begin to oscillate and have a great impression on the stability of vehicle. After designing an acceptable model, to investigate the stability, optimal feedback law and Lyapunov-based control law are utilized. Firstly, the model is designed with two-inner-masses and the results of simulations are demonstrated. Then, the model with four-inner-masses are designed and same steps are applied to it in order to show the stability of the spacecraft. When large-amplitude oscillations occur, mass-spring system is no longer sufficient to demonstrate the change in the stability of spacecraft. In such a case, simple-pendulum model accommodates to the circumstances and describes relatively large motions. For sloshing due to a nonplanar or rotational motion, simple-pendulum model fits to real life cases excellently. The main purpose is to derive the equations of motion of spacecraft by means of these two model. Utilizing the mass-spring-system and simple-pendulum model, the motion of vehicle in a specific time and plane can be estimated. Moreover, the stability of the space vehicle can be investigated by taking advantages of Linear Quadratic Regulator and Lyapunov-based control laws. Apart from these two cases, space vehicle is investigated under lateral and pitching excitations. The equations of motion are derived by using the same parameters and they are compared to each other. In previous models, it is assumed that there are no external forces or moments. But in these models, important thing is the change of force and moment equations for either mass-spring system or simple-pendulum system under excitations. Moreover, in these systems, gravitational effects are not neglected., Yüksek Lisans, M.Sc.

Yakıt çalkalanmasına, hareket eden bir aracın kısmen dolu olan yakıt tankında ki sıvının serbest yüzeyinin düzeninin bozulması sebep olur. Herhangi bir yöndeki ani ivmelenmeye ya da konteyner şekline bağlı olarak, sıvının serbest yüzeyi simetrik ya da simetrik olmayan birçok farklı hareket tipine maruz kalabilir. Bu hareket tipleri, tanklarında sıvı yakıt bulunduran araçlar üzerinde kayda değer bir etkiye sahiptir. Yakıt çalkalanmasının araç stabilitesi üzerinde hayati bir rolü olduğundan dolayı, birçok mühendislik bölümü bu probleme hatırı sayılır derecede önem vermektedir. Otoyollardaki kamyonlar, arabalar, gemiler, uzay araçları gibi sıvı yakıtlı araçlar için yapısal zararı önlemek adına yakıt tankları için yeni modeller tasarlanmaktadır ve çalkalanmadan kaynaklanan stabilite kaybı en aza indirilmeye çalışılmaktadır. Bu çalkalanmayı önlemek adına tank içine yönlendirici fiziksel bariyerler yerleştirilmekte ya da tank keseli bir şekilde dizayn edilmektedir. Tüm bu tasarımların amacı yakıt çalkalanması sonucu çıkabilecek hareket tiplerini kısmen de olsa engellemek ve sınırlamaktır. Fakat bu yöntemler, hem görev maliyetini fazlalaştırmakta hem de tankın kütlesini artırmaktadır.Sıvının hareketinin doğal frekansı, hareketi tayin etmede önemlidir ve iki ana etkene bağlıdır; (i) tankın şekli ve (ii) yer çekimi ivmesi ya da aracın eksenel ivmesi. Bir sıvının hareketi sonsuz sayıda doğal frekans modları içerir, fakat araç için önemli olan aralık en düşük bir kaç frekans modudur. İlk frekans modlarından sonra aracın hareketine bağlı olarak sıvının davranışı kaosa doğru gidebilir. Bunun yanı sıra sıvının doğal frekansı aracın frekansıyla çakıştığında, bu durum rezonans oluşmasına sebep olur ve yapıya zarar verir. Rezonans kaynaklı yapısal zararlar geri dönüşü olmayan bir biçimde araca zarar verir, sıvı yakıtlı tanklarda patlamaya bile yol açabilir. Çünkü rezonans aralığı yakınlarında, akışkanın hareketi lineerlikten uzaklaşır ve lineer olmayan bir temsil geçerli olmaya başlar ve sıvının hareketi tayin edilemez bir duruma gelir. Bundan dolayı tasarım yapılırken lineer ya da lineer olmayan durum göz önünde bulundurulmalı ve bu duruma uygun modellere başvurulmalıdır.Probleme bir çözüm elde etmek için yakıt çalkalanmasına analitik olarak yaklaşmanın bazı sınırları vardır. Tank şekli, dışsal kuvvetlerin var oluşu vb. etkenler çalkalanma olayı için model tasarlarken önemli bir etkiye sahiptir. Sıvı hareketi oldukça belirsizdir ve öngörülmesi zor bir yol izler. Bundan dolayı bu etkenleri dikkate alarak, sıvı yakıta denk olarak tasarlanan bir mekanik model kapalı tanklarda gerçekci bir yaklaşım olarak görülür. Sıvının başlıca parametreleri belirlenir ve bu parametrelerden yararlanarak eş değer mekanik modeller dizayn edilir.Bu mekanik modeller tasarlanmadan önce uyulması gereken bir takım kurallar vardır. Sıvıdan katı kütleli modellere geçerken öncelikle kütle ve eylemsizlik momenti korunmalıdır. Ardından ağırlık merkezi, tasarım yaptıktan sonra küçük salınımlar için bile değişmeyecek bir şekilde ayarlanmalıdır. Sistem dizayn edildikten sonra sıvı yakıtlı halinde ki titreşim modlarına sahip olmalı ve aynı sönümlü kuvveti üretmelidir. Son olarak sistem, dışardan bir rahatsızlık varolduğunda gerçek model tarafından üretilebilecek sonuçlara denk olarak bir sonuç üretmelidir. Tüm bunlar göz önüne alındıktan sonra fiziksel parametreler belirlenmeli ve sistem ona göre tasarlanmalıdır.Bu tezin başlıca amacı, yukarı da belirtildiği gibi uzay araçlarında ki yakıt çalkalanmasını sıvıya eş değer olarak modellenen mekanik sistemleri kullanarak incelemektir. Bu modelleri uygulamanın en büyük sebebi, kuru yüklerin hareketlerinin sıvı yüklerin hareketlerinden daha tahmin edilebilir olması ve sıvı yükün hareket karmaşasını en aza indirgemektir. Bu çalışmada kütle-yay sistemi bu amaçla kullanılan modellerden birisidir ve küçük salınımlar için en uygun modeldir. Ilk bir kaç çalkalanma moduna karşılık olarak oluşturulan iç-katı-kütleler sıvı yakıtla yer değişir. Uzay aracının eksenel ve enine ivmelerinin bir sonucu olarak, iç-kütleler salınım yapmaya başlarlar ve aracın hareket kararlılığında oldukça büyük etkiye sahip olurlar. Uygun ve kabul edilebilir bir model tasarlandıktan sonra, aracın hareketinde ki değişimleri görebilmek adına bir takım kontrol yasalarından yararlanılır ki bunlar optimal geri besleme kontrol yasası ve Lyapunov temelli kontrol yasalarıdır. Kütle-yay modeli tasarlanırken iç-kütleleri farklı sayıda kullanıp sonuç görmek adına öncelikle iki-iç-kütleli model tasarlanır. Bu model esas alınarak aracın stabilitesi incelenir, kütlelerin yer değişimlerinin yanı sıra eksenel hız, yunuslama momenti ve sapma açısı grafiklerle gösterilir. Bu modelin ardından dört-iç-kütleli yeni bir model kurulur ve bir önceki model ile karşılaştırılmak için sistem aynı işlemlerden geçirilir. Stabilite incelenir ve kütlelerin yer değişim miktarı, eksenel hız, yunuslama momenti ve sapma açısı bu model için de bulunur. Ardından iç-kütle sayısında ki değişimin araç stabilitesini tayin etmede etkin bir rolü olup olmadığı modeller karşılaştırılarak bulunur.Aracın hareketine bağlı olarak büyük genlikli salınımlar meydana geldiğinde, kütle-yay sistemi aracın stabilitesinde ki değişimi gösterebilecek kadar yeterli olmaz. Böyle bir durumda, basit-sarkaç modeli koşullara uyum sağlar ve büyük hareket genliklerini tanımlar. Düzlemsel olmayan ya da rotasyonel hareket sonucu oluşan yakıt çalkalanması için basit-sarkaç modeli gerçeğe en yakın duruma oldukça iyi bir şekilde uymaktadır. Tezin bir kısmında, kütle-yay sistemine benzer parametreler kullanılarak uygun bir basit-sarkaç modeli tasarlanır ve kontrol yasalarından yararlanılarak araç kararlılığı incelenir.Burada ki asıl amaç uzay aracının hareket denklemlerini bu iki mekanik modeli kullanarak türetmektir. Kütle-yay sisteminden ve basit-sarkaç modelinden yararlanarak, aracın hareket denklemleri belirli bir zaman aralığında ve belirli bir düzlemde elde edilebilir. Buna ek olarak, uzay aracının kararlılığı, bir takım kontrol yasalarından yararlanılarak incelenebilir. Burada kullanılan kontrol yasaları optimal geri besleme kontrol yasası ve Lyapunov temelli kontrol yasasıdır.Yukarıda bahsedilen kütle-yay sistemi ve basit-sarkaç sistemi incelenirken yer çekimsel etkiler yok sayılır ve dışsal bir kuvvetin olmadığı durumlar incelenir. Simülasyon sonuçları bu şartlar altında elde edilir. Ama daha gerçekci bir model olması açısından gravitasyonel etkileri göz önüne alarak, dış kuvvet ve momentlere maruz kalan modeli incelemek adına, uzay aracı yanal eksenden ve yunuslama doğrultusundan dış uyarıya maruz bırakılır ve bu durum altında aracın hareketi ve tepkisi incelenir. Burada ki önemli nokta aracın kararlılığını sağladığını görebilmektir ve sistemler teorik olarak incelenir. Roketlere ait benzer parametreler kullanılarak hareket denklemleri türetilir ve bu etkiler altında kuvvet ve moment değişimi incelenir.Lineer modelleme olarak adlandırılan ve yukarıda bahsedilen sistemler birbirlerine tamamen denk olan mekanik modellerdir. Kütle-yay sistemi için belirlenen yay direngenliği basit-sarkaç sisteminde sarkaç ağırlığının uzunluğuna bölümüne karşılık gelir. Her iki modelde belirlenen kütleler birbirlerinden tamamen bağımsız değildirler ve kütle-yay pozisyonu ile basit-sarkaç modelinin pozisyonu göz ardı edilebilecek hata payına sahip bir şekilde saptanabilir. Mekanik modelin avantajı, akışkanın serbest-yüzey hareketini sıvının bir kısmının katı kütle gibi diğer kısmının ise kütle-yay ya da basit-sarkaç sistemi gibi düşünülerek fiziksel bir şekilde yorumlamaya olanak tanımasıdır. Bu lineer modeler, dışarıdan verilen uyarının frekansıyla çalkalanma modal frekansları çakışmadığında ve uyarı genliği oldukça küçük olduğunda ideal davranış sergilerler. Fakat bu durumun tam aksi mevcut olduğunda lineer modeler yerini lineer olmayan modellere bırakmak zorundadır. Bu tez kapsamında frekansların aynı aralıkta olmadığı ve genliklerin küçük olduğu varsayılıp lineer modeller kurulur. Sloshing is caused by any disturbance of free liquid surface in a partially filled tank. Depending on the peak accelerations in any direction or the shape of container, the free surface of liquid can be subjected to different types of motion either symmetric or asymmetric. These types of motion have significant influence on vehicles which have liquid fuel in their tanks. Owing to the fact that fuel sloshing plays a crucial role in the stability of the vehicles, many diversified engineering departments give considerable attention to this problem. To prevent structural damages for vehicles with liquid fuel such as trucks on highways, cars, ships, space vehicles, new designs of tanks are evaluated and loss of the stability due to sloshing is tried to minimise. To prevent sloshing effects, physical barriers are placed into the fuel tank such as baffles or containers are designed by using bladders. Main purpose of these designes is to limit the movement of liquid fuel. But these techniques increase both the mission cost and the weight of the tank of spacecraft.The natural frequency of motion of liquid is related to two main factors (i) the shape of tank and (ii) the acceleration of gravity or the axial acceleration of vehicle. A liquid's motion contains an infinite number of natural frequencies, however the lowest few modes of frequencies are the most important for vehicle. When the natural frequency of liquid fuel coincides with the frequency of the vehicle, this situation generates resonance and damages the structure. Near resonance, the fluid's motion loses linearity and nonlinear representation starts to be valid.An analytical approach to sloshing has some limits to obtain a solution. Factors like tank shape, existence of external forces etc. have a great importance to design a model for sloshing phenomena. By taking into consideration the factors, to use an equivalent mechanical model becomes a realistic approach to liquid dynamics in closed tanks. Primal parameters of liquid are qualified and by utilizing these parameters, equivalent mechanical models are designed. Some rules must be followed before equivalent mechanical models are created. Firstly, passing from the liquid material to rigid masses, the change of masses and moments of inertia must be preserved. Then, center of gravity must be unchangeable. The equivalent models produce the same frequency range as liquid model does. Lastly, the system must come up with the results which is equivalent to real material. Having regard to these conditions, physical parameters must be determined, then the system is designed.The major objective of this thesis is to investigate the case of sloshing in space vehicles by utilizing equivalent mechanical models. Mass-spring system is one of the models, and for small oscillations, it becomes the most appropriate model. It replaces the liquid fuel by becoming inner-rigid-masses corresponding to first few slosh modes. As a result of axial and transverse accelerations of space vehicle, the inner-masses begin to oscillate and have a great impression on the stability of vehicle. After designing an acceptable model, to investigate the stability, optimal feedback law and Lyapunov-based control law are utilized. Firstly, the model is designed with two-inner-masses and the results of simulations are demonstrated. Then, the model with four-inner-masses are designed and same steps are applied to it in order to show the stability of the spacecraft.When large-amplitude oscillations occur, mass-spring system is no longer sufficient to demonstrate the change in the stability of spacecraft. In such a case, simple-pendulum model accommodates to the circumstances and describes relatively large motions. For sloshing due to a nonplanar or rotational motion, simple-pendulum model fits to real life cases excellently.The main purpose is to derive the equations of motion of spacecraft by means of these two model. Utilizing the mass-spring-system and simple-pendulum model, the motion of vehicle in a specific time and plane can be estimated. Moreover, the stability of the space vehicle can be investigated by taking advantages of Linear Quadratic Regulator and Lyapunov-based control laws.Apart from these two cases, space vehicle is investigated under lateral and pitching excitations. The equations of motion are derived by using the same parameters and they are compared to each other. In previous models, it is assumed that there are no external forces or moments. But in these models, important thing is the change of force and moment equations for either mass-spring system or simple-pendulum system under excitations. Moreover, in these systems, gravitational effects are not neglected. 77

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Aeroakustik konusu son 50 yıl içerisinde ortaya çıkmış ve araştırmaların gün geçtikçe ivme kazandığı bir çalışma alanıdır. İlk olarak askeri bir araştırma olarak, savaş uçaklarından bırakılan füzelerin üzerine gelen yüklerin doğru hesaplaması yapılması amacıyla bu konu üzerine odaklanılmıştır. Daha sonra konu genişlemiş, jet gürültüsü, yolcu uçaklarında, havaalanı yakınında ve yolcuları rahatsız eden gürültülerin oluşumu ve çeşitli bir çok alanda araştırmalar devam etmektedir. Bu çalışmalardan bir tanesi de kavitelerde oluşan gürültünün araştırılmasıdır. Bu araştırmalar dahilinde savaş uçaklarının füze bölmesinde, arabalarda sunroof ve pencerelerde oluşan ses gibi konular üzerinde incelemeler yapılmaktadır. Kavite akışı ve aeroakustiği basit bir geometriye sahip olmasına rağmen bir çok farklı akış fiziğini ve fenomenini barındırmaktadır. Bu tezin asıl amacı, köşeleri yuvarlanmış kavitelerin kavite akışı sebebiyle oluşan gürültü üzerine etkisini incelemektir. Bu amaca erişebilmek amacıyla öncelikle kavite akışlarının fiziklerinin doğru ve detaylı bir şekilde anlaşılması gerekmektedir. Ayrıca aeroakustik analojilerin incelenmesi ve konuya uygun olanının seçilmesi ve gerekiyorsa düzenlenmesi gerekmektedir. Daha sonra bu akışların doğru bir şekilde çözülebilmesi ve gerekli değerlerin elde edilmesi gelir. Elde edilen bu verilerden aeroakustik analojiler kullanılarak ses basınçları ve nihayetinde ses değerleri hesaplanılabilir. Böylece farklı geometriler kullanılarak yapılan analizler sonucu, yuvarlanmış kavite köşelerinin oluşan gürültüye etkisi incelenebilir. Kavite akışı geometrik olarak basit görünmesine rağmen oldukça farklı fiziksel özelliği içinde bulundurak bir akış tipidir. Bu akış oldukça değişkendir ve birçok mekanizmanın etkisi altında kalmaktadır. Detaylı bir literatür araştırması sonucu bu akışı etkileyen en önemli mekanizmanın oto-osilasyon olduğu görülmüştür. Bu mekanizmada, kavite hücum kenarından kopan vorteksler ve oluşturdukları ses dalgaları akış yönünde ilerleyerek firar kenarına çarpmakta ve oradan geri besleme yaparak bir sonraki kopacak olak vorteksleri etkilemektedir. Bu mekanizma farklı geometriler ve akış şartlarında değişik özelliklere sahip olmaktadırlar. Bu mekanizma özlleklierine göre 3 ana başlığa ayrılabilir. Bunlar akış dinamik, akış rezonant ve akış elastik olarak adlandırılabilirler. Bu mekanizmaların hepsinin ayrı ayrı özellikleri olmasıyla birlikte bazı akışlarda aynı anda görülebiliyor olmalarının bilinmesi gerekmektedir. Bu osilasyon mekanizmalarının iyi anlaşılması, bu sebeple oluşan sesin kontrolünün daha etkili bir şekilde yapılmasını sağlayacaktır. Bu kontrol sistemleri aktif ve pasif olarak ayrılmakta ve çok geniş bir araştırma ağını kapsamaktadır. Bu ağ içerisinden doğru olanı seçmek için akış fiziğinin doğru anlaşılmış ve yeterli araştırmanın yapılmış olması gerekmektedir. Bu tezde pasif bir kontrol yöntemi olan geometri kenarlarının yuvarlatılması incelenecektir. Diğer detaylı bir şekilde anlaşılması gereken konu ise aeroakustik analojilerdir. Ses bir akış alanındaki düzensizlikler olarak adlandırılabilir. Basınç ve mekanda olan bu değişiklikler akıştan dalga biçimde enerji kaçışına sebep olmaktadır. Bu enerji akışın kendisinin enerjisine göre oldukça düşüktür, bu da zaten çözülmesi zor olan bir problemin çözümünü daha zor hale getirmiştir. Aeroakustikte basit ve efektif bir analitik sonucun elde edilmesi hakkında umut verici bir gelişme gözükmemektedir. Bu sebeple daha çok nümerik çözümler üzerinde çalışmalar yapılmıştır. Bu çözümlerden ilki Lighthill tarafında yapılmıştır ve aeroakustik analoji ismi verilmiştir. Bu analojide genel Navier-Stokes denklemlerinde düzenlemeler ve benzetmeler yapılarak, akış tarafından oluşturulan sesin tahmini yapılabilmektedir. Bu çalışmadan sonra değişik ve farklı yönleri ele alan çalışmalar yapılmıştır. Bu tezde Curle'ün analojisi kullanılacaktır. Çünkü bu analoji Lighthill’in aksine katı yüzeylerin varlığını da işin içine katmaktadır. Bu analojinin üzerinde biraz basitleştirmeler yapılmış ve nümerik olarak kod içine basit bir şekilde aktarılabilecek bir versiyonu üzerinde yoğunlaşılmıştır. Analoji detaylı olarak incelenmiş ve yapılan basitleştirmelerin sebepleri ve doğruluğu tartışılmıştır. Daha sonra bu kodun içerisine beslenecek olan kavite üzerindeki zamana bağlı basınç değerlerini elde etmek amacıyla bir Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) analizi yapılmıştır. Bu analiz zamana bağlı olarak yapılmış ve zaman adımı olarak 10^{-7} kullanılmıştır. Analiz implicit bir çözücü kullanmaktadır ve türbülans modeli olarak RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes) ve "All y+ treatment" ile birlikte “k-epsilon” modeli kullanmaktadır. RANS modeli Navier-Stokes denklemlerinin zamanda ortalamasını alarak çözümlemeler yapmaktadır. Burada ortalama değerler ve bozuntularla ayrı ayrı ilgilenilmektedir. k-epsilon modelindeyse viskozite k ve epsilon olmak üzere 2 denklem üzerinden hesaplanarak modelleme yapılmıştır. Burada çözüm alanının düzgün oluşturulması da çok önemlidir. Kavitenin içine, hücum ve firar kenarlarının etraflarına oldukça yoğun bir çözüm alanı uygulanarak, zamanla değişen düzensiz akışın doğru bir şekilde saptanması ve incelenmesi sağlanmaktadır. Bunun için sınrı tabakaya uygulanan çözüm alanına ve çözüm elemanları arasındaki geçişe dikkat edilmiştir. Sistemin doğruluğu kanıtlandıktan sonra hesaplama zamanını ve maliyetini azaltmak amacıyla çözüm alanının belli bölgelerinde düzeltmelere gidilebilir. Ancak düzeltme yapılan bu bölgeler dikkatle seçilmeli ve düzeltmeler akışın karakteristiğine etki etmeyecek şekilde yapılmalıdır. CFD analizi için uzunluk-derinlik oranı 2 olan bir kavite kullanılmıştır. Kavitenin uzunluğu 0.3 m derinliği ise 0.15 m’dir. İlk analizde kavitenin kenarlarına bir yuvarlatma uygulanmamıştır ve bu analizin sonuçları aynı geometriyi ve fiziksel koşulları kullanarak PIV verileriyle analiz yapılmış olan bir tezle karşılaştırılmıştır. Karşılaştırma sonrası hız vektörlerinin ve basınç alanlarının oldukça yakın olduğu görülmüştür. Bu analizden kavitenin duvarları üzerinden zamana bağlı basınç değerleri depolanmış ve kendi aeroakustik kodumuzun içine beslenmiştir. Bu kod belirtilen analojiyi kullanarak, farklı dinleyici noktalarında ses basıncı hesaplayabilmektedir. Kod içerisinde 9 farklı dinleyici noktasında ses basıncı değerleri hesaplanmıştır. Bu değerler bir FFT koduna girilerek ses basıncı düzeyleri elde edilmiştir. Daha sonra ortalama ses basıncı değerleri hesaplanarak validasyon tezi ile karşılaştırılmıştır. Bunun sonucunda da oldukça yakın değerler ortaya çıktığı görülmüştür. Bundan sonraki hücum, firar ve her iki köşesinin yuvarlatılmış olduğu 3 farklı geometri öncelikle CFD programında çözdürülecek, daha sonra da elde edilen değerlerle ses basıncı düzeylerinde ne gibi bir etki yarattığı incelenecektir., The main goal of this thesis is to understand the effect of rounding the edges of a cavity on sound generated by the cavity flow. To achieve this goal, the first step is to understand the physics of the flow. Then understand the aeroacoustic analogies and select the appropriate one for the specific case. Then conduct an effective CFD analysis and with the obtained data calculate the noise generated by the cavity flow using aeroacoustic analogies. A wide literature review of on cavity flow physics has been conducted and it is seen that the most important feature of the cavity flow is the self-sustained oscillations. There are 3 main types of oscillations: fluid dynamic, fluid resonant and fluid elastic oscillations. These have different characteristics and it is important to know it is possible to see several of them in the same flow. The first step to understand the noise generated by the cavity and control it is to understand these mechanism in detail. Aeroacoustics is the main focus of this thesis. Aeroacoustics can be explained briefly as the sound generated aerodynamically, which is also the name of Sir Michael James Lighthill’s important paper. This topic became an important area of research nowadays, as the outcomes can cause distinguishable effects on many applications. In aircrafts sound generation can cause discomfort to passengers and humans nearby the airfields. Reducing the sound emissions from these sources is the most important way to effective noise control. To achieve this important goal aeroacoustic analogies are used. In this thesis a Modified Curle's Analogy used, as it deals with static compact bodies. To use this analogy, unsteady pressure data obtained from the walls of the cavity is required. To obtain this data, a CFD analysis by using a commercial tool should be conducted. In this tool, an unsteady analysis with the time step of 10^{-7} is conducted. The solver was an implicit unsteady solver with the turbulence model of RANS and realizable k-epsilon model with two layer all y+ wall treatment. As the solution domain, a cavity with the aspect ratio of 2 is selected. The length of the cavity is 0.3 m and the depth of it is 0.015 m. This is selected as a validation case and it is compared with a thesis that conducted a PIV analysis on a cavity with the same geometry. After the validation is confirmed, analyses with 3 different geometries are conducted. First of the geometry has a rounded leading edge with the radius of 3 mm. Second geometry has a rounded trailing edge with the same radius and the last geometry has both of its edges rounded with the same radius. Pressure data obtained from the CFD analyses and fed in to our source code that uses the Modified Curle's Equation to calculate the sound generated by the cavity. This source code give sound pressures as output and they are fed into an FFT code to get sound pressure level (SPL) values. After that OASPL datas are calculated and the first case is validated with the validation thesis. The next step is to conduct analyses with different geometries and investigate the effects of the rounded edges., Yüksek Lisans, M.Sc.

Aeroakustik konusu son 50 yıl içerisinde ortaya çıkmış ve araştırmaların gün geçtikçe ivme kazandığı bir çalışma alanıdır. İlk olarak askeri bir araştırma olarak, savaş uçaklarından bırakılan füzelerin üzerine gelen yüklerin doğru hesaplaması yapılması amacıyla bu konu üzerine odaklanılmıştır. Daha sonra konu genişlemiş, jet gürültüsü, yolcu uçaklarında, havaalanı yakınında ve yolcuları rahatsız eden gürültülerin oluşumu ve çeşitli bir çok alanda araştırmalar devam etmektedir. Bu çalışmalardan bir tanesi de kavitelerde oluşan gürültünün araştırılmasıdır. Bu araştırmalar dahilinde savaş uçaklarının füze bölmesinde, arabalarda sunroof ve pencerelerde oluşan ses gibi konular üzerinde incelemeler yapılmaktadır. Kavite akışı ve aeroakustiği basit bir geometriye sahip olmasına rağmen bir çok farklı akış fiziğini ve fenomenini barındırmaktadır.Bu tezin asıl amacı, köşeleri yuvarlanmış kavitelerin kavite akışı sebebiyle oluşan gürültü üzerine etkisini incelemektir. Bu amaca erişebilmek amacıyla öncelikle kavite akışlarının fiziklerinin doğru ve detaylı bir şekilde anlaşılması gerekmektedir. Ayrıca aeroakustik analojilerin incelenmesi ve konuya uygun olanının seçilmesi ve gerekiyorsa düzenlenmesi gerekmektedir. Daha sonra bu akışların doğru bir şekilde çözülebilmesi ve gerekli değerlerin elde edilmesi gelir. Elde edilen bu verilerden aeroakustik analojiler kullanılarak ses basınçları ve nihayetinde ses değerleri hesaplanılabilir. Böylece farklı geometriler kullanılarak yapılan analizler sonucu, yuvarlanmış kavite köşelerinin oluşan gürültüye etkisi incelenebilir.Kavite akışı geometrik olarak basit görünmesine rağmen oldukça farklı fiziksel özelliği içinde bulundurak bir akış tipidir. Bu akış oldukça değişkendir ve birçok mekanizmanın etkisi altında kalmaktadır. Detaylı bir literatür araştırması sonucu bu akışı etkileyen en önemli mekanizmanın oto-osilasyon olduğu görülmüştür. Bu mekanizmada, kavite hücum kenarından kopan vorteksler ve oluşturdukları ses dalgaları akış yönünde ilerleyerek firar kenarına çarpmakta ve oradan geri besleme yaparak bir sonraki kopacak olak vorteksleri etkilemektedir. Bu mekanizma farklı geometriler ve akış şartlarında değişik özelliklere sahip olmaktadırlar. Bu mekanizma özlleklierine göre 3 ana başlığa ayrılabilir. Bunlar akış dinamik, akış rezonant ve akış elastik olarak adlandırılabilirler. Bu mekanizmaların hepsinin ayrı ayrı özellikleri olmasıyla birlikte bazı akışlarda aynı anda görülebiliyor olmalarının bilinmesi gerekmektedir. Bu osilasyon mekanizmalarının iyi anlaşılması, bu sebeple oluşan sesin kontrolünün daha etkili bir şekilde yapılmasını sağlayacaktır. Bu kontrol sistemleri aktif ve pasif olarak ayrılmakta ve çok geniş bir araştırma ağını kapsamaktadır. Bu ağ içerisinden doğru olanı seçmek için akış fiziğinin doğru anlaşılmış ve yeterli araştırmanın yapılmış olması gerekmektedir. Bu tezde pasif bir kontrol yöntemi olan geometri kenarlarının yuvarlatılması incelenecektir.Diğer detaylı bir şekilde anlaşılması gereken konu ise aeroakustik analojilerdir. Ses bir akış alanındaki düzensizlikler olarak adlandırılabilir. Basınç ve mekanda olan bu değişiklikler akıştan dalga biçimde enerji kaçışına sebep olmaktadır. Bu enerji akışın kendisinin enerjisine göre oldukça düşüktür, bu da zaten çözülmesi zor olan bir problemin çözümünü daha zor hale getirmiştir. Aeroakustikte basit ve efektif bir analitik sonucun elde edilmesi hakkında umut verici bir gelişme gözükmemektedir. Bu sebeple daha çok nümerik çözümler üzerinde çalışmalar yapılmıştır. Bu çözümlerden ilki Lighthill tarafında yapılmıştır ve aeroakustik analoji ismi verilmiştir. Bu analojide genel Navier-Stokes denklemlerinde düzenlemeler ve benzetmeler yapılarak, akış tarafından oluşturulan sesin tahmini yapılabilmektedir. Bu çalışmadan sonra değişik ve farklı yönleri ele alan çalışmalar yapılmıştır. Bu tezde Curle'ün analojisi kullanılacaktır. Çünkü bu analoji Lighthill'in aksine katı yüzeylerin varlığını da işin içine katmaktadır. Bu analojinin üzerinde biraz basitleştirmeler yapılmış ve nümerik olarak kod içine basit bir şekilde aktarılabilecek bir versiyonu üzerinde yoğunlaşılmıştır. Analoji detaylı olarak incelenmiş ve yapılan basitleştirmelerin sebepleri ve doğruluğu tartışılmıştır.Daha sonra bu kodun içerisine beslenecek olan kavite üzerindeki zamana bağlı basınç değerlerini elde etmek amacıyla bir Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) analizi yapılmıştır. Bu analiz zamana bağlı olarak yapılmış ve zaman adımı olarak $10^{-7}$ kullanılmıştır. Analiz implicit bir çözücü kullanmaktadır ve türbülans modeli olarak RANS(Reynolds Averaged Navier-Stokes) ve `All $y+$ treatment` ile birlikte `$k-/epsilon$` modeli kullanmaktadır. RANS modeli Navier-Stokes denklemlerinin zamanda ortalamasını alarak çözümlemeler yapmaktadır. Burada ortalama değerler ve bozuntularla ayrı ayrı ilgilenilmektedir. $k-/epsilon$ modelindeyse viskozite $k$ ve $/epsilon$ olmak üzere 2 denklem üzerinden hesaplanarak modelleme yapılmıştır. Burada çözüm alanının düzgün oluşturulması da çok önemlidir. Kavitenin içine, hücum ve firar kenarlarının etraflarına oldukça yoğun bir çözüm alanı uygulanarak, zamanla değişen düzensiz akışın doğru bir şekilde saptanması ve incelenmesi sağlanmaktadır. Bunun için sınrı tabakaya uygulanan çözüm alanına ve çözüm elemanları arasındaki geçişe dikkat edilmiştir. Sistemin doğruluğu kanıtlandıktan sonra hesaplama zamanını ve maliyetini azaltmak amacıyla çözüm alanının belli bölgelerinde düzeltmelere gidilebilir. Ancak düzeltme yapılan bu bölgeler dikkatle seçilmeli ve düzeltmeler akışın karakteristiğine etki etmeyecek şekilde yapılmalıdır.CFD analizi için uzunluk-derinlik oranı 2 olan bir kavite kullanılmıştır. Kavitenin uzunluğu 0.3 m derinliği ise 0.15 m'dir. İlk analizde kavitenin kenarlarına bir yuvarlatma uygulanmamıştır ve bu analizin sonuçları aynı geometriyi ve fiziksel koşulları kullanarak PIV verileriyle analiz yapılmış olan bir tezle karşılaştırılmıştır. Karşılaştırma sonrası hız vektörlerinin ve basınç alanlarının oldukça yakın olduğu görülmüştür. Bu analizden kavitenin duvarları üzerinden zamana bağlı basınç değerleri depolanmış ve kendi aeroakustik kodumuzun içine beslenmiştir.Bu kod belirtilen analojiyi kullanarak, farklı dinleyici noktalarında ses basıncı hesaplayabilmektedir. Kod içerisinde 9 farklı dinleyici noktasında ses basıncı değerleri hesaplanmıştır. Bu değerler bir FFT koduna girilerek ses basıncı düzeyleri elde edilmiştir. Daha sonra ortalama ses basıncı değerleri hesaplanarak validasyon tezi ile karşılaştırılmıştır. Bunun sonucunda da oldukça yakın değerler ortaya çıktığı görülmüştür.Bundan sonraki hücum, firar ve her iki köşesinin yuvarlatılmış olduğu 3 farklı geometri öncelikle CFD programında çözdürülecek, daha sonra da elde edilen değerlerle ses basıncı düzeylerinde ne gibi bir etki yarattığı incelenecektir. The main goal of this thesis is to understand the effect of rounding the edges of a cavity on sound generated by the cavity flow. To achieve this goal, the first step is to understand the physics of the flow. Then understand the aeroacoustic analogies and select the appropriate one for the specific case. Then conduct an effective CFD analysis and with the obtained data calculate the noise generated by the cavity flow using aeroacoustic analogies.A wide literature review of on cavity flow physics has been conducted and it is seen that the most important feature of the cavity flow is the self-sustained oscillations. There are 3 main types of oscillations: fluid dynamic, fluid resonant and fluid elastic oscillations. These have different characteristics and it is important to know it is possible to see several of them in the same flow. The first step to understand the noise generated by the cavity and control it is to understand these mechanism in detail.Aeroacoustics is the main focus of this thesis. Aeroacoustics can be explained briefly as the sound generated aerodynamically, which is also the name of Sir Michael James Lighthill's important paper. This topic became an important area of research nowadays, as the outcomes can cause distinguishable effects on many applications. In aircrafts sound generation can cause discomfort to passengers and humans nearby the airfields. Reducing the sound emissions from these sources is the most important way to effective noise control. To achieve this important goal aeroacoustic analogies are used. In this thesis a Modified Curle's Analogy used, as it deals with static compact bodies.To use this analogy, unsteady pressure data obtained from the walls of the cavity is required. To obtain this data, a CFD analysis by using a commercial tool should be conducted. In this tool, an unsteady analysis with the time step of $10^{-7}$ is conducted. The solver was an implicit unsteady solver with the turbulence model of RANS and realizable $k-/epsilon$ model with two layer all $y+$ wall treatment. As the solution domain, a cavity with the aspect ratio of 2 is selected. The length of the cavity is 0.3 m and the depth of it is 0.015 m. This is selected as a validation case and it is compared with a thesis that conducted a PIV analysis on a cavity with the same geometry. After the validation is confirmed, analyses with 3 different geometries are conducted. First of the geometry has a rounded leading edge with the radius of 3 mm. Second geometry has a rounded trailing edge with the same radius and the last geometry has both of its edges rounded with the same radius.Pressure data obtained from the CFD analyses and fed in to our source code that uses the Modified Curle's Equation to calculate the sound generated by the cavity. This source code give sound pressures as output and they are fed into an FFT code to get sound pressure level (SPL) values. After that OASPL datas are calculated and the first case is validated with the validation thesis. The next step is to conduct analyses with different geometries and investigate the effects of the rounded edges. 73

Bu çalışmada, gerçek sera boyutlarının 1/10 oranında küçültülerek minyatür bir sera elde etmek ve elde edilen bu serada kuru ve karasal iklim şartlarının gözlemlendiği Gaziantep ilinde, iklimden olabildiğince bağımsız şartları tesisat teknolojileriyle oluşturarak sera içinde kırmızı bir meyve olan çileğin yetiştirilmesi ve elde edilen sayısal değerlerle bir analiz yapmak amaçlanmıştır. Bunun için Gaziantep ili Şahinbey ilçesi sınırları içerisinde bulunan evin balkonunda iklim şartlandırılması için gerekli olan makine ve teçhizatlar materyal olarak kullanılmıştır. Çalışma alanında güneşin seranın bulunduğu balkona geliş açısına, Gaziantep ilinin güneşlenme saatlerine dikkat edilmiştir ve serayı oluşturan makine ve teçhizatların yağmur, dolu gibi dış etkenlerden zarar görmemesi için açılıp kapatılabilen naylon branda ile önlem alınmıştır. Plastik örtülü, beşik çatılı bir hobi serası tasarlanarak iklimlendirme elemanlarına bağlantısı yapıldı ve deneyin yapılacağı balkona güneş ışınlarının geliş açısı dikkate alınarak sera ve iklimlendirme elemanları konumlandırıldı. Sera içerisine ve yanlarına ölçüm cihazlarının elektrik bağlantıları yapılarak autocad programında elektrik tesisat bağlantıları, sera havalandırma sistemi bağlantıları, sera yapısı ve iskeleti, sera damla sulama sistemi tesisatı çizildi.Günlük dış ortam ve sera içi sıcaklıklar dışarıda bir termometre ve sera içerisini ölçen ayrı bir termometre vasıtasıyla ayrı ayrı günlük ölçülerek not edildi. Sera içi nem ölçümü ve ayarı yapılabilmesi için higrostat elektrik tesisatı sera içine kuruldu. Dış ortam nem derecesi ölçümü ayrıca yapılarak sera içi higrostat ayarı çileğin istediği nem oranına ayarlandı. Hava hızı olarak sera içerisinde doğal rüzgâr hızından daha sert bir ortam oluşması istenilmediğinden klima fan hızı çoğunlukla low (düşük) derecesinde çalıştırıldı. n this study, it's purposed to dotain a miniature serum by reducing 1/10 of real serum dimensions and grow the strawberry which is a red fruit to indepandent area which is different from Gaziantep's terrestical climate by the help of tecnology of instalment, also make an analyiting with numerical values got from this date. That's why the necessary machines and tools are used as materials to create suitable climate in the balcony of the house in Şahinbey, Gaziantep. The hour of the instalion and comingangels of the sun to the balcony where sera is are givenattettionwhilewatching this study. The machine and tools which from the serum are protected from rain, hailstoneetc. coveringnylonduck which can be opened and closed. A hobi serum which is plasticcovered and cradleroof is designed and connected to climaticfactors. This serum is placed on the balcony which the study will be achieved. Electrical instalment connections, air conditionsystem of the serum, the farm of serum the frameskeleton and the instalment of dropwateringdrowngetting electrical connectionsmeasuredevices in or near the serum. For each day the temperature in the serum and outside area as followed and noted in detail with the help of two thermometers, one of them is placed in the serum the other is placed outside of the serum. The adjusment of temperature in the serum is formed utilizing the functions of air conditioner according to the climate. The measurement hour of the heat to decided at 15:00 and the measurement hour of the moisture is defined at 20:00 by giving attention the photosyn thesis, time in which the plants need the moisture the most. Thesis time in which the outside heat temperature the extension of the strawberry lenght the inner heat temperature the extension of the strawberry the inner mouture balance blossoming of the strawberry the outside heat temperature blossoming of the strawberry the inner heat temperature are evaluated and analyzed. Higrostat electrical instalment is set up to survey the moisture in the serum. The medsurement of the outside moisture temperature is adjusted as well and the inner serum adjusment of higrostat as formed according to the moisture which the strawberry needs. The air is blown at low level by air conditioner because the hard air isn't demanded in the serum. 118

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2014, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2014, Günümüzde hava aracı tasarımı ve üretimi hız kazanmıştır. Gelişen teknoloji ile çok çeşitli tasarımlar ortaya çıkmıştır. Hava aracı gelişiminde insansız hava araçları da ilgi odağı olmuştur. İnsansız hava araçlarının üretim ve işletme maliyetinin daha düşük olması müşteriler için cazip gelmektedir. Ayrıca insan hayatının riske atılmaması bu araçları güvenilir göstermektedir. Kendilerine ait görevleri yapabilmeleri için esnek tasarımlar ortaya konması kullanım alanını da genişletmiştir. Tarım sektöründe, haritalama çalışmalarında, reklam çekimlerinde, gözetleme ve savunma amacı ile çeşitli alanlarda kullanmak mümkündür. Bunların yanında insan hayatı için tehlikeli görevlerde rahatça kullanılabilmektedir. Bu doğrultuda tasarlanan ve geliştirilen TURAÇ, T. C. Bilim, Sanayii ve Teknoloji Bakanlığı tarafından desteklenen dikey iniş-kalkış yapabilen İnsansız Hava Aracıdır. TURAÇ uçan kanat tasarımına sahip olduğu için aerodinamik olarak oldukça verimlidir. Çıkarılıp takılabilen kanatları sayesinde göreve uyumlu kanatlar takılarak görevini enerjiyi en verimli şekilde kullanarak tamamlamaktadır. TURAÇ tasarımı gereği hem dikey hem yatay uçuş yapabilmektedir. Bu özellik pist ihtiyacını ortadan kaldırdırdığı için her yerde rahatça kullanım imkânı vermektedir. Kullandığı melez sistem ile hem elektrikli hem de yakıt pilli çalışabilmektedir. Bu özelliği ile hem daha sessiz çalışarak gürültü kirliliği yapmamakta hem de gaz salınımı en az düzeyde olduğu için çevreyi kirletmemektedir. Üzerinde barındırdığı otopilot sistemi ile uçuş sırasında insan hatasını en aza indirmektedir. Katlanabilir iniş takımı ve burun kısmında yer alan esnek paralı ağırlık taşımak için kullanılan bölümleri estetik görünümünü bozmamaktadır. Ayrıca bu kısımlar minimum sürükleme yaratacak şekilde tasarlanmıştır. Bu çalışmada TURAÇ insansız hava aracının tasarım sürecinin bir parçası olan yapısal modeli hazırlanarak yapısal analizleri yapılmıştır. Modelleme büyük oranda sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak yapılmıştır. Modelleme sırasında yapılan kabullerden ve kullanılan teorilerden bahsedilmiştir. Sonlu Elemanlar Yöntemi, çeşitli mühendislik problemlerine kabul edilebilir bir yaklaşımla çözüm arayan bir sayısal çözüm yöntemidir. Karmaşık geometrideki yapıların çözümünü kolaylaştırdığı için ve birçok probleme uygulanabilmesinden dolayı tercih edilen bir yöntemdir. Yapısal analizlerin birçoğunun bu yöntem ile kolaylıkla modellenmesi ve hızlı sonuçların alınması mümkündür. Çalışmanın ilk bölümünde insansız hava araçlarından bahsedilmiştir. Günümüzdeki insansız hava araçların genel özelliklerine değinilmiştir. T. C. Bilim, Sanayii ve Teknoloji Bakanlığı tarafından desteklenen dikey iniş-kalkış yapabilen İHA olan Turaç'ın genel özelliklerine yer verilmiştir. Turaç'ın diğer İHA'lardan farkı açıklanarak üstün özellikleri vurgulanmıştır. Çalışmanın asıl konusunu oluşturan yapısal sonlu elemanlar ağının oluşturulması ve yapısal analizlerin yapılması ile ilgili literatür çalışmasına yer verilmiştir. Bu doğrultuda geçmişte yapılan benzer çalışmalardan bahsedilmiştir. İkinci bölümde uçak yapısını oluşturan kompozit malzemelerin analiz ve değerlendirmelerin anlaşılması için klasik laminasyon teorisi üzerinde durulmuştur. Klasik laminasyon teorisinin kabullerinden bahsedilmiştir. Lamina mekanik özelliklerinin elde edilmesi adım adım gösterilmiştir. Çalışmanın üçüncü bölümünde kompozit malzemelerin kırılma mekaniği üzerinde durulmuştur. Monolitik kompozit ve sandviç kompozit malzemeler tanımlanmıştır. Her iki malzemeden oluşan yapıların göçme teorileri detaylı incelenmiştir. Özellikle katmanlı kompozit malzemeler için kullanılan Tsai-Wu ve Tsai Hill gibi göçme teorilerinden bahsedilmiştir. Bunların yanında çekirdek malzeme olarak bal peteği yapı içeren sandviç kompozit yapılar için kullanılan yüzey kırışması ve hücre içi burkulması gibi göçme teorilerinden bahsedilmiştir. Her iki kompozit yapılar için uygun göçme teorilerinin kırılma indisi ifadelerine yer verilmiştir. Dördüncü bölümde uçağın sonlu eleman (SE) ağının oluşturulmasından bahsedilmiştir. Catia Cad programında çizilen geometri MSC Patran ön işlemci programına içeri aktarılmıştır. Geometri 10 mm boyunda sonlu elemanlara ayrılmıştır. Tasarım doğrultusunda kompozit malzemeler tanımlanmıştır. FLUENT paket programı yardımı ile hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) metodu kullanılarak elde edilen basınç yükleri modele entegre edilmiştir. Basınç yükleri ile birlikte motor itki kuvveti ve g yükü uygulanmıştır. SE modelinin modal ve statik analizleri yapılmıştır. Uçağın CAD programında hazırlanan üretim modeli, sonlu eleman modeline uygun hale getirilmiştir. Katı çözüm ağı hazırlamak hem daha zor hem de zaman ve hafıza sorununa sebep olacağı için yüzey modelleme tercih edilmiştir. CAD programında oluşturulan katı modelden yüzeyler elde edilerek iki boyutlu sonlu eleman problemi olarak ele alınmıştır. Modelleme için dış yüzeyler kullanılmıştır. Bu model dış kabuk yüzeyler, kaburgalar ve kirişler gibi yapısal açıdan önemli parçaları içermektedir. Modellenme sırasında uçağın simetrik olmasından faydalanılarak yarı modeli üzerinde çözüm ağı oluşturulup orta düzlemine göre simetrisi alınmıştır. Sonlu eleman modeli hazırlanırken eleman boyları oldukça küçük seçilerek yoğun çözüm ağı elde edilmiştir. Böylece sonuçlarda daha fazla çözünürlük ve orta düğüm noktası gerilmelerinin ara değerlemesi daha doğru olmaktadır. Kaba çözüm ağlarında görülen kesme hatası yoğun çözüm ağlarında çok daha azdır. Oluşturulan sonlu eleman modelinde eleman nitelikleri kontrol edilerek daha kaliteli model elde edilmesi hedeflenmiştir. Elemanları kalitesi boy-en oranlarına, çarpıklık açılarına, eğilme açılarına ve incelme oranlarına bakılarak tayin edilmiştir. Ayrıca eleman normalleri kontrol edilmiştir. Uçak malzemesi olarak günümüzde havacılıkta sıkça kullanılan kompozit malzemeler tercih edilmiştir. Kompozit malzemeler yüksek mukavemet ve düşük ağırlık oranı ile başta hava aracı malzemesi olmak üzere birçok alanda kullanılmaktadır. Aracın dış yüzeyinde karbon elyaf-epoksi malzemeler arasına balpeteği yapıların yerleşmesinden oluşan sandviç malzeme konfigürasyonu tercih edilmiştir. Kiriş gibi destek elemanlarında ise çeşitli sayılarda karbon elyaf-epoksi katmanlardan oluşmaktadır. Aracın üzerinde bulunan fakat yapısal açıdan önemli olmayan pil, motor ve elektronik parçalar için tek tek çözüm ağı oluşturulmamış onun yerine yoğunlaştırılmış kütleler olarak modellenmiştir. Dinamik analizlere bu kütleler önemli ölçüde etki etmektedir. Uçak üzerine gelen motor yükü tekil yükler olarak girilirken aerodinamik kaynaklı basınç yükleri hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemi ile hesaplanıp sonlu elemanlar modeline entegre edilmiştir. Bu yüklerin yanında yer çekim ivmesi girilmiştir. Turaç insansız hava aracının sonlu elemanlar modeli oluşturulduktan sonra model üzerinde yapısal analizler yapılmıştır. Bu analizler serbest titreşim analizi, statik analiz ve burkulma analizleridir. Son bölümde yapılan analizlere yer verilmiştir. Serbest titreşim analizi yapılarak aracın doğal frekans ve şekilleri elde edilmiştir. Bu frekans değerlerinin bilinmesi titreşim kaynaklı mühendislik problemlerinin çözülmesini önemli ölçüde etkilemektedir. Doğal frekans ve şekilleri yapının dinamik karakteristiğinde önemli yere sahiptir. Modal analiz yapının titreşim karakteristiğini gösterir. Modal analizin amacı doğal mod şekillerini ve frekanslarını belirlemektir. Karmaşık geometrideki yapıların doğal mod şekilleri ve frekansları Sonlu Elemanlar Metodu (SEM) ile hesaplamak mümkündür. Çalışmada Turaç'ın ilk 10 doğal mod şekli ve frekansları elde edilmiştir. Modal analiz yapıldıktan sonra uçağa gelen çeşitli yükler altında statik analizler yapılmıştır. Statik analizler pozitif ve negatif limit yükleme durumları için gerçekleştirilmiştir. Bu analizler sonucunda araç yapısı üzerindeki maksimum yer değiştirmeler, maksimum gerilme ve gerinim değerleri elde edilmiştir. Bu değerler altında kırılma teorileri ile yapının durumu kontrol edilmiştir. Monolitik kompozit yapılar için Tsai-Wu teorisi kullanılarak kırılma indisi dağılımı elde edilmiştir. Sandviç yapılarda geliştirilen bir kod yardımı ile yüzey kırışması ve hücre içi burkulması gibi sandviç kompozit malzemelerde görülen göçme teorileri incelenmiştir. Sandviç bölgeler içinde kırılma indisi dağılımı elde edilmiştir. Her eleman için kırılma indisleri hesaplanmıştır. En kritik değerler için sonuçlar gösterilmiştir. Sandviç kompozit yapıların analizlerini yapabilmek için visual C# programlama dilinde yazılan kod kullanılmıştır. Sandviç bölgeler için de kırılma indisleri hesaplanmış en kritik bölgeler gösterilmiştir. Gerilme dağılımları ve kırılma indisleri kontrol edildikten sonra yapı üzerinde gerekli iyileştirmeler yapılarak optimizasyona gidilmiştir. Son olarak yapılan yüklemeler altında yapının burkulma karakteristiği incelenmiştir. Özellikle dış kaplama ve kaburgalarda basma gerilmesinden kaynaklanan burkulma problemi olup olmadığı kontrol edilmiştir. Burkulma analizleri uçak kaplaması üzerinden paneller çıkarılarak panellere gelen yük yoğunlukları elde edilmiştir. Kritik yük yoğunluğu ile mukayese edilerek kırılma indisleri bulunmuştur. Yapısal analizler doğrultusunda uçağın yapısal tasarımında değişikliğe gidilmiştir. Uçak görevi boyunca üzerine gelen yükleri emniyetli şekilde taşıması için tasarlanmıştır. Son bölümde ise sonuç ve tartışmalara yer verilmiştir. Analiz sonuçları değerlendirilmiş ve önerilerde bulunulmuştur., Nowadays, aircraft design and manufacturing have been accelerated. Many different designs have been emerged with the development in technologies. Unmanned aerial vehicles have become main focus in the area of aircraft industry. Manufacturing and operational costs of unmanned aerial vehicles are relatively low, which makes them more enticing for customers. Besides, no human life risks are involved and that shows unmanned aerial vehicles as more reliable. In order to accomplish their desired missions, more flex designs have been carried out and their area of use has been widened. It is possible to use unmanned aerial vehicles in the fields of agriculture, mapping studies, advertisements, spying and defense. In addition to that, unmanned aerial vehicles can be used for the missions which are dangerous for human life. Considering all the information above, TURAC is an unmanned air vehicle supported by T.C. Science, Industry and Technology Ministry, designed and developed to accomplish those dangerous missions and can take-off and land vertically. TURAC is aerodynamically very efficient aircraft due to its flying-wing design. It has exchangeable wings and this lets appropriate wings can be attached for adequate missions. As a result, TURAC can accomplish its mission by using energy most efficiently. Thanks to its design, it is able to fly both vertically and horizontally. This feature abolished the need of a runway and enables the use of any geographic ground. It uses a hybrid system and can be operated by electricity or fuel cells. TURAC does not contaminates its surroundings with noise by being operated more silently and does not cause pollution due to its low gas emission. These two benefits are results of its hybrid system. Moreover, it has its own auto-pilot design which degrades human related errors to minimum. Retractable gear system and flexible stages which are designed to carry payloads and located at nose section, don't disrupt the aesthetical view. Also these parts are designed to create minimum drag force. In this study, as a part of design process, structural model has been designed and analyses have been made for unmanned aerial vehicle, TURAC. Modeling has been carried out mostly by finite element methodologies. More detailed information about assumptions and theories can be found in the modeling section. Finite Element Method (FEM) is a numerical solution method and searches the solution with an approximation in various engineering problems. It simplifies the solution for complex geometries and can be applied to a variety of problems. Due to these two specific benefits, it is a much desired method for solving engineering problems. Most of the structural analyses can be modeled easily and results can be obtained in a fast manner. In the first section of the study, unmanned aerial vehicle technologies are considered. General specifications of these unmanned aerial vehicles are mentioned. Also specifications of TURAC which is supported by T.C. Science, Industry and Technology Ministry, are expressed. Differences between TURAC and other UAV are explained and TURAC's superior characteristics are emphasized. Literature study about meshing and conducting structural analyses is also given in that section. Accordingly, historical and similar studies are mentioned. In the second section, classic laminate theory is elaborated in order to make a clear approach to analyses and assessment of composite materials which constitutes the aircraft structure. The assumptions of classic lamination theory are referred. Obtaining the mechanical properties of laminate is shown step by step. In the third section of the study, failure mechanics of composite materials are described in a detailed way. Monolithic and sandwich composites materials are defined. Failure theories related to both monolithic and sandwich composite materials are investigated elaborately. Especially, Tsai-Wu and Tsai Hill failure theories which are being used for layered composite materials are mentioned. In addition, other failure theories related to sandwich structures which have a core made of honeycomb are also considered, like surface crumpling and in-cell buckling. For both composite structures, break indices are given for appropriate failure theories. In the fourth section, generating finite element mesh for the aircraft is expressed. The geometry drawn with CATIA is imported to MSC PATRAN. The geometry is divided into elements with length of 10 mm. Composite materials are identified towards the design. Using computational fluid dynamics (CFD), pressure loads are obtained and they are integrated to structure by using FLUENT software. Engine thrust and loads due to gravity are also applied. Ultimately, modal and static analyses are conducted for the finite element model. Manufacturing model of the aircraft is prepared in CAD program and it is tailored for the finite element model. Using solid mesh is harder and causes time and memory problems. Therefore surface modeling is preferred to solid meshing. Surfaces are obtained from the model, which is generated by CAD program, and they are considered as a two-dimensional finite element problem. Outer surfaces are used in order to model the structure. This model includes parts, which have importance in structural aspect like skins, ribs and spars. During modeling, it is taken advantage of that the aircraft is symmetric. Using that information, mesh is generated for only the half model. Element lengths are chosen relatively small while preparing the finite element model. Consequently, results have more resolution and interpolation of the middle nodes are more accurate. Round off error which is mostly encountered in the coarse mesh is too little for fine mesh. In finite element model, it is aimed to have more qualified model by checking element properties. Qualities of the elements are determined by considering aspect ratio, warp angle, skew angle and taper. Also normal of the elements are checked. As aircraft material, composite materials that are widely used in today's aviation are chosen. Composite materials are used in many fields like aviation due to their supreme properties. High strength and lightweight are the most important ones of these supreme properties. Outer surface of the vehicle consists of sandwich material configuration. In that configuration, core material is honeycomb structures and face sheet is carbon fiber/epoxy. Other supporting elements like beams are consist of carbon fiber/epoxy. Battery, engine and electronic devices are not important materials in structural aspect but they are located somewhere in the aircraft. For these parts, mesh is not generated one by one. Instead, they are considered as one lumped mass and modeled that way. These masses affect dynamical analyses subsequently. Engine thrust, which affects the aircraft, is entered as a nodal force while aerodynamic forces are calculated by computational fluid dynamics and they are distributed over the finite element model. In addition to these loads, gravity loads are also considered. After generation of the finite element model of the unmanned aerial vehicle TURAC, structural analyses are conducted through model. In order to solve the model, MSC NASTRAN software is used. These analyses are free vibration analysis, static analysis and buckling analyses. Obtained results are not used directly. Especially, for solution of sandwich composite structures appropriate theories are researched and used from literature and program is improved. As a result of these theories interpretations and assessments are made. They are given in the last section. Natural frequencies and mode shapes are obtained by carrying out free vibration analyses. The knowledge of these natural frequencies is important because of they have a great influence on the solutions of the problems caused by vibration. Natural frequencies and mode shapes have an important place in the dynamic characteristic of the structure. Modal analysis gives information about the vibration characteristics of the structure. It aims to determine natural mode frequencies and mode shapes. In complex structures, it is possible to obtain natural frequencies and mode shapes of the structures by using finite element method. In this study, first ten natural frequencies and mode shapes of TURAC is obtained. After completion of modal analysis, static analyses are carried out under various forces. These analyses are conducted with positive and negative limit load scenarios. As a result of these analyses, maximum displacements, maximum stress and strain values obtained under limit load scenarios for TURAC. Considering the values obtained under limit loads, condition of the structure is investigated with failure theories. For monolithic composite structures, Tsai-Wu theory is used and failure indices are obtained. For sandwich structures, a user-friendly code is developed and using that program surface crimpling and intercell buckling failure theories are examined. Failure indices are also obtained for the sandwich parts. Most critical results are given as results. In order to carry out analyses for sandwich parts, a program developed in C# programming language is used. For sandwich composite parts, bottom side crimpling, upper side crimpling, bottom side intercell buckling and upper side intercell buckling theories are investigated and they are shown in the aircraft separately. Stress distributions and failure indices are checked and after that structure is optimized. Eventually, under applied loads buckling characteristics of the structure is investigated. Especially, skins and ribs are examined profoundly for buckling problem. Buckling analyses are conducted by obtaining load density on panels. Then these values compared to critical load density and failure indices are obtained. Under positive and negative limit loading conditions, results are given in table for the panels which buckling problem may occur. According to structural analyses, some minor changes have been applied to structural design of the aircraft. Aircraft is re-designed to sustain the loads safely during its missions. Accordingly, modal analyses, static analyses and buckling analyses are conducted for determining the dynamic characteristics, examining the strength of the aircraft and investigating the instabilities in structure, respectively. Mathematical models used in the analyses are mentioned and theory of the study is explained. In last section of the study, results and discussions are given. Analyses results are interpreted and some suggestions are given., Yüksek Lisans, M.Sc.

Mekanik bir titreşim genellikle bir sistemin kararlı denge konumundan saptırılmasıhalinde ortaya çıkar. Sistem geriye döndürücü kuvvetlerin etkisi altında ilkkonumuna dönme eğilimi gösterir. Fakat sistem genellikle ilk konumuna belli bir hızkazanmış olarak döner. Eğer sistemde sönüm yoksa saptırılmış konum ile kararlıkonumu arasında daimi olarak gider gelir. Bu gibi bir sisteme örnek olarak,helikopter palleri gösterilebilir. Helikopterlerdeki en belirgin titreşim kaynağı anarotor ve kuyruk rotorunun aerodinamik formudur. Manevra hareketi sırasında oluşandüşük ve yüksek hız düzensizliğinden dolayı rotor göbeğinde aşırı titresimler oluşur.Oluşan bu aşırı titreşimler nedeni ile rotor üzerinde belirgin yüklenmeler ve bununsonucunda istenmeyen girdaplarlar (vortex) oluşur. Bu girdaplar aerodinamik yapınınbozulmasına, dolayısı ile istenilen performansın alınamamasına neden olur.Helikopterlerin motor ve gövde ömürlerinin uzatılması için titreşimsiz bir uçuşahazırlanılması şarttır. Titreşimsiz uçabilmesi için rotor pallerinin denge konumundaolması sağlanmalıdır. Bu nedenle, pallere etki eden kuvvetlerin uyum içinde olduğugerekli kontroller ile test edilmesi gerekmektedir. Helikopter palleri, helikopteruçarken zamanla değişen aerodinamik kuvvetlere maruz kalırlar. Bu kuvvetlerinzamana bağlı oldukları paller dönerken paller üzerindeki hız dağılımlarının ve hücumaçılarının değişimlerinden anlaşılabilir. Zamana bağlı olan bu kuvvetlerin palleriizleyerek, pallerin helikopter gövdesine bağlandıkları rotor göbeğinden geçer vegövdeyi tahrik eder. Bu akış şemasının tam ters yönündeki kuvvet iletimiyle degövde de oluşan kuvvet ve momentler kök kısmı vasıtasıyla palleri tahrik eder. Bunedenle titreşim problemi, helikopter palalarında büyük önem arz etmektedir. Eğersistemin titreşim frekanslarından biri veya birkaçının toplamı sistemin doğalfrekanslarından biri ile çakışırsa rezonansa veya flutter?a sebep olur. Bu nedenletitreşim, paller için önüne geçilmeye çalışılan bir problemdir. Bu çalışmadahelikopter performansları üzerinde büyük bir etkiye sahip olan rotor palleri elealınmıştır. Pallerin serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri ANSYSyazılımı yardımı ile sayısal olarak incelenmiştir. Sonlu eleman analizi yöntemiyleincelenen rotor pallerinin deneysel modal analiz yöntemiyle de doğal frekans ve modşekilleri tespit edilmiştir. Daha sonra bulunan bu sonuçlar birbirleriylekarşılaştırılmıştır. Sonlu eleman analizi ile elde edilen sonuçlar deneysel modalanaliz yöntemiyle de doğrulanmıştır.Yapıların dinamik davranışını modellemek için ileri modelleme ve analiz yöntemlerimevcut olmasına rağmen karışık yapıların kabul edilebilir seviyede hassasiyete sahipteorik modellerinin oluşturulması hala büyük zorluklar içermektedir. Böyledurumlarda, kritik yapıların dinamik modellerinin deneysel verilere dayanılarakoluşturulması gerekebilmektedir. Bu bağlamda deneysel modal analiz yapılarındinamik modellerinin oluşturulması için oldukça güvenilir bir yaklaşım sunmaktadır.Yapının deneysel verilerine dayanılarak elde edilen matematiksel modeli, teorik model veya modellerin doğruluğunun sınanması ve bu model ve modelleringüncellenmesi için de kullanılabilmektedir.Deneysel modal analiz, son yıllarda gittikçe daha önem arz eden bir konu halinegelmiştir. Özellikle bilgisayar teknolojisinin geliştiği günümüzde bilgisayar destekliölçüm cihazları bu işlemin daha hızlı yapılmasına olanak sağlamaktadır. Buyöntemle yapıların dinamik karakteristikleri olarak adlandırılan doğal frekanslar,mod şekilleri ve sönüm oranları deneysel olarak elde edilebilmektedir. Böyle birdeneysel yönteme gereksinim duyulmasının esas sebepleri arasında, yapıların teorikanalizinde yapılan kabullerin gerçekte sağlanıp sağlanamadığının tespit edilmesi,teorik analizinin yapılmasında güçlük olan sistemlerin dinamik karakteristiklerinindeneysel olarak belirlenmesi ve kullanılmış ve/veya hasar görmüş yapılarındurumlarının belirlenmesi yer almaktadır.Son yıllardaki teknolojik gelişmelere bağlı olarak, dijital sinyal işleme tekniği,bilgisayar sistemleri ve kullanılan yazılımlar da gelişmekte, böylece deneyseltitreşim analizi yaygın ve uygulanabilir bir hal almaktadır. Bir yapının ya da sisteminmodal parametreleri, onun dinamik davranışının anlaşılmasında önemli rol oynar.Basit bir deneysel titreşim analizinde bulunması gereken temel cihazlar; sinyalüretici, ivmeölçer (transducer) ve analizör olarak sayılabilir. Sinyal üretici adı verilencihaz farklı özelliklere sahip titreşimler oluşturmaktadır. Sisteme, giriş sinyali olarakverilen ve büyüklüğü bilinen bu titreşim hareketi, ivmeölçer ile elektrik sinyallerineçevrilir. Elde edilen dijital sinyaller, okumayı kolaylaştırmak amacıyla bir sinyalyükselticiden geçirilerek analizöre iletilir. Analizör, içerisinde bulunan yazılım ilesinyal üreticiden gelen ve ivmeölçerin ilettiği sinyalleri ivmeölçerin karakteristiközelliklerine bağlı olarak işleyerek analiz eder ve sistemin dinamik yapısı hakkındabilgi elde edilir. Sinyal üretici yerine titreşim ölçümleri için özel olarak tasarlanan birçekiç kullanılmış ve sistemlerin serbest titreşimleri ele alınmıştır.Bu tez çalışması beş bölümden oluşmaktadır. Birinci bölümde, modal analizyönteminin uygulama alanlarından ve bu konuda daha önce yapılan bazıçalışmalardan bahsedilmektedir. İkinci bölümde, hava araçlarında meydana gelentitreşimler incelenmiştir. Üçüncü bölümde modal analiz yönteminin formülasyonu,frekans tepki fonksiyonlarının özellikleri, yöntemin uygulamasına yönelik kullanılanölçüm düzenekleri ölçümler sonucunda modal parametrelerin elde edilme yöntemlerianlatılmaktadır. Dördüncü bölümde plaka gibi basit bir yapı üzerinden ölçülen verileryardımıyla gerçekleştirilen modal analizler sonucunda yapıların frekans tepkifonksiyonları ve modal parametreleri elde edilmiştir. Ayrıca modellerin teorikanalizleri sonucunda hesaplanan dinamik karakteristikleri ile deneysel ve teorikanaliz sonuçlarının karşılaştırılması verilmektedir. Beşinci bölümde, bu testlerdenelde edilen deneysel verilerden ve diğer kazanılmış olan tecrübelerden yararlanılarakgerçek helikopter pallerinin dinamik yapısının belirlemek için bu yapılar üzerindentitreşim testleri gerçekleştirilmiştir. Sonunda helikopter ana rotor pali ve kuyruk rotorpali için yapıyı iyi temsil eden bir sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur.Oluşturulan modeller üzerinde, deneysel modal analiz yöntemiyle gerçekleştirilenölçümlerden ve aynı modellerin teorik modal analizlerinden yapılara ait dinamikkarakteristiklerin birbirine oldukça yakın olarak elde edildiği görülmüştür. Machines which are manufactured today are exposed to force which is extorsive tomuch vibration because of having high speed and elastic construction. Frequencyspectrum of this force is a factor which is worth to know especially in terms ofresonance vibrations. Then, resonance vibrations which have destructive quality interms of vibration amplitude occur when frequency system of one or severalextorsive forces clash with natural system of them. Consequently, vibration analysismust be made at design phase in case of resonance vibrations and unexpecteddynamic state. Big vibration problems which can be occur in future can be preventedwith a set of basic practices which will be made at design phase.A mechanical vibration generally occurs when a system deviates from stableequilibrium position. The system tends to come back to first position under theinfluence of forces which have the quality of turning around. However; the systemcomes back to first position by gaining speed. If there is no amortization in thesystem, it always shuttles between distorted and stable position. Rotor blades ofhelicopter are an example of this system.The most explicit vibration source in helicopters is aerodynamic form of main rotorand tail rotor. Excessive vibrations occur in rotor hub because of low and high speedmalfunctions which arises during manoeuvre. Significant overloads on rotors occurdue to excessive vibrations and undesirable vortexes arise as a result of this. Thesevortexes cause breaking down of aerodynamical construction and accordingly causenot to achieve intended performance. Preparing of helicopters to a vibrationless flightis essential for increasing life-span of engine and body. Being of rotor blades ofhelicopter in equilibrium position must be provided for vibrationless. Therefore,assaying of whether forces affecting rotor blades, have intercompatibility or not isnecessary. Rotor blades are exposed to aerodynamical forces which gradually varywhile helicopter is flying. It can be figured out that these forces are bound to time,with velocity distribution on rotor blades while routing and variations of angle ofattack. These forces depending on time follow rotor blades, pass thorough rotor hubwhere rotor blades connect to the body of helicopter and drive the body. Forces andmomentums occurring with transmission of force which has reverse direction to flowdiagram, in body drive rotor blades by means of root part. For this reason, vibrationproblem has big importance on rotor blades of helicopter. If all one or several ofvibration frequencies of the system clash with one of natural frequencies of thesystem, it causes to resonance or a flutter. Therefore, vibration is a problem which istried to prevent, for rotor blades.In this study, rotor blades which have a significant effect on the performance ofhelicopter, are discussed. Natural vibration frequencies of rotor blades and modeswere examined with the help of software ?ANSYS? computationally. Natural frequency and modes of rotor blades which were examined with the method ?finiteelement analysis?, were determined with the method ?empirical modal analysis?.Then, these findings were compared with each others. The results which wereobtained with the method ?finite element analysis?, were verified with the method?empirical modal analysis?.Although modern tools are available for developing numerical models in order topredict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain suchmodels that will yield results with acceptable accuracy for complex structures suchas helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain amathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties ofstructures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable.The mathematical model obtained using measured data can be used for assessingquality of the numerical models. The experimentally derived models can also be usedfor model updating purposes.The experimental study of structural vibration has always provided a majorcontribution to our efforts to understand and to control the many vibrationphenomena encountered in practice. Since the very early days of awareness ofvibrations, experimental observations have been made for the two major objectivesof determining the nature and extent of vibration response levels and verifyingtheoretical models and predictions. Today, structural vibrations problems present amajor hazard and design limitation for a very wide range of engineering products.First, there number of structures from turbine blades to suspension bridge, for whichstructural integrity is of paramount concern, and for which a thorough and preciseknowledge of the dynamic characteristics is essential. Then, there is an even widerset of components or assembiles for which vibration is directly related toperformance, either by virtue of causing temporary malfunction during excessivemotion or by creating disturbance or discomfort, including that of noise. For all theseexamples, it is important that the vibration levels encountered in service or operationbe anticipated and brought under satisfactory control.The two vibration measurement objectives indicated above represent twocorresponding types of test. The first is one where vibration forces or, more usually,responses are measured during operation of the machine or structure under study,while the second is a test where the structure or component is vibrated with a knownexcitation, often out of its normal service environment. This second type of test isgenerally made under much more closely controlled conditions than the former andconsequently yields more accurate and detailed information. This type of testincluding both the data acquisition and its subsequent analysis is nowadays calledModal Testing.Although modern tools are available for developing numerical models in order topredict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain suchmodels that will yield results with acceptable accuracy for complex structures suchas helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain amathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties ofstructures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable.The mathematical model obtained using measured data can be used for assessingquality of the numerical models. The experimentally derived models can also be usedfor model updating purposes.The airvehicles parts are subjected to high levels excitation forces. These forces such that come from aerodynamic loadings on the surface. Therefore, vibration considerations are at the top of the importance during the design of these structures.There is hardly any other measurable parameter in practice that gives information asmuch as vibration signature gives. Vibration signature includes information about thehealth and operating characteristics of the structure. Thus, it is vital to establish areliable model of airvehicles structures in order to predict vibration levels so thatundesirable vibratory responses can be predicted and avoided.This thesis consists of five chapters. In the first chapter, firstly modal analysisapplication areas of this method and literature survey are presented. In the secondchapter, occuring vibrations on the air vehicles was examinated. In the third chapter,formulations of modal analysis methods and properties of frequency responsefunction, test equipments used in the experimental modal analysis measurements andmodal parameter estimetion methods are introduced in detail. In the fourth chapter,frequency responce functions and modal parameter of a simple structure like a platemodel determined by experimental modal analysis of the model and dynamiccharacteristic of the model determined by theoretical modal analysis are given. Inaddition, comparisons of experimental and theoretical modal analysis results aredone. In the fifth chapter, utilising the experimental results obtained from such testsand the experience gained from previous studies, vibration tests are also performedon an existing real helicopter blades in order to determine its modal propertiesexperimentally. At the end, a more realistic and representative finite element modelof the helicopter main and tail rotor blades are obtained.In conclusion of this study, it is seen that dynamic characteristics obtained fromexperimental and theoretical modal analyses are close to each other. 101

Bu çalışmada, uçak kanatlarının doğrusal olmayan dinamik ve aeroelastik davranışları incelenmiştir. İki çeşit kiriş modeli kullanılmıştır. Bunlar, Euler-Bernoulli kirişi ile ince cidarlı kompozit kiriştir. Her iki modelin, büyük deformasyonlar altında dinamik ve aeroelastik davranışları geometrik bakımdan doğrusal olmayan formülasyon kurularak tahmin edilebilmiştir. Kanat ilk olarak, eğilme ve burulma olmak üzere iki serbestlik dereceli Euler-Bernoulli kirişi olarak tasarlanmıştır. Doğrusal olmayan analizler için ise sertleşen yay modeli kullanılmıştır. Farklı ok açılı kanat konfigürasyonlarında aeroelastik denklemler hem sayısal hem de yarı-analitik yöntemler yardımı ile çözülerek limit çevrim titreşimleri incelenmiştir ve doğrusal olmayan frekanslar elde edilmiştir. Ok açısının, limit çevrim frekansları ve genlikleri üzerindeki etkisi incelenerek yorumlanmıştır. Ok açısı artıkça limit çevrim frekanslarının azaldığı görülmüştür. Ayrıca yüksek ok açılı kanatlarda (kiritik-üstü Hoph) çatallanmanın daha yüksek hızlarda ortaya çıktığı gözlenmiştir.İkinci olarak, uçak kanadı, geriye-doğru ok açılı, bikonveks kesite sahip ince cidarlı kompozit bir kiriş olarak modellenmiştir. Kiriş modeli; malzeme anizotropisi, enine-kayma ve çarpılma kısıtlaması gibi klasik olmayan birçok etkileri içermektedir ve bu sayede çok çeşitli elastik bağlaşımlar üretilmektedir. Daimi olmayan aerodinamik yükler hem zaman-tanım aralığında hem de frekans-tanım aralığında sırasıyla Wagner ve Theodorsen fonksiyonları kullanılarak ifade edilmiştir. Enine-kayma, elastik bağlaşım ve elyaf yönlenmesinin doğal frekanslar üzerindeki etkileri incelenmiştir. Farklı elyaf açıları için ıraksama ve çırpınma hızları hesaplanmıştır. Sonuç olarak, limit çevrim titreşimlerine ok açısının incelenerek yorumlanması bu çalışmanın literatüre sağladığı ana katkılardandır. Ek olarak, geometrik bakımdan doğrusal olmayan ince cidarlı kompozit kirişlerin dinamik formülasyonu türetilmiş ve doğrusal modelle karşılaştırarak yorumlanmıştır. In this study, nonlinear dynamic and aeroelastic behavior of aircraft wings are investigated using two different beam models, namely Euler-Bernoulli beam and thin-walled composite beam. For both models undergoing large deformations, geometrical nonlinear formulation is established to predict the behavior accurately. First, the wing is modeled as an Euler-Bernoulli beam with two degrees-of-freedom, i.e. plunge (vertical bending) displacement and pitch (torsion) angle. The unsteady aerodynamic lift & moment in an incompressible flow are expressed in the time domain by the use of Wagner?s function. Linear flutter analyses are conducted for several values of sweep angles to determine flutter boundaries and effect of sweep angle on LCO characteristics is delineated. The results indicate that LCO frequencies tend to decrease and supercritical Hopf bifurcation occurs at higher speeds when the sweep angle increases.Second, the wing is modeled as a sweptback thin-walled composite beam with biconvex cross-section. This beam model incorporates a number of non-classical effects such as material anisotropy, transverse shear deformation and warping restraint. Symmetric lay-up i.e. Circumferentially Asymmetric Stiffness (CAS) is adapted as structural coupling configuration to generate i) extension-chordwise bending-transverse shear and ii) flapwise bending-torsion-transverse shear coupled motion. The divergence and flutter speeds are evaluated for several ply angles and the divergence speed is determined to be the most critical speed for forward sweep configurations. The effects of transverse shear, elastic couplings and fiber-orientation on the natural frequencies, divergence and flutter instabilities are further discussed. 157

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2013, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2013, Bu çalışmada, uçak kanatlarının doğrusal olmayan dinamik ve aeroelastik davranışları incelenmiştir. İki çeşit kiriş modeli kullanılmıştır. Bunlar, Euler-Bernoulli kirişi ile ince cidarlı kompozit kiriştir. Her iki modelin, büyük deformasyonlar altında dinamik ve aeroelastik davranışları geometrik bakımdan doğrusal olmayan formülasyon kurularak tahmin edilebilmiştir. Kanat ilk olarak, eğilme ve burulma olmak üzere iki serbestlik dereceli Euler- Bernoulli kirişi olarak tasarlanmıştır. Doğrusal olmayan analizler için ise sertleşen yay modeli kullanılmıştır. Farklı ok açılı kanat konfigürasyonlarında aeroelastik denklemler hem sayısal hem de yarı-analitik yöntemler yardımı ile çözülerek limit çevrim titreşimleri incelenmiştir ve doğrusal olmayan frekanslar elde edilmiştir. Ok açısının, limit çevrim frekansları ve genlikleri üzerindeki etkisi incelenerek yorumlanmıştır. Ok açısı artıkça limit çevrim frekanslarının azaldığı görülmüştür. Ayrıca yüksek ok açılı kanatlarda (kiritik-üstü Hoph) çatallanmanın daha yüksek hızlarda ortaya çıktığı gözlenmiştir. İkinci olarak, uçak kanadı, geriye-doğru ok açılı, bikonveks kesite sahip ince cidarlı kompozit bir kiriş olarak modellenmiştir. Kiriş modeli; malzeme anizotropisi, enine-kayma ve çarpılma kısıtlaması gibi klasik olmayan birçok etkileri içermektedir ve bu sayede çok çeşitli elastik bağlaşımlar üretilmektedir. Daimi olmayan aerodinamik yükler hem zaman-tanım aralığında hem de frekans-tanım aralığında sırasıyla Wagner ve Theodorsen fonksiyonları kullanılarak ifade edilmiştir. Enine-kayma, elastik bağlaşım ve elyaf yönlenmesinin doğal frekanslar üzerindeki etkileri incelenmiştir. Farklı elyaf açıları için ıraksama ve çırpınma hızları hesaplanmıştır. Sonuç olarak, limit çevrim titreşimlerine ok açısının incelenerek yorumlanması bu çalışmanın literatüre sağladığı ana katkılardandır. Ek olarak, geometrik bakımdan doğrusal olmayan ince cidarlı kompozit kirişlerin dinamik formülasyonu türetilmiş ve doğrusal modelle karşılaştırarak yorumlanmıştır., In this study, nonlinear dynamic and aeroelastic behavior of aircraft wings are investigated using two different beam models, namely Euler-Bernoulli beam and thinwalled composite beam. For both models undergoing large deformations, geometrical nonlinear formulation is established to predict the behavior accurately. First, the wing is modeled as an Euler-Bernoulli beam with two degrees-offreedom, i.e. plunge (vertical bending) displacement and pitch (torsion) angle. The unsteady aerodynamic lift & moment in an incompressible flow are expressed in the time domain by the use of Wagner’s function. Linear flutter analyses are conducted for several values of sweep angles to determine flutter boundaries and effect of sweep angle on LCO characteristics is delineated. The results indicate that LCO frequencies tend to decrease and supercritical Hopf bifurcation occurs at higher speeds when the sweep angle increases. Second, the wing is modeled as a sweptback thin-walled composite beam with biconvex cross-section. This beam model incorporates a number of non-classical effects such as material anisotropy, transverse shear deformation and warping restraint. Symmetric lay-up i.e. Circumferentially Asymmetric Stiffness (CAS) is adapted as structural coupling configuration to generate i) extension-chordwise bending-transverse shear and ii) flapwise bending-torsion-transverse shear coupled motion. The divergence and flutter speeds are evaluated for several ply angles and the divergence speed is determined to be the most critical speed for forward sweep configurations. The effects of transverse shear, elastic couplings and fiber-orientation on the natural frequencies, divergence and flutter instabilities are further discussed., Doktora, PhD

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2012, Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2012, Bu doktora tezinin asıl amacı, askıda kalma ve ileri uçuş koşulları altında menteşesiz bir helikopter palinin dinamik ve aeroelastik incelemesini yapan bir bilgisayar programı geliştirmektir. Helikopter palinin firar kenarında pal titreşimlerinin azaltılması için kullanılacak flap yer almaktadır ve flap, flap mekanizmasına bir bağlantı kolu ile etki eden piezoelektrik eyleyici yardımıyla hareket ettirilmektedir. Bu çalışmada; giriş bölümü, yapısal formülasyon, aerodinamik formülasyon ve aeroelastik formülasyon olmak üzere dört ana bölüm yer almaktadır. Giriş bölümünde, akıllı yapılar, akıllı malzemeler, helikopter rotor tipleri, rotor çevresi aerodinamik ortamları, titreşim kontrol teknikleri, akıllı rotorlar ve eyleyici tipleri, vb. konularda bilgi verilmektedir. Ayrıca, bu çalışmada kullanılması tercih edilen eyleyici ve rotor tipinden bahsedilmekte ve literatürde yapılan çalışmalar hakkında bilgi verilmektedir. Bu Giriş bölümünün amacı; akıllı malzemeler, rotor sistemleri, titreşim azaltma yöntemleri, vb. konularda okuyucuya gerekli bilgileri vererek daha sonraki bölümlerde yapılan formül çıkarımlarının ve anlatılan konuların okuyu tarafından daha kolay anlaşılmasını ve daha anlamlı olmasını sağlamaktır. Yapısal formülasyon, piezoelektrik katmanlı kiriş mekaniği, analitik formülasyon ve sonlu elemanlar formülasyonu olmak üzere iki alt bölümden oluşmaktadır. Yapısal formülasyonun ilk kısmında, piezoelektrik katmanlı kirişlerin mekaniği hakkında temel bilgilerin verilmesinin yanısıra bu kirişlere etkiyen yük ifadelerinin çıkarımı detaylı bir biçimde yapılmıştır. Bu alt bölümden elde edilen sonuçlar, eğilen kiriş tipi piezoelektrik eyleyici için oluşturulan kiriş modelinin analitik formülasyonunda kullanılmaktadır. Yapısal formülasyonun ikinci alt bölümü olan analitik formülasyon kısmında, piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kiriş modelleri ayrı ayrı geliştirilmiştir. Piezoelektrik eyleyici, kısa bir kiriş olarak modellendiği için eyleyici için eğilme-uzama etkileşimli Timoshenko kiriş modeli kullanılırken uzun bir kiriş olarak modellenen helikopter pali için düzlemiçi eğilme-düzlemdışı eğilme ve burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kiriş modeli kullanılmaktadır. Ayrıca hem piezoelektrik eyleyici hem de helikopter pali, ankastre kirişler olarak modellenmiştir. İlgili birim uzama alanları, potansiyel enerji ve kinetik enerji ifadeleri, çeşitli ve açıklayıcı tablolar ve grafikler kullanılarak adım adım elde edilmiştir. Elde edilen enerji ifadelerine bir sonraki adımda Hamilton prensibi uygulanarak diferansiyel hareket denklemlerinin ve sınır şartlarının çıkarımı yapılmıştır. Literatürde var olan çalışmalarla karşılaştırma yapabilmek amacıyla boyutsuz parametreler tanımlanmış ve elde edilen denklemler boyutsuz hale getirilmiştir. Etkin bir matematiksel teknik olan yarı-analitik Diferansiyel Dönüşüm Yöntemi, elde edilen boyutsuz hareket denklemlerine ve sınır şartlarına uygulanarak çözüm yapılmıştır. Dönme hızı, titreşim etkileşimleri, katman düzeni, sınır şartları ve voltaj gibi çok çeşitli değişkenlerin, doğal frekanslar ve kiriş uç deplasmanları üzerindeki etkileri incelenmiş ve mümkün olduğunca literatürde var olan sonuçlar ile karşılaştırmalar yapılmıştır. Elde edilen sonuçların doğrulanması için ilgili örnekler literatürde bulunamadığı taktirde kiriş modelleri, ticari sonlu elemanlar programı ABAQUS ile modellenmiş ve hesaplanan sonuçlar ile ABAQUS’ten alınan sonuçların karşılaştırması yapılmıştır. Analitik olarak elde edilen sonuçların, hem literatür hem de ABAQUS sonuçları ile oldukça uyumlu olduğu gözlenmiştir. Analitik modellerin doğrulaması yapıldıktan sonra, yapısal formülasyonun son bölümü olan sonlu elemanlar modellemesine başlanmıştır. İlk olarak deplasman alanları, polinomlar ile tanımlanmıştır. Tanımlanan deplasman alanları, eleman düğüm noktalarındaki deplasman ifadeleri cinsinden yazılarak şekil fonksiyonları elde edilmiştir. Bu şekil fonksiyonları, daha önce analitik kısımda elde edilen potansiyel ve kinetik enerji ifadelerinde kullanılarak sırasıyla eleman katılık ve eleman kütle matrisleri gibi eleman seviyesindeki matrislerin çıkarımı yapılmıştır. Eleman matrislerinin, sonlu elemanlar yöntemine uygun olarak toplanması ile tüm yapıya ait global matrisler elde edilmiş ve bu matrislere gerekli sınır şartları uygulanarak indirgeme yapılmıştır. İndirgenmiş global matrislerin oluşturduğu denklem sistemleri Modal Analiz uygulanarak çözülmüş ve elde edilen sonuçlar, uygulanan sonlu elemanlar formülasyonunun doğruluğunu teyit etmek amacıyla daha önce analitik kısımda elde edilen sonuçlar ile karşılaştırılmıştır ve sonuçlar arasında çok iyi bir uyum olduğu gözlenmiştir. Piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kurulan yapısal modellerin doğrulanması tamamlandıkan sonra, eyleyiciyi flap mekanizması ile ilişkilendiren baglantı kolunun olası uzunluğu hesaplanmıştır. Hesaplanan bağlantı kolu uzunluğu daha sonra aeroelastik kısımda incelenen voltaj etkisi ile ilgili hesaplamalarda kullanılmıştır. Aerodinamik formülasyon bölümünde, iki boyutlu, flaplı, ince kanat profili için geliştirilmiş Theodorsen teorisi kullanılmıştır. Bu teoride kanat profili kanat çırpma, burulma ve flap sapması olmak üzere üç titreşime maruz kalmaktadır. İlk olarak, flap mekanizması hesaba katılmayarak sade bir helikopter palinin üzerine etkiyen aerodinamik yüklerin çıkarımı yapılmıştır. İkinci olarak, Theodorsen teorisinde yer alan ve sadece flap titreşimini içeren terimler göz önüne alınarak flap aerodinamiği modellenmiştir. Flap taşıma katsayısı ile flap moment katsayısının zamanla değişimini gösteren grafikler çizilerek literatürdeki sonuçlar ile karşılaştırma yapılmıştır. Sonuçlar arasındaki uyum, uygulanan formülasyonun doğruluğunu kanıtlamıştır. Aerodinamik formülasyonun son bölümünde, flapsız pal aerodinamiği ile flap aerodinamiği birleştirilerek hem askıda kalma hem de ileri uçuş koşulları altında flaplı helikopter paline etkiyen aerodinamik yüklerin hesabı yapılmıştır. Daha sonra, Theodorsen teorisini helikopter aerodinamiğine uygun hale getirebilmek amacıyla çeşitli adımlar gerçekleştirilmiştir. Bu uygulama çerçevesinde; pal üzerindeki hız ifadesi bileşenlerine ayrıldıktan sonra, teoride tanımlanan taşıma ve moment ifadeleri bu hız bileşenleri cinsinden yazılmıştır. Çeşitli koordinat dönüşümleri yapıldıktan sonra pal üzerine etkiyen taşıma ve moment ifadeleri; ileri uçuş oranı, önkoniklik açısı, yunuslama kontrol açısı, azimut açısı ve pal deplasmanları cinsinden ifade edilmiştir. Aeroelastik formülasyon bölümünde, flaplı helikopter paline ait aerodinamik formülasyon sonucu elde edilen aerodinamik yükler, helikopter palinin modellenmesinde kullanılan eğilme-eğilme-burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kirişine uygulanmıştır. Aerodinamik matrisler ile yapısal matrislerin birleştirilmesi sonucunda aeroelastik denklem sistemlerine ulaşılmıştır. Denklem sistemlerinin çözümünde Runge Kutta yönteminden yararlanılmıştır ve hem askıda kalma hem de ileri uçuş durumları göz önünde bulundurulmuştur. Yapılan çözümler sonucunda askıda kalma durumunda yapının kendi kendini sönümlediği ve bu nedenle flap mekanizmasının, askıda kalma durumunda titreşim sönümleme amacıyla kullanılmasının anlamsız olacağı görülmüştür. Ancak, ileri uçuş koşulları altında zamana bağlı ek terimlerin varlığı sebebiyle yapının kendi kendini sönümlemesi engellendiğinden firar kenarı flabı hareket ettirildiğinde helikopter pal ucu titreşiminin azaldığı gözlenmiştir. Daha önce yapısal kısımda piezoelektrik eyleyici ile flap mekanizması arasında yer alan bağlantı kolunun boyutlandırılmasında göz önünde bulundurulan flap açısının pal titreşiminin azaltılmasında yeterli olduğu, aeroelastik hesaplamalarda görülmüştür. İlerleme oranı, rotor diski hücum açısı, flap sapma açısı ve piezoelektrik eyleyiciye uygulanan voltaj gibi parametrelerin helikopter pal titreşimine nasıl etki ettiği incelenmiştir. Sonuçta, bu tezin asıl amacı olan pal titreşiminin firar kenarı flabı ile azaltılması konusunda başarılı olunmuştur ve bu konuda çok sayıda yapısal, aerodinamik ve aeroelastik bilgisayar kodu yazılmıştır., The main focus of the present research is on the development of a computer code that carries out the dynamic and aeroelastic analysis of a hingeless helicopter blade under hover and forward flight conditions. The blade has a trailing edge flap to reduce blade vibration and the flap mechanism is actuated by a piezoelectric bender type actuator that is connected to the flap by a linkage arm. The present dissertation is organised in four main sections, i.e. introduction part, structural formulation, aerodynamic formulation and aeroelastic formulation. In the introduction part, information is given about smart structures, smart materials, rotor types, rotor aerodynamic environment, rotor vibration control techniques, smart rotors, and actuators. Additionally, blade and actuator types that are preferred in this research are introduced and objectives of the dissertation are mentioned about. Moreover, a brief literature review is given. The aim of the Introduction section is to introduce smart structures, vibration reduction techniques, helicopter rotor systems, etc. to the reader so it is going to be easier and more meaningful for the reader to understand all the derivations carried out in the following sections. In the first part of the structural formulation, some information is given about the mechanics of a piezolaminated beam and expressions of the mechanical and the electrical loads that act on this beam model are derived in detail. The resulting expressions of this subsection are used in the analytical formulation of the bender type piezoelectric actuator. In the second part of the structural formulation, analytical beam models are developed both for the piezoelectric actuator and for the helicopter blade, seperately. Since the actuator is modeled as a short beam, Timoshenko beam theory is used for the actuator while Euler-Bernoulli beam theory is used for the helicopter blade that is modeled as a long, slender beam. Both the bender type actuator and the hingeless blade are modeled as cantilever beams that have fixed-free end conditions. Related strain fields and the energy expressions are derived step by step by introducing several explanatory tables and figures. Afterwards, Hamilton’s principle is applied to these energy expressions to obtain the governing differential equations of motion and the boundary conditions. An efficient semi-analytic, mathematical technique called the Differential Transform Method (DTM), is applied to these equations as a solution procedure. Effects of several parameters, i.e. rotational speed, vibration coupling, ply orientation, boundary conditions, voltage, etc. on the natural frequencies or tip deflection are investigated and whenever it is possible, the calculated results are validated by making comparisons with the studies in open literature. When the related results are not available in open literature, the examined beam model is modeled in the commercial finite element programme ABAQUS and validation is made by using the results calculated by ABAQUS. After the validation of the analytical models, finite element method is applied to these models to get the element matrices, i.e. element stiffness and mass matrices. Depending on the number of elements used in the structural modeling code, all the element matrices are assembled by considering the finite element rules to obtain the global matrices. The boundary conditions at the fixed end are applied to the global matrices to get the reduced matrices and the matrix systems of equations are obtained for the structural models. Modal analysis is used to solve the matrix equations and the results that are obtained by solving these matrix equations of motion are compared with the previously validated analytical ones to check the accuracy and the correctness of finite element formulation and a very good agreement between the results is observed. After the validation of the structural models, length of the linkage arm between the piezoelectric bender type actuator and the flap mechanism is calculated and this length is used in the aeroelastic part for the calculations made to examine the effect of the applied voltage on the tip deflection. In the aerodynamic formulation, Theodorsen’s unsteady aerodynamic theory for a two dimensional thin airfoil with a trailing edge flap is used. Firstly, the flap mechanism is discarded to model the aerodynamic loads on a plain helicopter blade. Secondly, the terms of the Theodorsen formulation that are related only to the flap deflection are considered to model the flap aerodynamics. Variation of the flap induced aerodynamic moment coefficient and flap induced aerodynamic lift coefficient with respect to time are plotted and the calculated results are compared with the ones in open literature for validation and a good agreement between the results is observed. Lastly, the two aerodynamic formulation, i.e. plain blade aerodynamics and trailing edge flap aerodynamics, are combined to model the aerodynamic loads on a helicopter blade with a trailing edge flap. Afterwards, several steps including coordinate transformations are performed to adapt the Theodorsen’s theory to the aerodynamic environment of the helicopter blade. In the aeroelastic formulation part, the aerodynamic loads that act on the helicopter blade with a trailing edge flap are applied on the structural model of the hingeless helicopter blade. Aerodynamic matrices are assembled with the structural ones to obtain the aeroelastic matrix system of equations. Both hover and forward flight conditions are considered. Runge Kutta method is applied to the system of equations and the effects of several parameters, i.e. advance ratio, rotor disk angle of attack, trailing edge flap deflection angle, voltage applied to the piezoelectric actuator, on the vibration characteristics of the helicopter blade are inspected. Consequently, all the effort succeeded and the blade tip vibration is reduced in forward flight by deflecting the trailing edge flap., Doktora, PhD

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2012, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2012, Bu proje VolvoAero, Chalmers Teknik Üniversitesi ve İstanbul Teknik Üniversitesinin katkıları ile yapılmıştır. Projenin amacı 2025 yılı için tüm motorun birincil aerodinamik tasarımını sadece müşterinin istediği parametrelere göre tasarlamaktır. Bu amaçla bir çok disiplin bir araya getirilmiş ve VolvoAero’ nun halihazırdaki motorları üzerinde de yapılan çalışmalarla üretim süresinin kısaltılması hedeflenmiştir. Bu çalışma 5 kademeli transonik bir yüksek basınç kompresörünün disiplinler arası olarak kavramsal tasarımını sunmaktadır. Bahsi geçen tasarım 4.46 toplam basınç, 401.542 K başlangıç sıcaklığı, 132,562 KPa başlangıç basıncı ve 14.1832 kg/s kütle debisine sahiptir. Disk stress hesaplaması ve tasarımı gibi başlangıç parametreleri yazılan Matlab kodu ve analitik tekniklerle hesaplanmıştır. Çalışmada sonlu elemanlar yöntemini (FEM) kullanmak için ANSYS yazılımı ve rotordinamik analizleri için de DyRoBeS yazılımı kullanılmıştır. Bu programların çalıştırılması için gerekli olan geometrik veriler basit eksenel akışlı bir kompresör için kullanılan teoriye dayanılarak hesaplanmıştır. Çalışma temel gaz türbin teori ile başlar ve aerodinamik analiz ile sonuçlanır. Eksenel akışlı kompresörün aerodinamik teorisi başlangıç ve çıkış eksenel mach sayısı, relatif tip mach sayısı, rotasyonel hız, sıcaklık, basınç, blade geometrisi, hız diyagramı gibi tasarım parametrelerinin hesaplanmasında kullanılır. Aerodinamik hesaplamalardan sonra kompresör diski için stress hesaplamaları yapılır. Bunun için ANSYS yazılımından yararlanılmıştır. ANSYS kullanımı ile tasarlanan parça üzerinde sıcaklık ve stres dağılımı ve tip açıklığı bulunmuş olur. Bu adımdan sonra tüm motorun dönme hareketi karşısında nasıl tepki verdiğini ve oluşan yükler altındaki davranışlarını incelemek üzere DyRoBeS yazılımı ile basit rotordinamik analizi yapılır., This project is a joint effort of Volvo aero, Chalmers University of Technology AND Istanbul Technical University. The aim of this work is to develop a systematic approach for multidisciplinary high pressure transonic axial compressor’s initial design. Several aspects have to be taken into account when establishing a new compressor design. This report presents the initial results of a multidisciplinary conceptual design of a five stage transonic high pressure compressor that has an overall pressure ratio of 4.46, 401.452K inlet temperature, 132.862KPa inlet pressure and 14.1832 kg/s mass flow. Basic parameters such as blade masses, disc stress calculation and conceptual disc design were carried out using existing tools and analytical techniques. The work consists of setting up a basic Finite Element (FE) model using the ANSYS software and subsequently a basic rotor dynamic model in the DyRoBeS tool. In order to evaluate these parameters, basic aerodynamic theory of the axial flow compressor was used. The work starts with a brief introduction to the fundamentals of gas turbine theory and results in a basic aerodynamics design. The aerodynamic theory of the axial flow compressor is used to calculate design parameters, for example inlet and exit axial Mach numbers, relative tip Mach number, rotational speed, temperature and pressure for all stages, geometrical parameters, velocity triangles, etc. After the aerodynamic calculation stress calculation for compressor disks follows. This basic non-linear analytic procedure is followed by creating whole blisk shape to use for ANSYS software to create the basic FE model. The using ANSYS determine temperature and stress distribution and tip clearances. After this step, a basic rotor dynamic model in the DyRoBeS tool is established to correctly continue the analysis and to learn the behaviour of the compressor during operation at high speed., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu doktora tezinin asıl amacı, askıda kalma ve ileri uçuş koşulları altında menteşesiz bir helikopter palinin dinamik ve aeroelastik incelemesini yapan bir bilgisayar programı geliştirmektir. Helikopter palinin firar kenarında pal titreşimlerinin azaltılması için kullanılacak flap yer almaktadır ve flap, flap mekanizmasına bir bağlantı kolu ile etki eden piezoelektrik eyleyici yardımıyla hareket ettirilmektedir.Bu çalışmada; giriş bölümü, yapısal formülasyon, aerodinamik formülasyon ve aeroelastik formülasyon olmak üzere dört ana bölüm yer almaktadır.Giriş bölümünde, akıllı yapılar, akıllı malzemeler, helikopter rotor tipleri, rotor çevresi aerodinamik ortamları, titreşim kontrol teknikleri, akıllı rotorlar ve eyleyici tipleri, vb. konularda bilgi verilmektedir. Ayrıca, bu çalışmada kullanılması tercih edilen eyleyici ve rotor tipinden bahsedilmekte ve literatürde yapılan çalışmalar hakkında bilgi verilmektedir. Bu Giriş bölümünün amacı; akıllı malzemeler, rotor sistemleri, titreşim azaltma yöntemleri, vb. konularda okuyucuya gerekli bilgileri vererek daha sonraki bölümlerde yapılan formül çıkarımlarının ve anlatılan konuların okuyu tarafından daha kolay anlaşılmasını ve daha anlamlı olmasını sağlamaktır.Yapısal formülasyon, piezoelektrik katmanlı kiriş mekaniği, analitik formülasyon ve sonlu elemanlar formülasyonu olmak üzere iki alt bölümden oluşmaktadır. Yapısal formülasyonun ilk kısmında, piezoelektrik katmanlı kirişlerin mekaniği hakkında temel bilgilerin verilmesinin yanısıra bu kirişlere etkiyen yük ifadelerinin çıkarımı detaylı bir biçimde yapılmıştır. Bu alt bölümden elde edilen sonuçlar, eğilen kiriş tipi piezoelektrik eyleyici için oluşturulan kiriş modelinin analitik formülasyonunda kullanılmaktadır. Yapısal formülasyonun ikinci alt bölümü olan analitik formülasyon kısmında, piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kiriş modelleri ayrı ayrı geliştirilmiştir. Piezoelektrik eyleyici, kısa bir kiriş olarak modellendiği için eyleyici için eğilme-uzama etkileşimli Timoshenko kiriş modeli kullanılırken uzun bir kiriş olarak modellenen helikopter pali için düzlemiçi eğilme-düzlemdışı eğilme ve burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kiriş modeli kullanılmaktadır. Ayrıca hem piezoelektrik eyleyici hem de helikopter pali, ankastre kirişler olarak modellenmiştir. İlgili birim uzama alanları, potansiyel enerji ve kinetik enerji ifadeleri, çeşitli ve açıklayıcı tablolar ve grafikler kullanılarak adım adım elde edilmiştir. Elde edilen enerji ifadelerine bir sonraki adımda Hamilton prensibi uygulanarak diferansiyel hareket denklemlerinin ve sınır şartlarının çıkarımı yapılmıştır. Literatürde var olan çalışmalarla karşılaştırma yapabilmek amacıyla boyutsuz parametreler tanımlanmış ve elde edilen denklemler boyutsuz hale getirilmiştir. Etkin bir matematiksel teknik olan yarı-analitik Diferansiyel Dönüşüm Yöntemi, elde edilen boyutsuz hareket denklemlerine ve sınır şartlarına uygulanarak çözüm yapılmıştır. Dönme hızı, titreşim etkileşimleri, katman düzeni, sınır şartları ve voltaj gibi çok çeşitli değişkenlerin, doğal frekanslar ve kiriş uç deplasmanları üzerindeki etkileri incelenmiş ve mümkün olduğunca literatürde var olan sonuçlar ile karşılaştırmalar yapılmıştır. Elde edilen sonuçların doğrulanması için ilgili örnekler literatürde bulunamadığı taktirde kiriş modelleri, ticari sonlu elemanlar programı ABAQUS ile modellenmiş ve hesaplanan sonuçlar ile ABAQUS'ten alınan sonuçların karşılaştırması yapılmıştır. Analitik olarak elde edilen sonuçların, hem literatür hem de ABAQUS sonuçları ile oldukça uyumlu olduğu gözlenmiştir. Analitik modellerin doğrulaması yapıldıktan sonra, yapısal formülasyonun son bölümü olan sonlu elemanlar modellemesine başlanmıştır. İlk olarak deplasman alanları, polinomlar ile tanımlanmıştır. Tanımlanan deplasman alanları, eleman düğüm noktalarındaki deplasman ifadeleri cinsinden yazılarak şekil fonksiyonları elde edilmiştir. Bu şekil fonksiyonları, daha önce analitik kısımda elde edilen potansiyel ve kinetik enerji ifadelerinde kullanılarak sırasıyla eleman katılık ve eleman kütle matrisleri gibi eleman seviyesindeki matrislerin çıkarımı yapılmıştır. Eleman matrislerinin, sonlu elemanlar yöntemine uygun olarak toplanması ile tüm yapıya ait global matrisler elde edilmiş ve bu matrislere gerekli sınır şartları uygulanarak indirgeme yapılmıştır. İndirgenmiş global matrislerin oluşturduğu denklem sistemleri Modal Analiz uygulanarak çözülmüş ve elde edilen sonuçlar, uygulanan sonlu elemanlar formülasyonunun doğruluğunu teyit etmek amacıyla daha önce analitik kısımda elde edilen sonuçlar ile karşılaştırılmıştır ve sonuçlar arasında çok iyi bir uyum olduğu gözlenmiştir. Piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kurulan yapısal modellerin doğrulanması tamamlandıkan sonra, eyleyiciyi flap mekanizması ile ilişkilendiren baglantı kolunun olası uzunluğu hesaplanmıştır. Hesaplanan bağlantı kolu uzunluğu daha sonra aeroelastik kısımda incelenen voltaj etkisi ile ilgili hesaplamalarda kullanılmıştır.Aerodinamik formülasyon bölümünde, iki boyutlu, flaplı, ince kanat profili için geliştirilmiş Theodorsen teorisi kullanılmıştır. Bu teoride kanat profili kanat çırpma, burulma ve flap sapması olmak üzere üç titreşime maruz kalmaktadır. İlk olarak, flap mekanizması hesaba katılmayarak sade bir helikopter palinin üzerine etkiyen aerodinamik yüklerin çıkarımı yapılmıştır. İkinci olarak, Theodorsen teorisinde yer alan ve sadece flap titreşimini içeren terimler göz önüne alınarak flap aerodinamiği modellenmiştir. Flap taşıma katsayısı ile flap moment katsayısının zamanla değişimini gösteren grafikler çizilerek literatürdeki sonuçlar ile karşılaştırma yapılmıştır. Sonuçlar arasındaki uyum, uygulanan formülasyonun doğruluğunu kanıtlamıştır. Aerodinamik formülasyonun son bölümünde, flapsız pal aerodinamiği ile flap aerodinamiği birleştirilerek hem askıda kalma hem de ileri uçuş koşulları altında flaplı helikopter paline etkiyen aerodinamik yüklerin hesabı yapılmıştır. Daha sonra, Theodorsen teorisini helikopter aerodinamiğine uygun hale getirebilmek amacıyla çeşitli adımlar gerçekleştirilmiştir. Bu uygulama çerçevesinde; pal üzerindeki hız ifadesi bileşenlerine ayrıldıktan sonra, teoride tanımlanan taşıma ve moment ifadeleri bu hız bileşenleri cinsinden yazılmıştır. Çeşitli koordinat dönüşümleri yapıldıktan sonra pal üzerine etkiyen taşıma ve moment ifadeleri; ileri uçuş oranı, önkoniklik açısı, yunuslama kontrol açısı, azimut açısı ve pal deplasmanları cinsinden ifade edilmiştir.Aeroelastik formülasyon bölümünde, flaplı helikopter paline ait aerodinamik formülasyon sonucu elde edilen aerodinamik yükler, helikopter palinin modellenmesinde kullanılan eğilme-eğilme-burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kirişine uygulanmıştır. Aerodinamik matrisler ile yapısal matrislerin birleştirilmesi sonucunda aeroelastik denklem sistemlerine ulaşılmıştır. Denklem sistemlerinin çözümünde Runge Kutta yönteminden yararlanılmıştır ve hem askıda kalma hem de ileri uçuş durumları göz önünde bulundurulmuştur. Yapılan çözümler sonucunda askıda kalma durumunda yapının kendi kendini sönümlediği ve bu nedenle flap mekanizmasının, askıda kalma durumunda titreşim sönümleme amacıyla kullanılmasının anlamsız olacağı görülmüştür. Ancak, ileri uçuş koşulları altında zamana bağlı ek terimlerin varlığı sebebiyle yapının kendi kendini sönümlemesi engellendiğinden firar kenarı flabı hareket ettirildiğinde helikopter pal ucu titreşiminin azaldığı gözlenmiştir. Daha önce yapısal kısımda piezoelektrik eyleyici ile flap mekanizması arasında yer alan bağlantı kolunun boyutlandırılmasında göz önünde bulundurulan flap açısının pal titreşiminin azaltılmasında yeterli olduğu, aeroelastik hesaplamalarda görülmüştür. İlerleme oranı, rotor diski hücum açısı, flap sapma açısı ve piezoelektrik eyleyiciye uygulanan voltaj gibi parametrelerin helikopter pal titreşimine nasıl etki ettiği incelenmiştir.Sonuçta, bu tezin asıl amacı olan pal titreşiminin firar kenarı flabı ile azaltılması konusunda başarılı olunmuştur ve bu konuda çok sayıda yapısal, aerodinamik ve aeroelastik bilgisayar kodu yazılmıştır. The main focus of the present research is on the development of a computer code that carries out the dynamic and aeroelastic analysis of a hingeless helicopter blade under hover and forward flight conditions. The blade has a trailing edge flap to reduce blade vibration and the flap mechanism is actuated by a piezoelectric bender type actuator that is connected to the flap by a linkage arm.The present dissertation is organised in four main sections, i.e. introduction part, structural formulation, aerodynamic formulation and aeroelastic formulation.In the introduction part, information is given about smart structures, smart materials, rotor types, rotor aerodynamic environment, rotor vibration control techniques, smart rotors, and actuators. Additionally, blade and actuator types that are preferred in this research are introduced and objectives of the dissertation are mentioned about. Moreover, a brief literature review is given. The aim of the Introduction section is to introduce smart structures, vibration reduction techniques, helicopter rotor systems, etc. to the reader so it is going to be easier and more meaningful for the reader to understand all the derivations carried out in the following sections.In the first part of the structural formulation, some information is given about the mechanics of a piezolaminated beam and expressions of the mechanical and the electrical loads that act on this beam model are derived in detail. The resulting expressions of this subsection are used in the analytical formulation of the bender type piezoelectric actuator. In the second part of the structural formulation, analytical beam models are developed both for the piezoelectric actuator and for the helicopter blade, seperately. Since the actuator is modeled as a short beam, Timoshenko beam theory is used for the actuator while Euler-Bernoulli beam theory is used for the helicopter blade that is modeled as a long, slender beam. Both the bender type actuator and the hingeless blade are modeled as cantilever beams that have fixed-free end conditions. Related strain fields and the energy expressions are derived step by step by introducing several explanatory tables and figures. Afterwards, Hamilton?s principle is applied to these energy expressions to obtain the governing differential equations of motion and the boundary conditions. An efficient semi-analytic, mathematical technique called the Differential Transform Method (DTM), is applied to these equations as a solution procedure. Effects of several parameters, i.e. rotational speed, vibration coupling, ply orientation, boundary conditions, voltage, etc. on the natural frequencies or tip deflection are investigated and whenever it is possible, the calculated results are validated by making comparisons with the studies in open literature. When the related results are not available in open literature, the examined beam model is modeled in the commercial finite element programme ABAQUS and validation is made by using the results calculated by ABAQUS. After the validation of the analytical models, finite element method is applied to these models to get the element matrices, i.e. element stiffness and mass matrices. Depending on the number of elements used in the structural modeling code, all the element matrices are assembled by considering the finite element rules to obtain the global matrices. The boundary conditions at the fixed end are applied to the global matrices to get the reduced matrices and the matrix systems of equations are obtained for the structural models. Modal analysis is used to solve the matrix equations and the results that are obtained by solving these matrix equations of motion are compared with the previously validated analytical ones to check the accuracy and the correctness of finite element formulation and a very good agreement between the results is observed. After the validation of the structural models, length of the linkage arm between the piezoelectric bender type actuator and the flap mechanism is calculated and this length is used in the aeroelastic part for the calculations made to examine the effect of the applied voltage on the tip deflection.In the aerodynamic formulation, Theodorsen?s unsteady aerodynamic theory for a two dimensional thin airfoil with a trailing edge flap is used. Firstly, the flap mechanism is discarded to model the aerodynamic loads on a plain helicopter blade. Secondly, the terms of the Theodorsen formulation that are related only to the flap deflection are considered to model the flap aerodynamics. Variation of the flap induced aerodynamic moment coefficient and flap induced aerodynamic lift coefficient with respect to time are plotted and the calculated results are compared with the ones in open literature for validation and a good agreement between the results is observed. Lastly, the two aerodynamic formulation, i.e. plain blade aerodynamics and trailing edge flap aerodynamics, are combined to model the aerodynamic loads on a helicopter blade with a trailing edge flap. Afterwards, several steps including coordinate transformations are performed to adapt the Theodorsen?s theory to the aerodynamic environment of the helicopter blade.In the aeroelastic formulation part, the aerodynamic loads that act on the helicopter blade with a trailing edge flap are applied on the structural model of the hingeless helicopter blade. Aerodynamic matrices are assembled with the structural ones to obtain the aeroelastic matrix system of equations. Both hover and forward flight conditions are considered. Runge Kutta method is applied to the system of equations and the effects of several parameters, i.e. advance ratio, rotor disk angle of attack, trailing edge flap deflection angle, voltage applied to the piezoelectric actuator, on the vibration characteristics of the helicopter blade are inspected. Consequently, all the effort succeeded and the blade tip vibration is reduced in forward flight by deflecting the trailing edge flap. 200

Bu tez çalışmasında, yatay eksende step motoru sayesinde güneşi takip edecek bir sistem tasarlandı. Yapmış olduğumuz sistem tasarımı ile çok kompleksli olan güneş takip sistemlerinden farklı olarak gayet basit ve kullanılan malzemeler açısından ucuz bir tasarım gerçekleştirilmiştir. Tez çalışmasının oluşturulmasında otomatik kontrol sistemleri, mekanik ve güç kaynağı gibi çalışma alanlarına ait birçok materyalden yararlanılmıştır. In this dissertation study, a system that will follow the sun thanks to it step engine is designed. This system that we made, is quite different from other solar tracking systems which ase very complex in desing and is a cheaper and simple system in regards to the materials used. In the preperation of this 60

Bu proje VolvoAero, Chalmers Teknik Üniversitesi ve Istanbul Teknik Üniversitesinin katkıları ile yapılmı?tır. Projenin amacı 2025 yılı için tüm motorun birincil aerodinamik tasarımını sadece mü?terinin istediği parametrelere göre tasarlamaktır. Bu amaçla bir çok disiplin bir araya getirilmi? ve VolvoAero'nun halihazırdaki motorları üzerinde de yapılan çalı?malarla üretim süresinin kısaltılması hedeflenmi?tir.Bu yüksek lisans çalı?masının amacı yukarıda bahsi geçen projeye yapısal mekanik yönünden destek vermektir. Ba?ka bir deyi?le yüksek basınçlı transonik bir eksenel kompresör için disiplinlerarası sistematik bir yakla?ım geli?tirmektir.Yeni bir kompresör tasarımı yapılmak istendiğinde birçok etken hesaba katılmalıdır. ?yi bir aerodinamik tasarımdan ba?ka sürekli bir yüksek verimlilik, üretimde makul bir fiyatın olması, yapısal ve rotor dinamik etkiler göz önüne alındığında güvenli olarak çalı?ması da önemlidir. Aerodinamik olarak çok iyi tasarlanmı? gibi görülen çoğu kompresörde, çalı?ma sırasında aynı dönme hızında makinanın kararsızlıklar göstermesi tasarım basamaklarında ba?a dönülerek yapısal tasarımın tekrar yapılmasına sebep olduğu çok sık rastlanan bir problemdir.Bu çalı?ma 5 kademeli transonik bir yüksek basınç kompresörünün disiplinlerarası olarak kavramsal tasarımını sunmaktadır. Bahsi geçen tasarım 4.46 toplam basınç, 401.542 K ba?langıç sıcaklığı, 132,562 KPa ba?langıç basıncı ve 14.1832 kg/s kütle debisine sahiptir.Disk stress hesaplaması ve tasarımı gibi ba?langıç parametreleri yazılan Matlab kodu ve analitik tekniklerle hesaplanmı?tır. Çalı?mada sonlu elemanlar yöntemini (FEM) kullanmak için ANSYS yazılımı ve rotordinamik analizleri için de DyRoBeS yazılımı kullanılmı?tır. Bu programların çalı?tırılması için gerekli olan geometrik veriler basit eksenel akı?lı bir kompresör için kullanılan teoriye dayanılarak hesaplanmı?tır.Çalı?ma temel gaz türbin teori ile ba?lar ve aerodinamik analiz ile sonuçlanır. Eksenel akı?lı kompresörün aerodinamik teorisi ba?langıç ve çıkı? eksenel mach sayısı, relatif tip mach sayısı, rotasyonel hız, sıcaklık, basınç, blade geometrisi, hız diagramı gibi tasarım parametrelerinin hesaplanmasında kullanılır. Aerodinamik hesaplamalardan sonra kompresör diski için stress hesaplamaları yapılır. Bunun için ANSYS yazılımından yararlanılmı?tır. ANSYS kullanımı ile tasarlanan parça üzerinde sıcaklık ve stres dağılımı ve tip açıklığı bulunmu? olur. Bu adımdan sonra tüm motorun dönme hareti kar?ısında nasıl tepki verdiğini ve olu?an yükler altındaki davranı?larını incelemek üzere DyRoBeS yazılımı ile basit rotordinamik analizi yapılır. This project is a joint effort of Volvo aero, Chalmers University of Technology AND Istanbul Technical University. The aim of this work is to develop a systematic approach for multidisciplinary high pressure transonic axial compressor?s initial design. Several aspects have to be taken into account when establishing a new compressor design. Apart from developing a successful aerodynamic design that provides high efficiency and maintaining a design that allows manufacturing at a reasonable cost, structural dynamics and rotor dynamic considerations have to be taken to ensure a mechanically stable operation. It is quite common that a seemingly well designed compressor exhibits rotor dynamic instability at some rotational speed and that this requires re-designing the machine.This report presents the initial results of a multidisciplinary conceptual design of a five stage transonic high pressure compressor that has an overall pressure ratio of 4.46, 401.452K inlet temperature, 132.862KPa inlet pressure and 14.1832 kg/s mass flow.Basic parameters such as blade masses, disc stress calculation and conceptual disc design were carried out using existing tools and analytical techniques. The work consists of setting up a basic Finite Element (FE) model using the ANSYS software and subsequently a basic rotor dynamic model in the DyRoBeS tool. In order to evaluate these parameters, basic aerodynamic theory of the axial flow compressor was used.The work starts with a brief introduction to the fundamentals of gas turbine theory and results in a basic aerodynamics design. The aerodynamic theory of the axial flow compressor is used to calculate design parameters, for example inlet and exit axial Mach numbers, relative tip Mach number, rotational speed, temperature and pressure for all stages, geometrical parameters, velocity triangles, etc. After the aerodynamic calculation stress calculation for compressor disks follows. This basic non-linear analytic procedure is followed by creating whole blisk shape to use for ANSYS software to create the basic FE model. The using ANSYS determine temperature and stress distribution and tip clearances. After this step, a basic rotor dynamic model in the DyRoBeS tool is established to correctly continue the analysis and to learn the behaviour of the compressor during operation at high speed. 88

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2012, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2012, Günümüzün en hayati önem taşıyan meselelerinden bir tanesi : ihtiyaç duyulan ve vazgeçilmez olan enerjinin sürekli, kaliteli ve güvenli olarak sağlanabilmesidir. Malesef fosil yakıtlar dünya genelinde, gerek ısınmada gerekse yakıt olarak çok geniş bir kullanım alanına sahiptir. Rüzgar enerjisinin kullanılabilmesi, rüzgar rejimine, rüzgar milinin yerleştirildiği yüksekliğe ve enerji üretim sisteminin boyutlarıyla ilişkilidir. Rüzgar enerjisi gibi alternatif enerjiler sayesinde, kömür ve petrol gibi ithal enerji kaynaklarına bağlı olarak üretim yapan ülkelerde kendilerine yeter hale gelebilirler. Rüzgar enerjisinin kullanımının faydaları aşağıdakiler gibi özetlenebilir. Öncelikle rüzgâr enerjisi temizdir. Gürültü kirliliği haricinde herhangi bir çevre kirliliği yaratmaz.Rüzgar enerjisi göreceli olarak iş gücünün yoğun olduğu ve yeni iş olanakları yaratan bir alandır. Rüzgar enerjisi uzak veya şebekenin yaygın olmadığı bölgelerde depolamak üzere veya dizel motorla birlikte kullanılarak yakıt tasarrufu sağlamaktadır. Yenilenebilir enerji kaynakları arasında rüzgâr enerjisi özellikle son yıllarda ilgi görmekte ve gelişmektedir. Günümüze gelene kadar rüzgar enerjisi, kırsal alanda elektrik enerjisi elde etme ve su pompalama amaçları ile kullanım alanı bulmuştur. Son yıllarda ise alternatif bir enerji üretim kaynağı olarak enerji sektöründe yerini almıştır. Rüzgâr türbinleri, rüzgârdaki kinetik enerjiyi önce mekanik enerjiye daha sonra da elektrik enerjisine dönüştüren sistemlerdir. Bu teknoloji, aerodinamik, meteoroloji, mekanik, elektrik gibi birçok konuyu içinde barındırır. Bu çalışmada yatay eksenli bir rüzgar türbini palasının dinamik analizi yapılmıştır. Rüzgar türbinlerinin tarihi gelişimleri incelenmiş, geçmişten günümüze katettikleri yolla birlikte gelişen teknoloji gözlenmiş, türbinlerin günümüzde sahip oldukları özellikler ve enerji üretimindeki önemleri belirtilmiştir. Rüzgardan enerji elde ediminin önemli parametreleri gözden geçirilmiş, Türkiye’nin rüzgar enerjisi potansiyeline değinilmiştir. Yatay eksenli bir rüzgar türbininin hareket denklemlerini çıkarabilmek adına türbine etki eden kuvvetlere değinilmiş ve kuvvetlerin denklemleri türetilmiştir. Türbin palasının flaplama(aşağı-yukarı), lead-lag(ileri-geri) ve feathering(yunuslama) hareketleri incelenmiş, bu hareketleri oluşturan kuvvetler belirlenmiş ve hareket denklemleri türetilmiştir. Temsili olarak 8.4 metrelik bir rüzgar türbini palası üzerinde kuvvetler örneklendirilmiştir. Türbin değişik hızlarda operasyon yaptığında, değişik açılarla yaw(türbinin başını rüzgar yönüne dönmesi) hareketi sergilediğinde ve çapraz yönden esen değişik hızlardaki rüzgara maruz kaldığında palanın davranışı eğilme momentleri gözlemlenerek incelenmiş ve sonuçlar çıkarılmıştır, One of the most important issues of our time is the secure, sustainable and quality supply of the world’s energy requirements. Fossil resources have a considerable role in the global demand of fuel and energy. Also fossil fuel resources are unevenly distributed with certain countries enjoying ample reserves while other consuming nations have very limited supply of these resources. The finite nature of this supply source, the environmental constraints and the significant financial requirements of developing fossil resources are forcing most nations to review their energy strategies and to take urgent measures to reduce their dependency on this energy source. These measures can be classified as follows: reducing the share of petroleum in the energy mix; energy preservation and more efficient use available energy resources; development of renewable energy sources and implementation of attractive new technologies. The development of wind power engines among alternative renewable energy sources has been phenomenal in recent years. Traditionally, wind power was harnessed for energy supply to remote rural areas and especially for driving water pumps. More recently, however, the more widespread use of wind power as an alternative energy source has emerged in most countries taking its place as a more predominant contributor in the energy sector. Wind turbines are systems designed to convert the kinetic energy found in the wind into first mechanical energy and then into electricity. The technologies involved mainly include aerodynamics, meteorology, mechanics, and electricity. The viability of wind energy is related to various factors including the wind regime, the wind tower height and the nature of the energy productions systems. These variables also depend on each other; for example wind speeds increase with altitute, so the higher the tower, the higher the speeds that can be harnessed from the wind. Countries that have favorable wind resources are particularly interested in these technologies since wind energy solutions can contribute to a country’s desire to reduce dependence on imported resources such as coal and petroleum in quest for self-sufficiency. The advantages provided by wind energy can be summarized as follows. Wind energy is classified as a relatively clean energy. Aside for its noise characteristics, wind energy does not generate any environmental pollution. A modern 600kW wind turbine can be a substitute for a coal fired power plant that would otherwise generate about 1200 tons of carbondioxide yearly.Furthermore, wind energy is an aboundant and renewable energy source in countries which are favorably located for it. Turkey is well endowed with wind energy resources and can develop this energy source to reduce its dependence on imported energy sources. Wind power facilities typically occupy 1% of the spaces where they are located. The energy required to erect a wind turbine facility can be recouped in a period as short as 3 months. For countries like Turkey that present such immediate and growing demand for energy, this is also an attractive feature of the resource. The development of new wind energy technologies and the implementation of wind farms can also create opportunities for a qualified workforce. In the areas where ample wind resources are available, wind energy production can be very competitive on a price per kwh produced with other conventional energy sources. In areas where the electricity networks are remote, wind energy can be used to complement diesel engines for improving fuel efficiencies. In certain coastal regions which do not have sanitary drinking water, wind turbines can be used to desalinate sea water. One of the objectives of the energy sector is to increase the competitiveness of the wind turbines and wind projects. In order to increase efficiencies, turbine designers and manufacturers have focused on reducing production as well as other costs involved in the implementation and operation of wind projects. Efficiencies are measured in the ultimate cost of the electricity produced which mainly depends on factors such as the characteristics of the wind resource, the cost of the land on which the turbines are based, and other financial factors. Feasibility studies for each wind project are based on projections. The design characteristics of the wind turbines are used in combination with the wind speed, direction, and regime profiles gathered through surveys conducted for each target area. Based on these projections, engineers can assess the quantity, nature and profile of the electricity to be produced by each designed turbine. Most of the costs associated with wind energy are the initial investment costs in the equipment and the installation of wind turbines. Coal or oil powered production plants rely on expensive feedstock to produce electricity. Hydroelectric plants rely on water, which is a renewable resource as well but also can be sold on its own for irrigation or other uses. Since wind is mostly free, once the projects are implemented no additional fuel expenses are necessary for generating electricity. But unlike water, coal or oil, wind cannot be stored. Wind energy projects depend on a constant and reliable flow of wind to be feasible. Weather forecast are an integral part of wind projects. As the cost of wind turbines are the most important aspects of the investments and on-going operations of wind projects, turbine design that optimizes the use of available wind resources becomes the most critical aspect of the development of wind energy. Wind turbines when in operation produce noise. In densely populated areas, these noise levels can be troublesome. In modern wind turbines, noises generated by mechanical equipment have been mostly reduced. Meanwhile, work on reducing the aerodynamic noises related to the blades continues. Furthermore, as technologies improve, the production capacities of modern turbines are constantly increasing with higher capacity larger turbines replacing those with smaller capacities. Certain wind mills and their turbines are thought to change the landscape and disturb the appeal of picturesque regions. Therefore, if a wind project is to be implemented, it is necessary to receive the approval of local populations affected by the new developments. Offshore wind turbine technologies are also being developed rapidly and these can be positioned in remote areas. In these cases, developers can be less concerned with disturbances to regional populations living in the vicinity of the wind facilities. In other words, wind turbines will produce electricity as long as the wind blows at the required speeds with the desirable characteristics. When wind speeds and characteristics are no longer ideal, the turbines will stop and the energy cannot be generated. This is why wind energy cannot on its own meet the requirements of the energy sector as a reliable continuous supply of ample energy. Instead, wind energy is one of the alternative supply sources in the overall energy mix. Nevertheless, wind energy remains one the most attractive source of clean energy due to its other characteristics. Turbine designers’ objective is to can maximize electricity production for the given wind characteristics which often push them to create turbines with higher towers, greater capacities, better overall efficiencies and with lower manufacturing and operating costs. Countries that possess diversified and well balanced energy supply sources can most effectively utilize their electricity generation capacity. Typically, energy efficient countries benefit from highly developed electricity grids where alternative energy sources can be commissioned and added back and forth effectively. Although efficient designs shall maximize the output of electricity from a given installed capacity and wind energy resource, the electricity transmission and distribution system, the grid, should also be planned and developed to match the supply with the demand profile for electricity. In this study, the dynamic analysis of a horizontal wind turbine blade is investigated. After an introduction to the historyof wind turbine development, its technological progress is reviewed, and the characteristics of current wind turbines and their role in energy production is presented. The parameters involved in wind energy are considered and the wind energy potential of Turkey is put in perspective. In order to derive the equations of motion of a horizontal axis wind turbine blade, the forces acting on the blade is explained. After analysing blade motion behaviors like flapping, lead-lag and feathering,the forces causing these motions are determined. In the study, the forces acting on a 8.4 meter long wind turbine blade areconsidered as an example. Forces acting on the blade due to flapping, lead-lag and feathering are observed. Different operating situtations like, slow-fast rotating, yaw ratio, crosswind speed and pitch angle are studied by observing moments of bendings., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu tezin konusu İstanbul Teknik Üniversitesi Kontrol ve Aviyonik Laboratuvarı tarafından yürütülen ve TUBİTAK tarafından desteklenen ITU pSAT II uydu projesinin yapısal altsistemiyle alakalıdır.Bu tez, genel olarak küp uydular hakkında kısa bir tarihçe vererek başlıyor ve sonra özel olarak ITUpSAT I'i tanımlıyor. İkinci bölüm Türkiye'nin ikinci küp uydusu olan ITU pSAT II'nin pek çok alt sistemi hakkında bilgi veriyor.Üçüncü bölüm özel olarak ITU pSAT II projesinin yapısal alt sistemi üzerinedir. Bu bölümde, uyduların tasarım felsefesi, fırlatma aracı, ayrılma sistemi, küp uydu standartları, uydunun yapısal ve fiziksel gereksinimleri ve malzeme ve fırlatma yükleri hakkında bilgi verilmiştir.Dördüncü ve beşinci bölümler küp uydular ve özellikle de ITU pSAT II yapısı için düşünülen iki farklı konsept tasarımı hakkındadır. Her ikisi içinde modelleme analizler ve sonuçlar tartışılmış ve sonuç olarak bunlardan biri seçilmiştir. This thesis is about the structure and mechanism subsystem of the ITU pSAT II satellite project of Control and Avionics Laboratory of Istanbul Technical University Aeronautics & Astronautics Faculty and supported by TUBITAK.This thesis will start by giving a brief history of cubesats in general, and then describes the specifically ITUpSAT I. Second chapter gives information about several subsystems of the second cubesat project in Turkey, ITU pSAT II.Third chapter is about specifically structural subsystem of the project ITUpSAT II. In this chapter, brief information is given for design philosophy of a satellite, launch vehicle, and deployment system, cubesat standardization, structural and physical requirements of the satellite and material and launch loads.Fourth and fifth chapters describes these two different concept design that built for cubesats and specifically ITU pSAT II. Modeling, analyzing and results are discussed for both of them and one is selected finally. 79

Günümüzde kullanım alanları oldukça genişleyen piezoelektrik malzemeler, araştırma ve geliştirme için uygun konu olarak algılayıcı, kumanda elemanı ve akıllı yapıların kullanımında sıklıkla karşımıza çıkmaktadırlar. Piezoelektrik malzemeler elektriksel alana maruz kaldıklarında boyutlarında değişiklikler olmakta ve tersi durumda boyutsal şekil değişikliklere zorlandıklarında da elektrik sinyalleri üretmektedirler. Mekanik gerilmeye maruz kaldıklarında elektrik alan 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. 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 bir kirişin farklı sınır koşulları ve farklı yükler altında titreşim analizinin yapılması amaçlanmaktadır. Buna bağlı, piezoelektik yamalı bir kirişin Euler-Bernoulli Kiriş Teorisi ve Timoshenko Kiriş Teorisi göz önünde bulundurularak şekil fonksiyonu ve şekil kontrol analizleri yapılmıştır. Farklı sınır koşulları için kiriş davranışının inceleneceği teorik çalışmada, piezoelektrik yama yer değişimi etkisi ve farklı voltaj uygulamlarının sonuçları araştırılmıştır. Piezoelektrik yama içeren, farklı sınır koşullarına maruz kalmış bir kirişin hareket denklemleri çıkartılmış ve doğal frekans hesapları yapılmıştır. Teorinin literatür çalışmaları ile doğrulanmasının amaçlandığı bu çalışma ile ülkemizde piezoelektrik malzeme teknolojisinin geliştirilmesi; bu sayede bilim ve mühendislik alanlarında kullanımının daha da yaygın hale gelmesi sağlanacaktır. Piezoelectric materials have been affirmative subjects to be investigated and very popular in engineering applications in the latest researches. Piezoelectric structures are commonly less rigid, so they are more sensitive to enormous vibration problems and that is why they are increasingly needed for aerospace applications, likewise they provide new important capabilities in military and civilian aerospace applications. In particular, there are plenteous studies, which are aimed to estimate to control the vibration characteristics of structures with piezoelectrics. In this thesis, first of all, shape analysis and control of a beam with piezoelectric patches are examined with considering both Euler Bernoulli Beam Theory (EBT) and Timoshenko Beam Theory (TBT). In the determination of structural models, all solutions are performed analytically to a beam subjected to different boundary conditions. Moreover, the effects of not only different voltage but also piezoelectric patch position on frequency and on shape functions of beam are interrogated. With a view to control the shape of beam in a good manner and obtaining better results, the errors are minimized. Furthermore, how the piezoelectric patches can impose the shape of a beam is shown by the obtained solutions. In addition to all, equations of motion and natural frequencies of beams with piezoelectric patches are achieved by means of Euler Bernoulli Beam Theory (EBT). 113

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2011, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2011, Günümüzde kullanım alanları oldukça genişleyen piezoelektrik malzemeler, araştırma ve geliştirme için uygun konu olarak algılayıcı, kumanda elemanı ve akıllı yapıların kullanımında sıklıkla karşımıza çıkmaktadırlar. Piezoelektrik malzemeler elektriksel alana maruz kaldıklarında boyutlarında değişiklikler olmakta ve tersi durumda boyutsal şekil değişikliklere zorlandıklarında da elektrik sinyalleri üretmektedirler. Mekanik gerilmeye maruz kaldıklarında elektrik alan 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. 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 bir kirişin farklı sınır koşulları ve farklı yükler altında titreşim analizinin yapılması amaçlanmaktadır. Buna bağlı, piezoelektik yamalı bir kirişin Euler-Bernoulli Kiriş Teorisi ve Timoshenko Kiriş Teorisi göz önünde bulundurularak şekil fonksiyonu ve şekil kontrol analizleri yapılmıştır. Farklı sınır koşulları için kiriş davranışının inceleneceği teorik çalışmada, piezoelektrik yama yer değişimi etkisi ve farklı voltaj uygulamlarının sonuçları araştırılmıştır. Piezoelektrik yama içeren, farklı sınır koşullarına maruz kalmış bir kirişin hareket denklemleri çıkartılmış ve doğal frekans hesapları yapılmıştır. Teorinin literatür çalışmaları ile doğrulanmasının amaçlandığı bu çalışma ile ülkemizde piezoelektrik malzeme teknolojisinin geliştirilmesi; bu sayede bilim ve mühendislik alanlarında kullanımının daha da yaygın hale gelmesi sağlanacaktır., Piezoelectric materials have been affirmative subjects to be investigated and very popular in engineering applications in the latest researches. Piezoelectric structures are commonly less rigid, so they are more sensitive to enormous vibration problems and that is why they are increasingly needed for aerospace applications, likewise they provide new important capabilities in military and civilian aerospace applications. In particular, there are plenteous studies, which are aimed to estimate to control the vibration characteristics of structures with piezoelectrics. In this thesis, first of all, shape analysis and control of a beam with piezoelectric patches are examined with considering both Euler Bernoulli Beam Theory (EBT) and Timoshenko Beam Theory (TBT). In the determination of structural models, all solutions are performed analytically to a beam subjected to different boundary conditions. Moreover, the effects of not only different voltage but also piezoelectric patch position on frequency and on shape functions of beam are interrogated. With a view to control the shape of beam in a good manner and obtaining better results, the errors are minimized. Furthermore, how the piezoelectric patches can impose the shape of a beam is shown by the obtained solutions. In addition to all, equations of motion and natural frequencies of beams with piezoelectric patches are achieved by means of Euler Bernoulli Beam Theory (EBT)., 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.

Bu çalışmada tasarlanmış vakum tüplü güneş enerjili kurutucu kullanılmıştır. Gıda sektöründe baharat olarak kullanılan yassı yapraklı ürünler (nane, maydanoz ve defne) vakum tüplü güneş enerjili kurutucuda kurutulmuştur. Kurutma işlemi Karabük il şartlarında gerçekleşmiştir. Kurutma farklarını belirlemek amacıyla birçok yöntemler kullanılmıştır. Bu yöntemler doğal sirkülasyonlu, cebri sirkülasyonlu fırında kurutma ve güneş altında kurutma şeklindedir. Kurutma deneyleri sırasında her bir ürün için 50 g numune alınarak deneye başlanmıştır. Kurutma deneyine başlamadan önce ürünler etüv fırınında kurutularak, tam kuru ağırlık miktarları belirlenmiştir. Bu değerler nane, maydanoz ve defne için sırasıyla 12,26 g, 13,75 g ve 23,84 g'dır. Doğal sirkülasyonlu kurutucudaki deney sonucunda, ürünlerin ağırlıkları nane, maydanoz ve defne için sırasıyla 14,96 g, 16,16 g ve 30,78 g'dir. Cebri sirkülasyonlu kurutucudaki deney sonucunda, ürünlerin ağırlıkları nane, maydanoz ve defne için sırasıyla 14,02 g, 14,63 g ve 27,41 g'dir. Kurutma sırasında kurutucu içindeki nem değerinin artmasıyla birlikte kurutucu havası klape aracılığıyla dış ortama tahliye edilerek nem kontrolü sağlanmaya çalışılmıştır. Tasarlamış olduğumuz güneş enerjili kurutucu ile sergide kurutma arasında gerçekleşen enerji ekserji analizi yapılarak sistemin verimliliği belirlenmiştir. Kurutulmuş ürünlerin kurutulma işlemleri sırasında karşılaşılan problemlere çözümler aranmıştır. Designed vacuum tube solar dryer was used in this study. Used as a spice in the food sector, flat-leaf products (mint, parsley and bay) were dried with vacuum tube solar dryer. The drying process conditions were the province of Karabük. Drying of many methods used to determine differences. These methods are the natural circulation, forced circulation drying and drying is drying under the sun. Drying tests of samples taken during the experiment was started at 50 g for each product. Drying oven with oven-dried products before the start of experiment, the full amount of dry weight was determined. These values are mint, parsley and bay, respectively, 12.26 g, 13.75 g and 23.84 g. As a result of the natural circulation experiment kurutucudaki, weights of products, mint, parsley and bay, respectively, 14.96 g, 16.16 g and 30.78 g. That dryers with circulation as a result of the experiment, weights of products, mint, parsley and bay, respectively, 14.02 g, 14.63 g and 27.41 g. Solar-powered dryer energy efficiency, natural circulation, forced circulation drying drying %17,3estimated at %26. Sought solutions to the problems encountered during the drying process of dried products. 83

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Çalışmada öncelikle filo ataması problemi için önerilen iki model ve bu modellerin çözümünde kullanılan karmaşık tamsayı programlama ve karmaşık tamsayı programlama çözüm teknikleri açıklanmıştır. Teknikler için verilen örnekler el ile çözülüp, yazılan kodlar ile karşılaştırılmış, bu sayede kodun güvenilirliği teyit edilmiştir. Filo ataması probleminin ayrıntılı olarak açıklanabilmesi için bir örnek model kullanılmıştır. Örnek model için filo ataması probleminin en başı olan maliyet analizinden, filo tiplerinin önceden belirlenmiş uçuşlara atanmasına kadar olan tüm konular ayrıntılı olarak incelenmiş, böylelikle ileride bu konu üzerinde çalışacaklar için önemli bir kaynak oluşturulmuştur. Filo ataması probleminin modellenmesinde kullanılan karmaşık tamsayılı programlama tekniğinin çözümü için dört adet teknik kodlanmış ve sonuçlar karşılaştırılmıştır. Bu yöntemler sırasıyla yorucu numaralama, dal ve sınır algoritması, Gomory kesme düzlemi yöntemi ve genetik algoritmadır. Çalışma aynı zamanda filo atamasından sonraki aşama olan uçak atama problemi için bir ön çalışma mahiyetindedir. Çünkü filo ataması probleminin çözüm kalitesi, uçak atama probleminin başarısı için önemli bir parametredir., In this study the first aim is to explain the fleet assignment problem and the two different and major models from the literature. Second, the mathematical model, mixed integer programming, which is commonly used to model the fleet assignment is explained in detail. The techniques which are used for mixed integer programming are examined and coded and some developments are made upon them. The techniques are used in solution to some small problems and the results are compared to the results of the codes outcome. By this, the verification of the code is done. To examine fleet assignment problem in detail, a sample model is used. For this sample model, fleet assignment problem is examined throughly, from the cost analysis, to the assignment of the fleet types, so this study is a great source for the subsequent researchers on this subject. The mixed integer programming, which is used in modelling the fleet assignment problem, is solved with four solution techniques. These techniques are, in order, exhaustive enumeration, branch and bound, Gomory cuts, and genetic algorithms., 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 çalışmada uçak kanadına keyfi kesite sahip, tek hücreli ince cidarlı bir kiriş modeli uygulanarak serbest titreşim davranışı incelenmiştir. İnce cidarlı kompozit kiriş yapısal modeli enlemesine kesme, malzeme anizotropisi, ve çarpılma kısıtlaması gibi çeşitli klasik olmayan etkilere maruz kalmaktadır. Kanat modelinin hareket denklemlerini ve sınır koşullarını elde etmek amacı ile 3-boyutlu elastisite için Hamilton prensibi kullanılmıştır. Belirli katman özelliklerine sahip Çevresel Simetrik Katılık (ÇSK) ve Çevresel Asimetrik Katılık (ÇAK) adı verilen iki konfigürasyon uygulanarak, hareket denklemleri elde edilmiş, ardından dış yükler sıfır alınarak serbest titreşim incelenmiştir. Dikdörtgen tek hücreli kesite sahip ince cidarlı kirişin geometri ve malzeme özellikleri literatürden alınarak, Mathematica paket programı ile yazılmış olan kodlar yardımıyla doğal frekanslar hesaplanmıştır. Bunun yanında, ÇSK konfigürasyonuna sahip kiriş için elde edilmiş olan denklemler Diferansiyel Dönüşüm Metodu adı verilen ve Taylor seri açılımına bağlı olan bir teknik ile de çözülmüştür. Sonuç olarak hesaplanan değerler çeşitli grafik ve çizelgelerde gösterilerek, literatür ile karşılaştırılmış ve iyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir., In the present study, the aircraft wing is modeled as a single-cell of arbitrary cross-section thin-walled composite beam. Free vibration behavior of the aircraft wing is investigated by means of employing this model. The structural model of the thin-walled composite beam takes the interferences created by a number of non-classical effects such as transverse shear, material anisotropy and warping restraint into consideration. Hamilton’s principle for 3-D elasticity theory is used in order to derive the equations of motion and the associated boundary conditions. After implementing specific lay-ups referred to CUS (circumferentially uniform stiffness configuration) and CAS (circumferentially asymmetric stiffness configuration) in the present study, equations of motion are derived, later than setting external forces zero, free vibration is examined. Geometrical and material properties of a rectangular cross-section of single-cell beam are taken from the literature. Computer codes are written in Mathematica and natural frequencies are calculated using these codes for both lay-ups. Besides, for CUS configuration in order to solve the equations of motion another technique called differential transform method (DTM) which is based on Taylor series expansion is used. 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, 2009, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2009, Bu çalışmada, dönen hava yapıların titreşim analizi yapılmış ve sistem kontrolü sağlanmıştır. Çalışmada ilk olarak, kontrol sistemi tanımlanmış ve bir kontrol sisteminin modellenmesi için gerekli adımlar anlatılmıştır. Buna ilaveten, bu çalışmada kullanılan kontrol sisteminin oluşturulması için gerekli adımlar anlatılmıştır. Daha sonrasında dönen ve dönmeyen durumda ankastre bir kirişin hareket denkleminin çıkarılışı Euler-Bernoulli kiriş teorisiyle birlikte bulunmuştur. Bu sırada Newton yaklaşımından yaralanılmıştır ve sonrasında diferansiyel dönüşüm yönteminin kuralları detaylı bir şekilde anlatılmıştır. Son olarak dinamik denklemler ve daha önce diferansiyel dönüşüm yöntemi yardımıyla bulunan yapısal parametrelerle dönen ve daralan, ankastre Euler-Bernoulli kirişinin titreşim kontrolü gerçekleştirilmiştir. Bulunan sonuçlar literatürdeki çalışmalarla karşılaştırıldığında, kullanılan kontrol sisteminin kirişin belli bir konuma oturtulmasında ve bu sırada oluşun titreşimleri sönümlemede başarılı olduğu görülebilir. Ayrıca, artan yükseklik daralma oranının kirişin belli bir pozisyona otururken oluşan maksimum aşımda arttırıcı bir etkisinin olduğu ve öte yandan bu sırada kiriş ucunda oluşan titreşim genliğinde azaltıcı bir etkisi olduğu görülebilir., In this study, vibration analysis and system control of aeronautical structures has been examined. Firstly, control system has been defined and the steps used for modelling a control system have been introduced. In addition to this, some extra informations to develop controlling model used in this study have been given. Afterwards, assumpions for Euler-Bernoulli beam theory have been mentioned and equation of motions for both non-rotating and rotating clamped-free beams with beam theory of Euler-Bernoulli have been found. For derivation of formulations Newton approach has been used. The rules of differential transform method also have been mentioned. And finally, by using dynamic equations and structural parameters which are found by using differential transform method, vibration control of rotating, tapered, clamped-free Euler-Bernoulli beam has been done. When obtained results are compared with the existing results in the literature, it is seen that the designed control system is successful for both positioning of beam and suppression of beam tip vibration. Moreover, it can be easily seen that the increasing height taper ratio has positive effect on beam rotational overshoot. On the other hand, it has lowering effect on amplitude of beam tip vibration., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu çalışmada; çok yakında doğalgaz kullanımına geçecek olan Giresun ilinde, ısıtmada kullanılan yakıtların çevresel etkilerinin yarattığı sonuçları irdelenmiş, maliyetler açısından avantaj ve dezavantajları doğalgaz ile karşılaştırılmıştır. Meteoroloji il müdürlüğünden alınan 1975?2005 yıllarına ait meteorolojik olaylar raporu, ilin coğrafi konumu dikkate alınarak incelenmiş, hangi aylarda, ortalama sıcaklığa, rüzgâr hızına ve rüzgâr yönüne bağlı olarak hava kirliliğinin yoğunlaştığı tespit edilerek yorumlanmıştır. Çalışmada ayrıca ilde faaliyet gösteren yetkili kömür ithalatı yapan işletmelerden bahsi gecen yakıtların kimyevi özellikleri alınmış, işletme tarafından birim fiyatları tespit edilmiştir. Yapılan hesaplamalarda, mesken mahaller için yakıt olarak doğalgaz seçildiğinde hava kirliliğinin minimum seviyelerde olduğu, ayrıca mesken mahal sahiplerine, ekonomik yönden daha avantajlı olduğu saptanmıştır. With this work; effects to the environment of the fuel used in Giresun city, which is going to begin using natural gas soon, taken in hand, compared with natural gas in terms of advantages and disadvantages of costs. The Meteorology report, which was taken from the City Meteorology Office about the activities between the years 1975 and 2005, analised by noticing the georaphical position of the city, air pollution?s density was detected and interpreted monthly according to the average temperature, the speed and direction of wind. Also in this work fuels chemical properties were taken from responsible importer companies and unit prices were detected by these companies. With the calculations it is seen that, when natural gas is choosen as fuel in for bullt-up areas, the air pollution is going to be in minimum levels, also has more 70

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.

Bu çalışmada, dönen hava yapıların titreşim analizi yapılmış ve sistem kontrolü sağlanmıştır. Çalışmada ilk olarak, kontrol sistemi tanımlanmış ve bir kontrol sisteminin modellenmesi için gerekli adımlar anlatılmıştır. Buna ilaveten, bu çalışmada kullanılan kontrol sisteminin oluşturulması için gerekli adımlar anlatılmıştır. Daha sonrasında dönen ve dönmeyen durumda ankastre bir kirişin hareket denkleminin çıkarılışı Euler-Bernoulli kiriş teorisiyle birlikte bulunmuştur. Bu sırada Newton yaklaşımından yaralanılmıştır ve sonrasında diferansiyel dönüşüm yönteminin kuralları detaylı bir şekilde anlatılmıştır. Son olarak dinamik denklemler ve daha önce diferansiyel dönüşüm yöntemi yardımıyla bulunan yapısal parametrelerle dönen ve daralan, ankastre Euler-Bernoulli kirişinin titreşim kontrolü gerçekleştirilmiştir. Bulunan sonuçlar literatürdeki çalışmalarla karşılaştırıldığında, kullanılan kontrol sisteminin kirişin belli bir konuma oturtulmasında ve bu sırada oluşun titreşimleri sönümlemede başarılı olduğu görülebilir. Ayrıca, artan yükseklik daralma oranının kirişin belli bir pozisyona otururken oluşan maksimum aşımda arttırıcı bir etkisinin olduğu ve öte yandan bu sırada kiriş ucunda oluşan titreşim genliğinde azaltıcı bir etkisi olduğu görülebilir. In this study, vibration analysis and system control of aeronautical structures has been examined. Firstly, control system has been defined and the steps used for modelling a control system have been introduced. In addition to this, some extra informations to develop controlling model used in this study have been given. Afterwards, assumpions for Euler-Bernoulli beam theory have been mentioned and equation of motions for both non-rotating and rotating clamped-free beams with beam theory of Euler-Bernoulli have been found. For derivation of formulations Newton approach has been used. The rules of differential transform method also have been mentioned. And finally, by using dynamic equations and structural parameters which are found by using differential transform method, vibration control of rotating, tapered, clamped-free Euler-Bernoulli beam has been done. When obtained results are compared with the existing results in the literature, it is seen that the designed control system is successful for both positioning of beam and suppression of beam tip vibration. Moreover, it can be easily seen that the increasing height taper ratio has positive effect on beam rotational overshoot. On the other hand, it has lowering effect on amplitude of beam tip vibration. 68

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Stabilizatör çubuklar süspansiyon sistemlerinin emniyet segmentlerinden olup, periyodik ve büyük statik yüklere maruz kalan bileşenlerdir. Hafif konstuksiyonların gereksinimlerini karşılamak durumundadırlar. Bu ancak iyi tasarlanmış çubukların yüksek dayanımlı ve özel malzemeler kullanılarak dikkatli bir şekilde imal edilmesi ile mümkün olabilir. İmal süreçlerinde başvurulacak bazı ek özel yöntemler, yüzeydeki gerilimin azaltılması konusunda avantaj sağlayabilir. Yük altındaki çubukların imalinde sağlanacak her türlü iyileştirme, sözkonusu yüzey gerilimini asgari düzeye indirgemeyi hedeflemektedir. Tez başlangıcında yeralan ve yorulma konusu ile ilişkili teorik açıklamalar içeren bölümlerden sonra stabilizatör parça kısaca tanıtılmaktadır, sonrasında ise farklı malzemeler kullanılarak imal edilen ve yüzey sertleştirme tekniğiyle mukavemetlendirilen numune parçalar karşılaştırılmalı olarak değerlendirilmektedir. Bu numunelerin yük altındaki davranışı deney ortamında defalarca test edilerek raporlanmıştır. Değişik tedarikçilerden temin edilen numuneler ayrı ayrı teste tabii tutulmuş ve toplanan veriler numune bazında kaydedilmiştir. Mekanik özelliklerinin yanısıra hammaddeleri de iyileştirilen numune parçaların deneysel sonuçlarıyla yetinilmemiş ve ANSYS programı ile analiz de yapılmıştır., Stabilizer bars belong to the components with the highest cyclic and superposed staticload and are the security segments of the suspension system. They have to fulfill therequirements of lightweight constructions. This is only possible, if high strengthmaterials with special properties are carefully manufactured to well designed roads and special additional treatments are carried out, which impose a advantageous residual stress profile in the surface layers of the roads. After a short theoretical view on the technical terms related to the fatigue topic, some aspects of the fatigue behavior of the stabilizer bars are presented. Then the fatigue properties of shot peened specimens made of different materials are discussed. Finally some results on the fatigue behavior of different kind of specimens at a very high number of load cycles are reported. Experiment results are also supported with ANSYS – FEA calculations, which are representing a different aspect. This mathematical approximation is made through those measurements in order to calculate the maximum equivalent stress values on the bends and possible fracture points on these meshed surfaces are indicated., Yüksek Lisans, M.Sc.

Stabilizatör çubuklar süspansiyon sistemlerinin emniyet segmentlerinden olup,periyodik ve büyük statik yüklere maruz kalan bilesenlerdir. Hafifkonstuksiyonların gereksinimlerini karsılamak durumundadırlar. Bu ancak iyitasarlanmıs çubukların yüksek dayanımlı ve özel malzemeler kullanılarakdikkatli bir sekilde imal edilmesi ile mümkün olabilir. mal süreçlerindebasvurulacak bazı ek özel yöntemler, yüzeydeki gerilimin azaltılmasıkonusunda avantaj saglayabilir. Yük altındaki çubukların imalinde saglanacakher türlü iyilestirme, sözkonusu yüzey gerilimini asgari düzeye indirgemeyihedeflemektedir.Tez baslangıcında yeralan ve yorulma konusu ile iliskili teorik açıklamalariçeren bölümlerden sonra stabilizatör parça kısaca tanıtılmaktadır, sonrasındaise farklı malzemeler kullanılarak imal edilen ve yüzey sertlestirme teknigiylemukavemetlendirilen numune parçalar karsılastırılmalı olarakdegerlendirilmektedir. Bu numunelerin yük altındaki davranısı deneyortamında defalarca test edilerek raporlanmıstır. Degisik tedarikçilerden teminedilen numuneler ayrı ayrı teste tabii tutulmus ve toplanan veriler numunebazında kaydedilmistir.Mekanik özelliklerinin yanısıra hammaddeleri de iyilestirilen numuneparçaların deneysel sonuçlarıyla yetinilmemis ve ANSYS programı ile analiz deyapılmıstır.Anahtar Kelimeler: Yorulma, Sonlu Elemanlar Yöntemi, ANSYS Stabilizer bars belong to the components with the highest cyclic and superposedstaticload and are the security segments of the suspension system. They have tofulfill therequirements of lightweight constructions. This is only possible, if highstrengthmaterials with special properties are carefully manufactured to welldesigned roads and special additional treatments are carried out, which imposea advantageous residual stress profile in the surface layers of the roads.After a short theoretical view on the technical terms related to the fatigue topic,some aspects of the fatigue behavior of the stabilizer bars are presented. Thenthe fatigue properties of shot peened specimens made of different materials arediscussed. Finally some results on the fatigue behavior of different kind ofspecimens at a very high number of load cycles are reported.Experiment results are also supported with ANSYS ? FEA calculations, whichare representing a different aspect. This mathematical approximation is madethrough those measurements in order to calculate the maximum equivalentstress values on the bends and possible fracture points on these meshed surfacesare indicated.Keywords: Fatigue, Finite Element Method, ANSYS 90

BİR HELİKOPTER PALİNİN DİNAMİK VE AEROELASTİK ANALİZİ ÖZET Bu çalışmada bir helikopter pali, dinamik ve aeroelastik açıdan incelenmiştir. Dinamik inceleme kapsamında ilk olarak kiriş teorileri hakkında temel bilgiler verilerek kiriş problemlerinde kullanılan hareket denklemlerinin çıkarımları yapılmıştır. Daha sonra bir helikopter pali; dönen, ankastre Euler-Bernoulli ve Timoshenko kiriş olarak modellenip bu kirişlerin serbest titreşimi, çeşitli problemler çözülerek incelenmiştir. Serbest titreşim incelemesi yapılan kirişler, tek veya iki düzlemde doğrusal daralan kirişler olmak üzere iki farklı geometride modellenmiştir. Simetrik kesitli kirişlerde düzlemdışı eğilme serbest titreşimi incelenirken tek eksene göre simetrik olan kesitlere sahip kirişlerde eğilme-burulma etkileşimli serbest titreşim incelemesi yapılmıştır. Mathematica bilgisayar programında yazılan kodlar ile kirişlerin frekansları hesaplanmış, mod şekilleri çizdirilmiş ve çeşitli parametrelerin, frekanslar üzerindeki etkileri incelenmiştir. Elde edilen sonuçlar, çeşitli tablo ve grafiklerde sunularak literatürdeki çalışmaların sonuçları ile karşılaştırmalar yapılmıştır. Literatürde karşılaştırma yapılacak çalışma bulunamadığı durumlarda ABAQUS sonlu elemanlar programı ile oluşturulan modellerin analiz sonuçlan, karşılaştırma için kullanılmıştır. Aeroelastik inceleme kapsamında helikopter pali, tam menteşeli rotor sisteminde rijit pal ve menteşesiz rotor sisteminde elastik pal olmak üzere iki şekilde modellenmiş ve askıda kalma durumunda kanat çırpma-gecikme, kanat çırpma-burulma ve kanat çırpma-gecikme-burulma kararlılıkları incelenmiştir. Elde edilen formüller, Mathematica programında kodlanarak kararlılık sınırlarını gösteren grafikler çizdirilmiştir. Dinamik ve aeroelastik inceleme kapsamında yapılan çalışmalarda problemlerin çözümü için çoğunlukla Diferansiyel Dönüşüm Yöntemi kullanılmıştır ve her iki bölümün sonuçlan, literatürle karşılaştırdığında sonuçlar arasında mühendislik açısından yeterli yakınsaklığın sağladığı gözlenmiştir. Anahtar Kelimeler: Daralan Kiriş, Düzgün Olmayan Kiriş, Kanat Çırpma- Gecikme Çırpınması, Kanat Çırpma-Burulma Çırpınması, Kanat Çırpma-Burulma Diverjansı, Tam Menteşeli Rotor, Menteşesiz Rotor xiv DYNAMIC AND AEROELASTIC ANALYSIS OF A HELICOPTER ROTOR BLADE SUMMARY In this study, dynamic and aeroelastic analysis of a helicopter blade is performed. In the dynamic analysis section, some basic information is given about beam theories and derivation of the equations of motion used in many beam problems are made first. Afterwards, a helicopter blade is modeled as rotating cantilever Euler-Bernoulli and Timoshenko beams and free vibration analysis of these beams is performed by solving several problems. The beams whose free vibration characteristics are inspected are modeled with two different geometries, tapered in one plane or double tapered. For the beams with symmetric cross sections, the flapwise bending free vibration analysis is performed and for the ones whose cross sections are symmetric only about one axis, the coupled flapwise bending-torsion free vibration analysis is performed. Computer codes are written in Mathematica and using these codes, natural frequencies are calculated, mode shapes are drawn and the effects of several parameters on the natural frequencies are investigated. The calculated results are tabulated in several tables and graphics and compared with the results in open literature. When a suitable study is not present in open literature to make comparisons, the considered beam model is created in the finite element pronram, ABAQUS, and results taken from ABAQUS are used for comparison. In the aeroelastic analysis section, a fully articulated rotor system with a rigid blade and a hingeless rotor system with an elastic blade are considered and flap-lag, flap-pitch, flap-lag-pitch stabilities in hover condition are studied. Computer codes are written in Mathematica and using these codes, graphics presenting the stability boundaries are plotted. Both in the dynamic and aeroelastic analysis sections, mostly the Differential Transform Method, DTM, is used to solve the equations of motion. When the results of both sections are compared with the ones in open literature, it is seen that they are in good agreement from an engineering point of view. Keywords: Tapered Beam, Nonuniform Beam, Flap-Lag Flutter, Flap-Pitch Flutter, Flap-Pitch Divergence, Articulated Rotor, Hingeless Rotor xv 150

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.

FAR 25 STANDARTLARINDAKİ UÇAĞIN KANAT ALTINA YERLEŞTİRİLEN HARİCİ YAKIT TANKININ UÇAĞIN FLUTTER KARAKTERİSTİĞİNE ETKİSİ ÖZET Ulaştırma uçakları tasarlanırken o günkü kullanım ihtiyaçları dikkate alınarak tasarlanmaktadır. Ulaştırma uçaklarının servis ömürlerinin uzatılması ve ihtiyaçların değişmesi ile birlikte uçakların ana yapısında değişikliğe gitmeden modifikasyonlar ile ihtiyaçlara cevap verecek duruma getirilmeye çalışılmaktadır. Bu modifikasyonlardan bir tanesi de uçağın faydalı taşıma yükünden ödün vererek kanat allına harici yakıt tankları yerleştirmek ve uçağın menzilini artırmaktadır. Taşıma yüzeylerinin altına yerleştirilen harici yüklerin uçağın aeroelastisite karakteristiğini değiştirdiği bilinmektedir. Aeroelastisite, mühendisler tarafından uçak tasarımında en önemli problemlerden biri olarak değerlendirilmektedir. Aeroelastisite, aerodinamik kuvvetler ile elastik kuvvetlerin etkileşimi ile bu etkileşim sonucunun uçak tasarımına etkisi olarak tanımlanmıştır. Aefoelastik etkileşimlerden biri olan flutter dinamik stabilite problemidir. Genellikle yatay aerodinamik yüklere maruz kalan, uçak kanatlan, kuyruk, ve kontrol yüzeyleri gibi yapılarda oluşur. Flutter' m oluşmasını sağlayacak olan deforme olmamış şekilden farklı olarak deforme olan yapıdan kaynaklanan aerodinamik yüklemelerdir. Flutter kritik hızı Uf ve wf frekansı, belirli bir yapının belirli bir irtifada, yoğunlukta ve sıcaklıkta uçtuğu durumda basit harmonik salınımlar yaptığı en düşük hız ve buna denk gelen frekanstır. Kanat şekli ve açıklık oramda flutter hızı ve karakteristiğinde önemli bir etken oluşturmaktadır. Kanat açıklığındaki azalma ve ok açısındaki artma flutter hızım yükseltirken, kanat açıklığının artması ve ok açısının azalması durumunda ( `-` ok açılan dahil ) flutter hızı düşmektedir. Uçak yapılarının flutter' a maruz kalması kaçınılmazdır. Ancak uçak tasannu sırasındaki amaç mümkün olan en hafif yapı ile en düşük flutter hızının uçuş zarfı dışında tutulmasıdır. ix EFFECTS OF EXTERNALLY MOUNTED FUEL TANKS ON THE FLUTTER CHARACTERISTIC OF AN AIRCRAFT, CERTIFIED ACCORDING TO THE FAR 25 SUMMARY Transport aircrafts are designed considering the current expectations from that aircraft during its service life. But nowadays many of the transport aircraft's service life is lenghten while mamtaining the new capabilities desired from that aircrafts by applying modifications. One of these modifications is mounting an external fuel tank with paying off from pay load but increasing the range of the aircraft. But it is known that mounting an external weight to the lifting surfaces produces aeroelastic problems. The term aeroelasticty has been applied by aerounatical engineers to an important class of problems in airplane design. It is often defined as a science which studies the mutual interaction between aerodynamic forces and elastic forces, and the influence of this interaction on airplane design. Flutter is most commonly encountered on bodies subjected to large lateral aerodynamic loads of the lift type, such as aircraft wings, tails, and control surfaces. Perhaps more characteristically than any other, it is an aeroelastic problem. Like divergence, the only air forces necessary to produce it are those due to deflections of the elastic structure from the undeformed state. The flutter or critical speed Uf and frequency wf are defined, respectively, as the lowest airspeed and the corresponding circular frequency at which a given structure flying at given atmospheric density and temprature will exhibit sustained, simple harmonic oscillations. Wing planforrn and aspect ratio also have significant effects on the flutter characteristics. Decreases in wing aspect ratio and increases in sweep tend to raise flutter speeds, whereas increases in aspect ratio and decreases in sweep, including sweep forward, reduce flutter speeds. Aircraft's structural lifting surfaces will be exposed the flutter but the considertion while designing the aircraft is keeping the flutter out of the flight envolope while maintaining the weight limitations. 50