Search

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

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

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

Rüzgar türbini, jet motorları, hava taşıtları gibi geniş kullanım alanlarına sahip olan kanatlarının geliştirilmesi, kullanıldığı yerlerdeki verimliliğin arttırılması açısından önemlidir. Kanat verimliliğini arttırmaya yönelik yapılan çalışmalardan birisi kanat üstü akış araştırmalarıdır. Kanat üstü akış, özellikle kanadın farklı hız ve hücum açılarında kaldırma ve direnç karakteristiğinin belirlenmesi açısından önemlidir. Literatürde kanat üstü akışı kontrol edebilmek için yapılan çalışmalar aktif ve pasif kontrol yöntemleri olarak ikiye ayrılmıştır. Aktif akış kontrol yöntemleri akışı kontrol edebilmek için bir mekanizmanın kullanıldığı, pasif akış kontrol yöntemleri de akışın yüzey geometrisini kullanılarak uygulanan kontrol yöntemleridir.Bu çalışmada, pasif akış kontrol yöntemi kullanılarak 165 mm kiriş uzunluğuna sahip üç farklı kanat profilinde 2 boyutta deneysel ve nümerik akış analizi yapılmıştır. Kullanılan kanatlardan ilki standart NACA 0018 kanat profilidir. İkinci tip kanat, üst yüzeyine boşluk açılmış NACA 0018 profiline sahip kanattır. Son kanat profili ise kiriş hizasından firar kenarının %66'sı kesilmiş NACA 0018 kanat profilidir. Deneysel çalışmalarda analizi yapılan kanat profilleri alüminyumdan imal edilmiş olup, lazer ışığında parlamayı engellemek amacıyla mat siyah renkte boyanmıştır. Deneyler, kapalı çevrim çalışan açık su kanalında PIV(Parçacık Görüntülü Hız Ölçümü) yöntemi kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Deney sonucunda Re=20.000'de yüksek ve düşük hücum açılarında akış alanının zaman ortalamalı hız vektörleri, akım çizgileri ve girdap eş eğrileri elde edilmiştir. Nümerik analizler ise literatürde sık kullanılan HAD(Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) programlarından biri olan ANSYS Fluent 14.5 kullanılarak yapılmıştır. Tüm kanat profilleri Re=20.000 ve Re=100.000 sayılarında ve α=0o, 1o, 2o, 3o, 4o, 5o, 6o, 7o, 8o, 9o, 10o, 11o, 12o, 13o, 14o, 15o hücum açılarında analiz edilmiştir. Türbülans modeli olarak Standart k-ω modeli tercih edilmiştir. Analizler sonucunda kanat profillerine ait akım çizgileri ve basınç konturları aynı Re sayısı ve farklı hücum açılarında ve aynı hücum açıları ve farklı Re sayılarında görsel olarak karşılaştırılmıştır. Ayrıca kanat profillerinin kendi aralarında ve farklı profiller arasındaki kaldırma katsayısı C_L, direnç katsayısı C_D, ve kaldırma katsayısının direnç katsayısına oranı C_L/C_D grafikleri ve sayısal ifadeleri de literatüre sunulmuştur. Improvement of airfoils widely used in such as wind turbine, jet engine, air vehicle etc. is important in terms of increasing of efficient in the place of use. Investigations of flow on airfoil are one of the researches aimed for increasing of airfoil efficiency. Flow on airfoil is important for the determination of drag and lift characteristic particularly in angle of attack and different speeds. In the literature, researches about controls of flow on airfoil are divided into two category as active and pasive flow control methods. While a mechanism is used in active flow control to control the flow, passive flow control is applied by using of the own geometry of the airfoil. In this study, three different type of airfoil having 165 mm cord length have been investigated in 2D both numerically and experimentally by using passive flow control method. First type of the airfoil is standard NACA 0018. The second one is NACA 0018 with cavity on upper surface. The last one is NACA 0018 removed %66 trailing edge to leading edge on upper surface. The airfoils utilized in the experimental researches have been manufactured from aluminium and painted matt black in order to avoid laser luminescence. The experiments were made in open water canal working close cycle by using of PIV(Particle Image Velocimetry) method. As result, vorticity contour, time oriented speed vectors and streamline images in Re=20.000 and low and high angle of attacks have been obtained from the experiments. Numerical analyzes were made by using of ANSYS Fluent 14.5 which is one of frequently used CFD(Computational Fluid Dynamic) softwares in the literature. All type of airfoils have been analiyzed at α=0o, 1o, 2o, 3o, 4o, 5o, 6o, 7o, 8o, 9o, 10o, 11o, 12o, 13o, 14o, 15o angle of attack and Re=20.000 ve Re=100.000. As turbulence model, Standart k-ω turbulence model was preffered. As result, Streamline and pressure contour imagines have been visually compared at some Re number and different angle of attack and at different Re number and sama angle of attack. Besides lift coefficient C_L, drag coefficient C_D and lift & drag coefficient ratio C_L/C_D graphics between the each other and the different airfoils are presented to the literature. 149

Türbomakina performansını etkileyen önemli etkenlerden birisi kanatçık etrafındaki ikincil akışlardır. Bu akışlar 3 boyutlu ve karmaşık bir halde kanatçık boyunca oluşmaktadır. Türbomakinalarda genellikle döner parçalarda kanat ucu boşluğu bulunmaktadır ve bu kanat ucu boşluğu, sıcaklıktan dolayı genleşme durumunda sabit rotor gövdesinde hasar oluşmasını engellemektedir. Kanat ucu boşluğu mekanik hasarları engellemesi açısından olumlu bir yapı iken, sızıntı vortekslerine sebep olması bakımından da aerodinamik performans düşüşüne sebep olmaktadır. Kanat ucu boşluğundaki bu sızıntı akışı, emme ve basma kenarları arasındaki basınç farkından dolayı meydana gelmektedir ve kanatçığın emme kenarında ani genişleme ile beraber pasaj akımına karışmaktadır. Sızıntı akışları kanat ucunda hareket ederken ani daralmadan dolayı sızıntı kabarcığı oluşumuna sebebiyet verirler ve bu sızıntı kabarcığının boyutu, kanat kalınlığına bağlı olarak değişmektedir. Literatürde sızıntı akışının performansa etkilerini azaltacak pasif kontrol yöntemleri bulunmaktadır. Özellikle oluk yöntemi ve oluk içerisine hava enjeksiyonu kompresör kademesi için denenmiş olup perdövites marjında (stall margin) iyileştirme sağlamıştır. Eksenel türbinler için oluk yapısı daha önce lineer kaskat için çalışılmış olup, stator ve rotor kademesini aynı anda içeren türbin tam kademesi için çalışılmamıştır. Tez kapsamında da parametrik oluk yapısı tam türbin kademesi için incelenmiş olup, toplam kayıpları azaltması öngörülen parametrik oluk yapısı belirlenmiştir.Araştırılacak olan oluk yapıları Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yardımıyla sayısal olarak incelenmiş; sıkıştırılamaz, daimi ve zamandan bağımsız RANS denklemleri HAD analizlerinde çözülmüştür. Kullanılan türbülans modeli daha önce bir çok defa türbomakina uygulamaları için doğruluğu kanıtlanmış SST k-ω türbülans modeli olup karmaşık üç boyutlu akış yapılarını çözmede başarılı bir modeldir.Geometrik katı modelde kanat ucu boşluğu ortalama olarak t/h= 0.8% oranına sahip olup, kanat ucu boşluğunun yüksekliği kord boyunca sabit değildir. Bu sebepten dolayı 7 farklı noktadan ölçüm alınarak ortalama kanat ucu yüksekliği 2.43 mm olarak belirlenmiştir. Bu kadar dar bir alandaki akış yapısının iyi anlaşılması için sık ve kaliteli bir çözüm ağı üretilmiş olup gerçek deney düzeneği AFTRT ile sonuçlar karşılaştırılarak çözüm ağından bağımsızlık çalışması yapılmıştır. Üç farklı çözüm ağı sırasıyla 4 milyon, 5.5 milyon ve 7 milyon eleman içermekte olup, orta sıklıktaki 5.5 milyon eleman içeren çözüm ağı sayısal çalışma için uygun bulunmuştur. Daha sonraki aşamalarda, olukların da geometriye eklenmesi ile beraber çözüm ağındaki eleman sayısı yaklaşık olarak 7.2 milyona çıkmaktadır. Rotor ve stator kanatçıklarının orta düzlemleri için basınç katsayısı doğrulaması yapıldıktan sonra oluk 3 farklı tipte (dikdörtgensel, ıraksak, yakınsak) ve 2 farklı yükseklikteki (g/τ=0.5 ve g/τ=1.0) oluk yapıları incelenmiştir. Sonuçlar incelendiğinde g/τ=0.5 yüksekliğindeki ıraksak ve yakınsak oluklarla aerodinamik performansta sırasıyla 1.91% ve 0.34% oranında iyileşme sağlanırken; özellikle oluk yüksekliği arttıkça türbin performansında düşüş gözlemlenmiştir. Yapılan incelemelerde oluğun performansa etkisinin, oluk içerisindeki akış yapısına direkt olarak bağlı olduğu belirlenmiştir. Özellikle dikdörtgensel oluklarda ve g/τ =1.0 yüksekliğine sahip oluklarda, oluk içerisinde hareket eden akış dönel hale gelmektedir. Bu tipteki akış emme kenarından ani genişleme ile pasaj akımına karışırken pasaj akımına yaptığı blokaj etkisi ile beraber emme kenarında toplam basınç katsayısında ve hız alanında düzensizliğe neden olmaktadır. Bu düzensizlik, sızıntı vorteksi ve pasaj vorteksinin karışım mekaniğini etkileyerek sızıntı vorteksinin çekirdeğini büyütmektedir. Aynı şekilde, g/τ=0.5 yükseklikteki oluklarda ise sızıntı vorteksi ile pasaj vorteksi veter hatta boyunca daha geç ayrılarak çekirdeğin büyümesine engel olmakta ve aerodinamik performansı arttırmaktadır.Ek olarak, farklı oluk tipleri için incelenen Q kriterinde vorteks alanları karşılaştırmalı olarak incelenmiştir. Farklı oluk tiplerine göre değişen vorteks yapılarının alanları incelendiğinde, kayıpların az olduğu ıraksak g/τ=0.5 oluk tipinde vorteks alanında 1.152% küçülme meydana gelirken; dikdörtgensel g/τ=1.0 oluk yapısının vorteks alanında 1.95%'lik bir büyümeye olmaktadır.Literatürde bir diğer kontrol yöntemi olan hava enjeksiyonlu oluk modeli türbin için de tez kapsamında sayısal olarak incelenmiştir. Daha önce sadece kompresör kademesi için denenen hava enjeksiyonu yöntemi g/τ=1.0 yüksekliğe sahip toplam 5 oluk genişliğindeki yapı için araştırılmıştır. Hava enjesiyonunun debisi, türbin ana hava girişi debisinin 1%'i kadar olup toplam performansa etkisi karşılaştırmalı olarak verilmiştir. Hava enjeksiyonunun, rotor kademesinde kanat ucu boşluğundaki akışı yönlendirmesinin yetersiz kaldığı ve 12% oranında ciddi bir performans düşüşüne yol açarak vorteks çekirdeğini büyüttüğü tespit edilmiştir.Pasaj vorteksi ve sızıntı vorteksi ters yönlerde dönerek oluşmaktadır, bundan dolayı sızıntı vorteks çekirdeğinin küçültülmesi ve zayıflatılması, pasaj vorteksini radyal yönde yukarı kaydırarak ana vorteks çekirdeğinin daraltılmasını sağlamaktadır.Literatürde türbin kademesi için gövdede pasif kontrol teknikleri ile ilgili olarak eksiklikler bulunmaktadır. Tez kapsamında rotor kademesindeki pasif kontrol tekniklerinin aerodinamik performans üzerindeki etkisi irdelenmiştir. In the scope of the thesis, the aerodynamic performance of axial gas turbine was investigated. One of the most important factors affecting turbomachinery performance is the secondary flows around the blade. These streams are formed in a 3D and they have complex form throughout the chord. Secondary flows in a turbine include Hub and Casing endwall vortices, Horseshoe vortex, Counter Vortex, and Passage vortex. Viscous losses (endwall boundary layers of hub and casing surfaces, airfoil profile losses, wake losses) are responsible for 25% of the turbine stage loss. The remaining 75% of the turbine stage losses are associated with the blade (rotor). The most significant contributor to this major rotor loss is due to tip clearances, which accounts for one-third of the total stage loss.In general, there is a tip gap above the rotating parts in Turbomachinery which prevents mechanical damage due to thermal expansion. The tip gap is a positive factor in terms of preventing mechanical damage, but also causes a decrease in aerodynamic performance because of leakage vortex. This leakage flow in the tip gap is induced by the pressure difference between the suction and pressure side; therefore, flow exits the suction side with a high velocity at an oblique angle relative to the passage flow and interacts with the incoming passage flow which causes the leakage vortex to roll up into a vortical structure. Leakage flows cause the formation of leakage bubbles due to sudden contraction as they move at the tip of the blade, and the size of this leakage bubble varies depending on the blade thickness.There have been many investigations in order to figure out the formation of the secondary flows around the blade for many years. However, these investigations are troublesome with only experimental results because of the fact that visualizing of flow characteristic of turbomachinery with high RPM is not possible most of the time. Therefore, Computational Fluid Dynamics was used for determination of flow characteristic and total loss coefficient in this research. Numerical results have compared with the experimental results of Pennsylvania State University Axial Flow Turbine Research Facility (AFTRF).There are different passive control methods in the literature to reduce the effects of leakage flow on aerodynamic performance. In particular, the casing grooves and the air injection into the groove method have been tried for the compressor stage and it has improved the stall margin. The groove structure for axial turbines has previously been studied for linear cascade and has not been studied for the full stage of the turbine, which simultaneously includes the stator and the rotor stage. In the scope of the thesis, the groove structure was examined for the full turbine stage (NGV and Rotor) and the parametric groove structure was determined to decrease the total losses.The groove structures to be investigated were analyzed numerically with the help of Computational Fluid Dynamics; Incompressible, steady-state RANS equations were solved in CFD analysis. The turbulence model was obtained as SST k-ω turbulence, which has been proven to be capable for turbomachinery applications many times, and it is a successful model for solving complex three-dimensional flow structures.In the parametric solid model, the tip gap has an average of t / h = 0.8%, and the height of the tip gap is not constant along the cord. For this reason, the average tip height was measured and determined as 2.43 mm from 7 different points. In order to understand the flow structure in a narrow area such as blade tip gap, a dense and high-quality mesh was generated and the results were compared with the actual experimental setup of AFTRT. Also, the test of the mesh independency was performed using three different mesh which consisted of 4 million, 5.5 million and 7 million elements, respectively. In later stages, with the addition of the grooves to the geometry, the number of elements in the mesh increases approximately 7.2 million.After validation of the pressure coefficient for the mid-span of the rotor and stator blade, three different types of grooves (rectangular, divergent, convergent) and 2 different heights (g/τ=0.5 and g/τ=1.0) were investigated. When the results were examined, the divergent and convergent casing grooves for g/τ=0.5 height showed 1.91% and 0.34% improvement in aerodynamic performance, respectively. However, aerodynamic performance decreases, especially when groove height increases.It was determined that the groove performance was directly related to the flow in the casing grooves. Particularly in rectangular grooves and grooves with g / τ = 1.0 height, the flow moving in the groove becomes a swirl. This type of swirling flow causes an irregularity in the total pressure coefficient and velocity field at the suction side. Also, leakage flow leads to making a blocking effect on the passage flow by sudden expansion through the suction edge. This irregularity increases the core of the secondary flow vortex by affecting the interaction of the leakage vortex and the passage vortex. In addition, for the casing grooves g/τ =0.5 height, passage vortex and leakage vortex are separated late through the chord when compared with other types and it has the help of preventing the growth of the core, so it increases aerodynamic performance.Investigation of Q criteria, which is related with vorticity and shear strain, help to understand flow characteristic around blade. Also, when we investigated the Q criteria regions for 0.0025 s-2, interaction of tip passage vortex (TPV) and Leakage vortex (LV) can be seen clearly. Leakage flow and Passage flow passes by the 0.33Ca, 0.59 Ca and 0.82Ca sections which are investigated for Cpo contour. When the total pressure coefficient is examined on the sections on the blade and the exit, the bigger the core of vortex regions with low CP0, the lower the aerodynamic performance.When the effect of the number of casing grooves on the rotor shroud was examined for the tip leakage flow, it was seen that the first groove has impact of decreasing velocity of tip flow. However, the second and the third casing groove help both to decrease velocity and redirect flow. The passage vortex and the leakage vortex form rotating in the opposite directions, so the reduction and weakening of the core of the leakage vortex causes the narrowing and sliding main vortex core. Also this effect helps to move the passage vortex upward in radial direction.Another control method in the literature, the air-injected casing groove model was also examined numerically for the turbine. Previously, the air injection method which was tried for the compressor stage was investigated for a rotor casing with the width of 5 grooves and g/τ =1.0 height. The mass flow rate of the air injection is 1% of the turbine air mass flow rate and the effect on the total performance is given comparatively. It was obtained that air injection in the rotor stage was insufficient for redirection of tip flows, and it increased the total loss approximately 12% for axial turbine.There are deficiencies in the literature regarding the passive control techniques in the rotor for the turbine stage. In the thesis, the effect of passive control techniques on aerodynamic performance for rotor stage is examined and best groove type was obtained. 78

Günümüzün gelişen teknolojileri işe birlikte gerek günlük yaşamda gerekse profesyonel hayatta birçok yenilik bizleri etkilemektedir. Hem dünyada hem de ülkemizde hayatımızı etkileyen teknolojilerden bir tanesi ise insansız hava araçlardır. Gerek askeri gerekse sivil kullanıma uygunluğu, düşük ve yüksek bütçeli ya da küçük ve büyük boyutlu birçok çeşidi bulunan insansız hava araçları(İHA), artık birçok sektörün vazgeçilmezi durumuna gelmiş ve gelmeye devam edecektir.İşte bu çalışmada askeri ve ARGE amaçlı kullanılan HALE ( Yüksek İrtifa Uzun Takat) insansız hava araçlarının, tanımı ve temel gereklilikleri, dünya genelinde pek yeni olan ve ülkemizde henüz bulunmayan HALE sınıfı bir insansız hava aracının tasarım aşamaları çalışılmış, ölçekli bir model üretilerek yer testleri ve uçuş testleri gerçekleştirilmiştir. Böylece ülkemizde ve havacılık sektöründe, bu sınıf bir hava aracının tasarımı ile ilgili bir çalışma oluşturmak hedeflenmiştir. Today's evolving technologies, work together in everyday life and many innovations in our professional life are affecting us. One of the technologies that affect our lives both in the world and in our country is unmanned aerial vehicles. Unmanned aerial vehicles(UAV), suitable for both military and civilian use, low and high budget or small and large size, are now indispensable to many sectors and will continue to come.In this study, HALE (High Altitude Long Endurance) unmanned aerial vehicles, which are used for military and civil purposes, have been studied in the design stages of a HALE class unmanned aerial vehicle, which is not new in our country and which is very new in the world. a scale model was produced and ground tests and flight tests were performed. Thus, in our country and the aviation industry, this class is intended to create a study on the design of an aircraft. 67

Bu çalışma, çok disiplinli ve kompleks bir ürün olan hava aracının yaşam döngüsü boyunca teknik olgunluğunun takibine yönelik modelin oluşturulmasını hedeflemiştir. Sorunsal Türkiye'de yürütülen hava aracı geliştirme projelerinde görülen ortak zorluklar dikkate alınarak oluşturulmuştur. Platform seviyesinde teknik olgunluğun takibinde yaşanan eksiklere çözümler aranmıştır. Sırasıyla, kavramsal çerçeve incelenmiş, mevcut olgunluk modelleri bulunmuş, mevcut uygulamaar ele alınmıştır. Sonrasında hipotezler ve destekleyici model oluşturulmuştur. Müşteri ve Yüklenici tarafında, farklı fazlarda tecrübeli uzmanlar ile yapılan mülakatlar ile model doğrulanmaya çalışılmıştır. Sonuç bölümünde modelde yer almayan diğer önemli ve çalışılabilecek konulara dikkat çekilmiştir. Anahtar Kelimeler: Hava Aracı Geliştirme, Yaşam Döngüsü, Olgunluk Modeli, Sistem Mühendisliği, Proje Yönetimi, Teknoloji Hazırlık Seviyesi (THS) The aim of this study is to develop a model for monitoring the technical maturity of the aircraft which is a multidisciplinary and complex product, throughout its lifecycle. Problematic has been created from common challenges seen in the aircraft development project in Turkey. Solutions have been sought for the deficiencies experienced in the monitoring of technical maturity at the platform level. The conceptual framework was examined existing maturity models were found and current practices were discussed, respectively. Then, hypotheses and supportive model were created. The model was tried to be verified by interviews with experienced personnel who worked in different phases of aircraft development lifecycle in both Customer and Contractor sides. In the conclusion, other important and workable issues that are not included in the model have been highlighted.Keywords: Aircraft Development, Lifecycle, Maturity Model, Systems Engineering, Project Management, Technology Readiness Level (TRL) 139

Herhangi bir uçuşta, kontrol yüzeyi ya da akçuatör arızaları, sistem ile ilgili uçuşta kontrol kaybına yol açar ve sonuçlar ölümcül olabilir. Bu tezde, bu kazaları önlemek için, aktif hata toleranslı uçuş kontrolü (HTUK) kullanılmaktadır. Sistem, doğrusal olmayan kontrol tekniği, Duruma Bağlı Riccati Denklemi (DBRD) ve doğrusal kontrol tekniklerinden oluşur. Ayrıca, acil durumlar için örnekler; kontrol yüzeyi hasarı, indirgemesi, sıkışması ve türbülans, farklı düzeylerde incelenmiştir. Ek olarak, DBRD kontrolcüsü için duruma bağlı katsayı (SDC) matrislerinin yapımı ile ilgili bir sorun varsa, çözüm Doğrusal Karesel Düzenleyici (DKD) ve Doğrusal Karesel Referans İzleyicisine (DKİ) değişim olacaktır. Bu acil durumları önlemek için, bir Yeniden Yapılandırma Mekanizması (YM), kontrol yüzey hareketini yavaşlatmak, hızlandırmak veya uçuşta kontrol kaybını (UKK) önlemek için DKD/DKİ kontrolcüsüne geçmek için DBRD kontrolcüsüne gerçek zamanlı olarak sinyaller gönderir. Karşılaştırmalı şekiller, hibrid hata toleranslı uçuş kontrolcüsünün etkinliğini göstermek için verilmiştir. Control surface or actuator faults or failures in any flight, lead to system-induced loss of control in flight (LOC-I) and results can be fatal. In this thesis, to prevent these accidents, an active fault-tolerant flight control (FTFC) is proposed. The system consists of the nonlinear control technique, state-dependent Riccati equation (SDRE) and linear controller techniques. Besides, examples for emergency cases; control surface damage, degradation, stuck and turbulence are studied for different levels. In addition, if there is a problem with regard to the construction of the state-dependent coefficient (SDC) matrices for SDRE controller, the solution is to change to a Linear Quadratic Regulator (LQR) and Linear Quadratic Tracking (LQT). To prevent these emergencies, a Reconfigure Mechanism (RM) sends signals in real-time to the SDRE controller to slow down or accelerate the control surface movement or change to LQR/LQT controller to prevent LOC-I. Comparative figures are given to illustrate the effectiveness of the hybrid controller architecture. 234

Havacılık alanının gelişmesi farklı tasarım kriterlerine sahip hava araçlarının test edilmesi ihtiyacını doğurmuştur. Tasarımı yapılan hava aracına dair her bir farklı konfigürasyonu rüzgar tünelinde test etmek zaman ve maliyet açısından verimsizdir. 1900'lerin başından bugüne kadar gelişen bilgisayar bilimi mühendislerin yardımına koşan en önemli tasarım araçlarından birisi olmuştur.Bir hava aracının uçuşa elverişli olması için tasarım sürecinden emin olunması gereklidir. Kavramsal tasarım aşamasında birden fazla elemana ve alt sisteme sahip uçak gibi karmaşık bir yapı, elemanların birbirleri ile olan etkileşimleri dahil edilerek tasarlanmalıdır. Olası konfigürasyonlar kısa sürede test edilmeli ve birbirleriyle karşılaştırılmalıdır. Tez kapsamında kanat, gövde, kuyruk gibi elemanların etkileşimini incelemek adına potansiyel akış şartlarında panel yöntemler aracılığıyla çözüm yapabilen bir bilgisayar programı geliştirilerek çalışmalar yapılmıştır. Panel yöntemler çözüm yapısı itibariyle viskoz akış ve türbülans gibi farklı şartlara dair sonuçlar vermese de bir uçağın stabilite, aeroelastik ve aerodinamik katsayılarının hesaplanmasında oldukça tutarlı ve kullanışlı sonuçlar vermektedir. Tez kapsamında geliştirilen program aracılığıyla kanat gibi taşıyıcı elemanlar halka girdap yöntemi ile taşıyıcı olmayan gövde tipi elemanlar ise hess kaynak panel yöntemi kullanılarak çözümler elde edilmiştir. Geliştirilen bilgisayar programı önce kanat ve gövde gibi elemanlar için tek başına (izole) oldukları konumda test edilmiş, programların ayrık halde çalışabilirliğinden emin olunmasıyla beraber kanat ve gövdenin bir arada bulunduğu haller için test ve uygulamalar yapılmıştır. İzole halde kanat geometrisi için geliştirilen halka girdap yöntemiyle alınan sonuçlar prandtl taşıyıcı çizgi teorisi ile karşılaştırılmıştır. İzole haldeki gövde geometrileri içinse küre ve elipsoid gibi elemanlar kullanılarak elde edilen çözümler analitik çözümlerle karşılaştırılmıştır. Kanat ve gövde geometrileri için ayrık halde elde edilen sonuçlardan kanat gövde etkileşimi için yan yana simetrik kanat ve duvar etkisinde kanat gibi test çalışmaları yapılmıştır. Test çalışmaları için öncelikle her bir kanat ve gövde geometrileri için uygun panel sayıları elde edilen sonuçların hassasiyeti dikkate alınarak belirlenmiştir. Yapılan çalışmalarda panel sayıları dereceli olarak arttırılarak sonuçların yakınsadığı değer etrafında bir panel sayısı seçilmiştir. Elde edilen sonuçlardan kanat için veter doğrultusunda 10, açıklık doğrultusunda ise 34 panelin alınmasının yeterli olduğu görülmüştür. Gövde içinse test çalışması olarak icra edilen küre geometrisinden elde edilen sonuçların analitik yöntemlerle karşılaştırılması sonucunda uzunlamasına ve çevresel yönlerde 16x16 adet panelin yeterli olduğu görülmüştür. Kanat için girdap kafes yöntemi çözümü yapan Tornado programı ile çözüm alınmış ve diğer sonuçlarla karşılaştırılarak yakın olduğu görülmüştür. Tez kapsamında geliştirilen bilgisayar programı kanat ve gövde için tek başına ve birden fazla geometrileri içeren sistemler için test edilerek doğrulanmıştır. Programların ayrık olarak test edilmesinden sonra kanat gövde etkileşimi için geliştirilen programın işlerliğini test etmek için yer etkisi olarak bilinen kanat duvar etkileşimi incelenmiştir. Bunun için yeterince uzun olduğu varsayılan bir duvar geometrisi seçilmiş, kanat duvarın üzerinde yer alacak şekilde testler icra edilmiştir.Elde edilen sonuçlar yan yana simetrik iki kanat geometrisi ile karşılaştırılarak yer etkisi problemi ile yakın sonuçlara sahip olduğu görülmüştür. Geliştirilen bilgisayar programının kanat gövde etkileşimini incelemek için yeterli olduğu kanısına varılmış önce örnek bir dikdörtgensel görünümlü üst kanat ve elipsoid kullanılarak test edilmiş sonra literatür araştırması aracılığıyla kanat gövde etkileşimine dair deneysel verilerle karşılaştırma yoluna gidilmiştir. Jacobs ve Ward tarafından yapılan test çalışması baz alınarak farklı konfigürasyonlar test edilmiştir. Testlerin icrası sırasında farklı konum, yerleştirme açısı gibi parametreler değiştirilmiş ve sonuçların aerodinamik katsayılarla yakın ve uyumlu olduğu görülmüştür. İzole kanat ve kanat gövde etkileşimi için çalışmalar yapılmış, deneysel sonuçlar ile karşılaştırılmıştır. Sonuçlar değerlendirildiğinde elde edilen sonuçlar ile test verileri arasındaki farklar düşük mertebelerde olup girdap kafes yönteminin çözebildiği hassasiyetin altında kalmaktadır. Fakat geliştirilen program farklı türde kombinasyonların eğilimleri ve kıyaslanması adına bilgi vermektedir. Bu çalışma kanat gövde etkileşiminin incelenmesi adına geliştirilen programın konsept tasarım çalışması sırasında kullanışlı sonuçlar vereceğini göstermiştir. Development of aviation industry has led to be tested different design configurations.Testing each configuration in a wind tunnel is inefficient in terms of time and cost issues. Since 1900s until today, computer science has been main design tools for engineers and scientists. Design process is the first stage which to be sure for airworthiness of aircraft. Concept design of an aircraft needs to be designed taking account interference of wing, body,tail and other elements. Also, all configurations should be tested and compared with alternatives one. Computational aerodynamic methods and computational fluid dynamics approaches are preferred to design an aircraft. Computational aerodynamic methods due to capability of less computational time is primary tool than fluid dynamics methods at the stage concept design stage. Panel methods were used early times of aircraft design with the limited capability of computers. They give a chance to evaluate aerodynamic efficiency of lots of configuration. In principle main difference of panel methods based on singularities type which is used. In this study in order to investigate interference of wing, body and tail, a computer program has been developed using panel methods on the conditions of potential flow by means of Matlab. Even though panel methods have not provide a solution for viscous and turbulence flow cases, they give a good solution for calculating aeroelastic, aerodynamics and stability coefficients.Results are obtained for wing and fuselage respectively by means of ring vortex and source panel and compared with the analytical solutions. Ring vortex method gives same results when comparing vortex lattice method. Difference between these methods are sourced in terms of vortex replacement on panel geometries. Ring vortex method replaces ring structure for all panels until trailing edge. On the trailing edge section horseshoe vortex must be used to simulate wake region of wing. When solving vortex lattice method, horseshoe vortices are replaced for all panels. Except this main difference, for the rest of procedures such as forming geometry, determining control points and calculating induced velocity and boundary condition matrices, vortex lattice and vortex ring methods have same steps to get solution. The main idea of panel methods are which to be distributed singularities like vortex,source, doublet on wing panel or fuselage panel geometry and finding strength of this singularities to obtain desired coefficients and numerical results. But before this step geometry should be separated as rectangular or triangular panel structures and control points are determined properly.After constructing main matrices for velocities and boundary conditions, vortex strengths are obtained using gauss elimination. With the help of Joukowksy lifting law on the each panel, forces can be calculated separately at the half of panel geometry andtheir summation gives total force on wing surface. The components of total force provides lift and drag forces for the wing. For isolated wing solution, results was compared with prandtl lifting line theory. In order to test the main program all functions are programmed step by step applying small size panels on the wing geometry. First of all each module is tested for one wing which has wing span 10 m and aspect ratio 10 with panels sizes along chord 10 and along span 10. After correcting results are satisfactory for PLL and ring vortex method, multiple wing geometries involved into functions. The difference for isolated and multiple wing geometries, is to take account interference of lifting surface for each other. Two wings are placed and tested at the 10° and -10° angle of attack values. It was examined their signs in terms of lift coefficients. For the part of fuselage process, as mentioned before like as wings, body is separated to panels and constant source singularities are distributed over the surface. Contrary to the vortex distribution, sources are not used to simulate lift on the aircraft elements. After determining geometry and panel properties for fuselage, using Bousquet formulation induced velocities are calculated for each panel geometry. So as to test isolated fuselage program, sphere was used as a test case configuration due to it has analytical solution for pressure coefficients. After getting verified solution independently for all separated elements programs have been coupled together. In order to be sure that coupling process is made on the right way, all functions are arranged using similarities between ring vortex and source panel method. In cases which there are more than one wing and body, it is observed that the aerodynamic coefficients are changed by approaching the elements and if they are positioned enough distance between them, they have isolated results which obtained as separated condition. Some test studies have been performed using wall and wing elements to see interference between them comparing with side by side two wings. For this stage, first of all optimum wall size and panel density is determined when the wing is above wall. It has been seen that panel density is enough for the wing, like as isolated tests. Wing wall interference results indicate wing under the effect of fuselage has close results with side by side two wings configuration. After test studies, sample aircraft model has been established a flat plate as wing and an elipsoid as body and for each geometry under other's effect, tests are carried out for difference conditions. For wing under fuselage, lift coefficient changed when apporaching them on vertical axis.Also for fuselage under wing pressure coefficient has different than isolated solution. Sample studies show that computer program can work for different geometries. So as to validate program with literature studies which had been performed Jacobs and Ward experimental study is selected as test configuration. A rectangular wing and fuselage has been tested at last section.With these all test results, it is concluded that developed computer program is sufficient to evaluate wing fuselage interference by panel methods and gives consistent result with literature studies. 95

Bir gün içerisinde dünya üzerinde yaklaşık 100.000'den fazla iniş gerçekleşmektedir. Havacılık sektörü oldukça hızlı gelişmekdir ve havacılık otoriterleri tarafından emniyet anlamında sürekli kurallar yayımlanmakta ve revizeler yapılarak uçuş emniyeti en üst düzeyde tutulmaya çalışılmaktadır. Buna rağmen uçuş emniyetinde ne kadar gelişmeler kaydedilse de kaza riski her zaman vardır ve olamaya devam edecektir. Uçuş emniyeti bu riskleri sürekli azaltıcı yönde çalışmalar yapmakla ve bu risklerin yönetilmesini sağlamakla görevlidir. Bu nedenle uçuş emniyeti kavramı havacılık sektöründeki en önemli kavramlardan biridir. Havacılık kazalarının büyük bir çoğunluğu uçakların yaklaşma ve iniş safhalarında gerçekleşir. Bir yıl içerisinde gerçekleşen tüm kazaların %65'i yaklaşma ve iniş safhalarında gerçekleşmektedir. `Flight Safety Foundation` kurumunun yapmış olduğu 16 yıllık bir araştırmanın sonucuna göre yaklaşma ve iniş safhasında gerçekleşen bu kazaların %83'ü doğru bir pas geçme manevrası uygulanarak önlenebilirdi. Değerlerin bize göstermiş olduğu gibi, havacılık dünyasında gerçekleşen tüm kazaların da yaklaşık %54'ü doğru pas geçme manevrası ile önlenebilir durumdadır. Stabilizasyon kriterleri uçakların yaklaşma ve iniş safhalarında doğru bir gerekçe ile pas geçme manevrası uygulamaları için kılavuz gibidir. Stabilizasyon kriterleri bu tür kritik kazaların önlenmesine yardımcı olmak için tasarlanmıştır. Bu kriterlerin herhangi birinden yoksun bir yaklaşmaya stabil olmayan veya kararsız yaklaşma denilebilir ve iniş esnasında gerçekleşen uçak kazalarının ana nedenini oluşturur. Kararsız yaklaşmalar tüm yaklaşmaların yaklaşık %3.5 ila %4'ünde gerçekleşir. Kararsız yaklaşmarın ise sadece yaklaşık %3'ü doğru bir pas geçme manevrası ile sonuçlanmaktadır. Geri kalan %97'sinde inişe devam edilmektedir. Havacılık şirketlerinin yayımlamış olduğu standart prosedürlere uygun hareket etme çağrılarının yanı sıra pas geçme manevrası prosedürlerinin kendisi de hiç kuşkusuz en sık rastlanan kaza türlerinin sayısını azaltmak için en önemli enstrümanlardır.Bu tez kapsamında öncelikle kararsız bir yaklaşma sonucu gerçekleşen uçak kazalarına genel bir bakış yapılmış ve oluşum nedenleri incelenmiştir. Dünyadaki diğer araştırmalardan istatistiki veriler paylaşılarak konunun önemine vurgu yapılmıştır.Bu tez, yukarıdaki gerçeklere dayanarak uçuş ekiplerinin neden bu kritik stabilizasyon kriterlerini ihlal etmelerine rağmen pas geçme marevrasını uygulamadıkları ile ilişkilidir. Belirlenen bu kriterlerin sektörel beklentileri karşılamasının yanı sıra pilotlar için her türlü koşul altında uygulanabilirliğinin önemi vurgulanmıştır. Kararsız bir yaklaşmanın oluşumuna pilotların durum farkındalıklarının eksikliğinin de neden olabileceği belirlenerek akademik olarak bu alanda ne gibi çalışmaların yapıldığı anlatılmıştır. Sonuç olarak pilotlara yapılan bir anket vasıtasıyla bulgular ortaya konulmuş, varolan stabilizasyon kriterlerinin uygulanmasındaki eksiklikler belirlenmiş ve kurallara belirli güncelleme yapılması için önerileride bulunulmuştur. There are more than 100.000 landings have being done in one day. Aviation industry is exponentially developing so aviation authorities are revising and publishing new rules to improve and maintain the safety at the maximum level. In spite of these rules, there are always risks that can never go away. Aviation safety departments always study to decrease and manage that risks in order not to have accidents. So we can say that the 'safety' is the most important thing when we talk about aviation sector.Many approach and landing accidents have been investigated thoroughly over time, and much is known about contributing factors. Research and analysis of go-around decision making have been conducted primarily from the psychosocial science perspective to gain an understanding of the psychological drivers of noncompliance, and to identify corrective steps that can be taken, based on science. Approach and landing is the most common phase of flight for aviation accidents, accounting annually for approximately 65 percent of all accidents.Aviation accidents mostly occur during approach and landing phases of the flight. 65% of all accidents are approach and landing accidents in one year. According to 16 year study that the `Flight Safety Faundation` made, 83% of these accidents could be avoided if the crew had go around maneuver. When we calculate we can obtain that 54% all accidents could be prevented if the crew decided to go around rather than continue to land.It is generally felt that an unstable approach is the primary cause of landing excursions. However, just over half of the landing excursions followed a fully stable approach; in these instances, the flight became unstable only during landing. A critical industry policy designed to help prevent such accidents is the go-around policy. Interestingly, the collective industry performance of complying with go-around policies is extremely poor, approximately 3 percent of unstable approaches result in go-around policy compliance. Why is a critical policy designed to prevent the most common type of accident ignored by flight crews, and why is that policy not being managed effectively by management? This thesis is searching answers to these questions.Stabilization criterias are very important guide for flight crews to know when to go around if something happens throughout the approach and landing phase. These criterias are designed and still being improved to avoid critical accidents. Unstable approach is the approach that one or more significant stability criterias are missing. Unstable approach is mostly the main reason of approach and landing accidents.3.5% to 4% of all approaches are unstable approaches. However only 3% of unstable approaches end up with a go around maneuver, the rest 97% continue to land. Although the Airline Companies are encouraging flight crews to maintain stabilized approach and landing conditions, and apply go around maneuver if necessary to minimize the most common accidents, the numbers show that the applicability of the criterias are very low.Improving the go-around compliance rate holds tremendous potential in reducing approach and landing accidents. The go-around itself is not without risk. There is an increased risk in loss of control events during a go-around compared to exposure with all other phases of flight.It was also intended to improve our understanding of the risks associated with executing go-arounds and to make recommendations to improve compliance and mitigate risks associated with the go-around maneuver itself.Not all unstable approaches carry the same level of inherent risk, and based on the different objective environments from approach to approach, there can be a conflict between these and the singular prescriptive company go-around policy, as indicated by the pilots' disagreement with company go-around policy thresholds. Once a pilot is outside the prescriptive box of go-around policy and has made the decision to continue the approach, he is left to his individual risk assessment method, whatever that may be, to determine his personal risk threshold, without guidance. Robust prescriptive policies that allow for some guided, open analysis of risk and decision making can offer a solution to these cases in which the objective environment and stated policies do not align well.For example, if a company's go-around policy says that a flight crew must go around in all cases if the aircraft has not touched down within seven seconds of crossing the threshold, the pilots likely would view the importance of that policy differently, depending on the conditions of the day. They would likely be more in agreement with the policy for an approach to a shorter runway that was contaminated and had a slight tail wind than for an approach to a longer, dry runway with a slight head wind. If the policy is written to allow some deviation from the seven-second requirement, under some guiding principles, pilots will agree with the policy more often. In this example of the short contaminated runway, the pre-descent briefing should include a statement that there would be no modification of the seven-second rule, whereas in the case of the dry, long runway, the briefing may include an allowance to increase that timeframe to 10 seconds. It is important to emphasize that these allowances should follow a guided process laid out by the company, and that the policies remain predominately prescriptive. In this example, guiding principles may be that all crewmembers agree in advance of the modification, and that the landing distance available exceeds the landing distance required by a predetermined percentage.This thesis's content areas are general view of the approach and landing accidents occured in the World and the statistics of studies about unstable approaches that resulted in accidents to attract notice to this important issue. According to this content, this study searches for why flight crews still decide to land when they violate the stable approach criteria and break the rule of go around. Also investigation of sustainable stablilization criterias and its' practicability by the flight crews is made.The design of this study enabled us to look at the differences between those pilots who were compliant with their companies' policies and those who were not, according to objective and subjective measures. There are tables that shows data for the demographic, flight operational and objective factors present in the unstable approach events reported by pilots.As a conclusion, a survey is performed among the several airline pilots and results with realistic datas are shown. There are also significant suggestions are made for companies and industry that would have an important status in the aviation future. By these datas the Airline Companies and the aviation industry can cover the deficiencies in the stabilization criteria and update them to improve applicability. 69

Navigasyon, hareketli bir platformun herhangi bir referans koordinat çerçevesine göre yerinin ve hızının hesaplanmasıdır. Ancak pek çok uygulamada platformun referans eksene göre açısal hareketinin de hesaplanması gereklidir. Açısal hareket, hareketli platformun yönelim bilgisini elde etmek için kullanlır. Navigasyon sistemleri pek çok askeri ve sivil uygulamada hayati önem taşımaktadır. Günümüzde askeri veya sivil, hava, deniz ve kara taşıtlarında, navigasyon sistemleri, araçların koordinasyonun sağlanması, etkinliğin arttırılması gibi sayısız amaçla kendilerine yer bulmaktadır. Ancak bu tip navigasyon sistemlerinin ürettiği hatalar sistemlerin etkinliğini azaltmaktadır. Bu nedenle bu sistemlerin hatalarının giderilmesi ya da en aza indirilmesi birincil öncelik olarak karşımıza çıkmaktadır. Bunun için kullanılan yöntemlerden en etkili olanı sistemlerin avantajlı yönlerinin bütünleştirilmesidir.Ataletsel Navigasyon Sistemi (ANS), herhangi bir dış kaynağa ihtiyaç duymadan hareketlinin kendi dinamik durumundan ortaya çıkan parametreleri kullanarak belli bir referans sistemine göre konum hesaplar. Bu nedenle sistem dış etkilere karşı dayanıklı ve sağladığı veriler süreklidir. Ataletsel Navigasyon Sistemleri diğer yöntemlere kıyasla daha ucuz, kurulumu kolay, çalışma için harici kaynaklara ihtiyaç duymama gibi özellilerinden dolayı ön plana çıkmaktadır. Güç sarfiyatındaki cimrilikleri, hafif olmaları ve veri alışverişinin kolay olmasından dolayı küçük ölçekli uygulamalar için idealdir. ANS, Küresel Konumlama Sistemi'nin (KKS) aksine dış girişimlerden etkilenmemektedir ve kesintisiz navigasyon çıktıları üretebilmektedir. Çünkü ANS otonom bir sistemdir ve dışarıdan bir sinyale bağlı değildir. Bu özelliği ile uydudan gelecek sinyalleri işleyerek konum, hız ve yönelim gibi navigasyon parametrelerini hesaplayan KKS'ye göre tercih edilebilir. Bir ANS, birbirine dik olarak yerleştirilmiş 3-eksen ivmeölçer, 3-eksen dönüölçer ve 3-eksen manyetometreden oluşan Ataletsel Ölçüm Birimi (AÖB) sensörlerinin birleşmesiyle meydana gelmektedir. Ayrıca ANS'de, AÖB'den aldığı ölçüm verilerini işleyen mikroişlemci gibi akıllı bir bölüm de bulunmaktadır. ANS'lerde ivmeölçerler doğrusal ivme ölçümleri, dönüölçerler açısal hız ölçümlerinden ve manyetometreler ise manyetik pusula ölçümlerinden sorumludur. Ataletsel Ölçüm Birimi'nin ana bileşenleri olan ivmeölçerlerin ve dönüölçerlerin üretimindeki maliyetin düşmesi ile birlikte üretim sayılarında artış meydana gelmiştir. Fakat ivmeölçerin ve dönüölçerlerin düşük maliyetle yüksek sayıda üretilmesi ile birlikte sensör performanslarında düşüş olduğu gözlemlenmektdir. Hareketli bir platformun kendi ivme ve açısal değişim ölçümleri, üzerindeki sensörler sayesinde elde edildiği için kendi kendine yeterlidir ve yönelim bilgisi tüm koşullarda yer istasyonlarına gerek olmadan temin edilebilir. Ancak ANS'yi oluşturan sensörler olan dönüölçerin ve ivmeölçerlerin en önemli sıkıntıları, konumun başlangıç koşulları ve sensörlerin karakteristiklerinden ötürü, uzun süreli navigasyon süreçlerinde sistemin hatasının sürekli olarak artmasıdır. Bu durum bir süre sonra elde edilen yönelim bilgilerinin sapmasına neden olmaktadır. Bu yüzden ANS'nin hatalarının giderilmesi için sensör birleştirme algoritmalarından faydalanılır.Bu çalışmada AÖB'nin üzerinde bulunduğu bir sistem için yönelim bilgisinin doğru olarak tahmin edilmesi amaçlanmıştır. Bunun için öncelikle sensör birleştirme algoritması olarak tamamlayıcı filtre tasarımı uygulanmıştır. Tamamlayıcı filtre, yuvarlanma, yunuslama ve sapma açılarını elde etmek için dönüölçer, ivmeölçer ve manyetometre sensör verilerini birleştirmenin basit ve yaygın bir yoludur. Bir sensörün avantajlı yönlerini kullanarak diğer sensörün zayıf yanlarının üstesinden gelmek için kullanılan algoritmada sensörlerin birbirlerini tamamlayıcı özelliklerinden faydalanılmıştır. Tamamlayıcı filtre algoritması ivmeölçer için alçak geçiren bir filtreden ve dönüölçer için yüksek geçiren bir filtreden oluşur. Ardından bu filtre çıkışları birleştirilir. Bu sayede uzun süreli navigasyon uygulamalarında dönüölçer sensöründe oluşan sapma hatası ve ivmeölçer sensöründe oluşan gürültü hatası elimine edilerek daha güvenilir bir yönelim tahmini yapılmış olur. Tamamlayıcı filtre algoritmasının sabit kazançlı olması değişen hareket durumları için sistemin yönelim tahminini sınırlamaktadır. Bu yüzden sistemin hareketine göre uygun kazanç değeri bulunması için bulanık mantık algoritması tamamlayıcı filtre ile birlikte kullanılmıştır.Bilgisayar dilinde bir sistemin verilen giriş değerine karşılık çıkışın 1 ya da 0 olması beklenir. Bulanık mantık tasarımına göre ise bir sistemin belirlenen giriş şartlarına göre çıkış değerlerinin derecelendirilmesi amaçlanır. Bulanık mantık tabanlı tamamlayıcı filtre tasarımında sistemin hareketi modellenerek tamamlayıcı filtre algoritmasının kazancının 0 ila 1 arasında değiştirilmesi amaçlanmıştır. Hareket modelinin tanımlanması için dönüölçer ve ivmeölçer sensörlerinden alınan veriler kullanılmıştır. Bu veriler kullanılarak belirlenen kurallar çerçevesinde platformun hareketi tanımlanmıştır. Platformun hareketi, durgun ve hareketli oluşuna göre dönüölçer ve ivmeölçer sensörlerinden alınan veriler ışığında bir fonksiyona bağlı olarak derecelendirilmiştir. Bu sayede tamamlayıcı filtrenin kazancı için platformun hareketine göre optimum bir değer belirlenmiştir.Bu çalışmada AÖB sensörü olarak InvenSense firmasına ait 9-eksen MPU9250 parça numaralı ürününün MATLAB sensör modeli kullanılmıştır. Bu ürün üzerinde 3-eksen ivmeölçer, 3-eksen dönüölçer ve 3-eksen manyetometre sensörü bulunmaktadır. MPU-9250 ucuz, düşük güç tüketimli ve hafif olmasından dolayı pek çok çalışmada MEMS AÖB olarak kullanılmaktadır. Bu çalışmanın uygulama kısmı, MATLAB ile modelleme ve Simulink ile benzetim ortamı oluşturularak gerçekleştirilmiştir. MPU9250 sensörü `Sensor Fusion and Tracking Toolbox` kullanılarak MATLAB programında modellenmiştir. MPU9250 sensör modeli için firmanın sağladığı veri yaprağındaki elektriksel özellikler kullanılmıştır. Öncelikle ideal sensör modelinin çıktıları ile MPU9250 sensör modelinin çıktıları kıyaslanmıştır. MPU9250 sensör modelinden alınan sonuçlardaki hata payları gözlemlenmiştir. Bu hata paylarını azaltmak adına basit bir kalibrasyon modeli oluşturulmuştur. Ardından MATLAB Simulink uygulaması üzerinde farklı oryantasyon bilgileri girilerek elde edilen sensör çıktıları tamamlayıcı filtre ve bulanık filtre tabanlı tamamlayıcı filtre bloklarına sokulmuştur. Bu bloklardan elde edilen çıktılar kendi aralarında ve gerçek oryantaston hareketi ile karşılaştırılarak performans değerlendirilmesi yapılmıştır.Sonuç olarak, filtre performanları sistemin durgun veya hareketli halde olmasına göre X, Y ve Z olmak üzere 3 eksen için değerlendirilmiştir. Durgun halde, bulanık mantık tabanlı tamamlayıcı filtre X ve Y eksenlerinde çok fazla bir iyileşme sağlayamamış fakat Z ekseninde sağlamıştır. Ayrıca sabit katsayılı tamamlayıcı filtreye göre 3 eksende de gürültü performansında iyileştirme sağladığı görülmüştür. Hareketli halde ise bulanık mantık tabanlı tamamlayıcı filtre, sabit katsayılı tamamlayıcı filtreye kıyasla X ekseninde %39.89, Y ekseninde % 31.37 ve Z ekseninde % 40.53 oranında iyileşme sağlamıştır. Navigation is the calculation of the location and velocity of a moving platform relative to any reference coordinate frame. However, in many applications, it is also necessary to calculate the angular motion of the platform relative to the reference coordinate frame. Angular motion is used to obtain orientation information of the moving platform. Navigation systems are crucial in many military and civilian applications. Nowadays, navigation systems are used for several purposes such as coordination of vehicles and increasing efficiency in air, sea and land military vehicles. However, the errors produced by such navigation systems reduce the efficiency of the systems. Therefore, eliminating or minimizing the errors of these systems has become the primary priority working area. The most effective method for this is to fusion the advantageous aspects of the systems. The Inertial Navigation System (INS) calculates the navigation information according to a particular reference system using parameters resulting from the dynamic state of the mobile itself without the need for any external source. Therefore, the system is not mixed and the data it provides is continuous. Inertial navigation systems stand out because of their special features such as cheaper, easier to install and no need for external sources for operation compared to other methods. They are ideal for small scale applications due to their low power consumption, lightweight and easy data exchange. The Inertial Navigation System (INS) is unaffected by external interference, unlike the global positioning system (GPS) and can produce uninterrupted navigation outputs. Because ANS is an autonomous system and is independence connected to an external signal. With this feature, it can be preferred according to GPS which calculates navigation parameters such as position, speed and orientation by processing the signals coming from the satellite.An INS consists of a combination of 3-axis accelerometer, 3-axis gyroscope and 3-axis magnetometer Inertial Measurement Unit sensors placed perpendicular to each other. There is also a smart section in the INS, such as a microprocessor that processes the measurement data it receives from the IMU. In INS, accelerometers are responsible for linear acceleration measurements, gyroscopes are responsible for angular velocity measurements, and magnetometers are responsible for magnetic compass measurements. Accelerometers and gyroscopes, which are the main components of the inertial measurement unit, have increased the number of products with the decrease in the cost of production. However, it is observed that sensor performance decreases with the high number of accelerometers and gyroscopes produced at low cost. The acceleration and angular rate measurements of a mobile platform are self-sufficient as they are obtained by sensors on them, and orientation information can be provided in all conditions without the need for ground stations. However, the most important problems of the gyroscopes and accelerometers, which consist the INS, are the continuous increase of system error in long-term navigation processes due to the initial conditions of the position and the characteristics of the sensors. Therefore, sensor fusion algorithms are used to eliminate INS errors.In this study, it is aimed to accurately predict the orientation information for a system on which the IMU is located. For this purpose, complementary filter design is applied as sensor fusion algorithm. The complementary filter is a simple and common way to combine gyroscope, accelerometer and magnetometer sensor data to obtain roll, pitch, and yaw angles. In the algorithm used to overcome the weaknesses of the other sensor by using advantageous aspects of one sensor, complementary features of the sensors are utilized. The complementary filter algorithm consists of a low-pass filter for the accelerometer and a high-pass filter for the gyroscope. These filter outputs are then combined. In this way, a more reliable orientation estimation is made by eliminating deviation error in the gyroscope sensor and noise error in the accelerometer sensor in long-term navigation applications. The constant gain of the complementary filter algorithm limits the estimation of the orientation of the system for changing motion situations. Therefore, fuzzy logic algorithm is used with complementary filter in order to find the appropriate gain value according to the movement of the system.In the computer language, the output is expected to be 1 or 0 versus a given input value. According to fuzzy logic design, it is aimed to rate the output values of a system according to the specified input conditions. In the fuzzy logic based complementary filter design, the motion of the system is modeled and it is aimed to change the gain of the complementary filter algorithm between 0 and 1. The data obtained from the gyroscope and accelerometer sensors were used to define the motion model. Using this data, the movement of the platform is defined in accordance with the rules determined. The movement of the platform is graded depending on a function in the light of the data received from the gyroscope and accelerometer sensors according to its stagnation and motion. Thus, an optimum value for the gain of the complementary filter is determined according to the movement of the platform.In this study, MATLAB sensor model of 9-axis MPU9250 which is the product of InvenSense company was used as IMU sensor. This product has a 3-axis accelerometer, 3-axis rotary meter and 3-axis magnetometer sensor. MPU-9250 is used as MEMS IMU in many studies because of inexpensive, low power consumption and lightweight. The application part of this study was realized by modeling with MATLAB and creating a simulation environment with Simulink. The MPU9250 sensor is modeled in MATLAB using the `Sensor Fusion and Tracking Toolbox`. For the MPU9250 sensor model, electrical specifications in the datasheet provided by the company are used. First, the outputs of the ideal sensor model are compared with those of the MPU9250 sensor model. The margins of error obtained from the MPU9250 sensor model were observed. A simple calibration model has been developed to reduce these margins. Then, by entering different orientation information on MATLAB Simulink application, the sensor outputs obtained were inserted into complementary filter and fuzzy filter based complementary filter blocks. The results obtained from these blocks were compared with each other and with the actual orientation movement and the performance evaluation was made.As a result, filter performances were evaluated for 3 axes, X, Y and Z, depending on whether the system is in stagnant state or in motion state. In the stagnant state, the complementary filter based on the fuzzy logic did not achieve much improvement in the X and Y axes, but did in the Z axis. In addition, it has been observed that it improves noise performance in 3 axes compared to the complementary filter with constant coefficients. In motion state, the fuzzy logic based complement filter improved 39.89% in X axis, 31.37% in Y axis and 40.53% in Z axis compared to complementary filter with constant coefficient. 75

Günümüz itki teknolojileri ülkeler için günden güne önem kazanmakta ve farklı yöntemler kullanılarak gerek savunma sanayi olsun gerek hava taşımacılığı olsun kullanılan teknolojiden daha çok verim alma adına çalışmalar yütülmektedir. Bu noktada kısmen yeni bir tanım olarak detonasyon motorları son yıllarda ilgi çekmeye başlamıştır. İlk olarak 1881 yılında detonasyon üzerine çalışmalar yapılmıştır. Ancak detonasyonun kompleks yapısı nedeniyle diğer çalışmaların oluşması zaman almıştır. Özgül itkinin daha yüksek olması ve basınçlandırma için kullanılan adım sayısının az olması dolayısıyla ağırlık yönünden avantaj sağlaması nedeniyle geliştirme çalışmaları hızla devam etmektedir. İki çeşit detonasyon motoru günümüzde önemli çalışmalara konu olmaktadır. Bunlardan biri dönel detonasyon motoru(DDM) diğeri ise atımlı detonasyon motorudur(ADM). Bu iki sistem bir çok yönden farklılık göstermektedir. Bu iki motor çeşidi de basınç kazanımlı motorlardır. Atımlı detonasyon motorunda bir tüp içerisine yakıt ve oksitleyicinin enjektörlerden püskürtülmesi ve bir buji ateşleyici kullanılarak karışımın ateşlenmesi şeklinde olaylar gelişir. Tüpün içerisinde bulunan engeller türbülans seviyesinin artışına ve dolayısıyla da detonasyonun oluşmasına sebep olur. Diğer bir yandan dönel detonasyon motorlarında bir halka silindire enjektörlerden püskürtülen yakıt bir buji ateşleyici veya detonatör kullanılarak ateşlenir. Bu sayede detonasyon yanma odasına yerleştirilmiş olur. Bu yerleştirilen detonasyon yeterli yakıt ve oksitleyici beslemesi sağlanması durumunda silindir etrafında Chapman-Jouget prensibine bağlı olarak belirli bir hız ile dolanır. Atımlı detonasyon motorunda yakıt ve oksitleyicinin püskürtülmesi detonasyon dalgasının tüpten çıkmasının ardından tekrar yakıtın tüpe dolmasının zaman alması nedeniyle daha düşük frekanslar oluşurken dönel detonasyon motorlarında 1-10 kHz civarında yüksek frekanslar görülmektedir. Detonasyonun hem yüksek basınçta oluşması hem de yüksek sıcaklıklara ulaşılması nedeniyle motor yapısalının buna uygun tasarlanması çok önemlidir. Detonasyon motorları anlık değişimlerin çok fazla olduğu sistemlerdir. Dolayısıyla motor yapılı için zorlu koşullar mevcuttur. Hava-H2 kullanılan bir detonasyon motorunda detonasyon dalgasının önünde 3500 K'e varan sıcaklıklar görülmektedir. Bu sıcaklıklara bir de türbülans değerinin yüksek olması eklenince yüksek ısı akıları gözlemlenebilmektedir. Daha önce yapılan çalışmalarda 10 MW ısı akısı detonasyon önünde görülmüştür. Malzemelerin erime noktalarını dahi aşabilecek sıcaklık değerlerine üç-beş saniyede rahatlıkla ulaşılabilmektedir. Bu noktada doğru bir soğutma sisteminin uygulanması kritik öneme sahiptir. Detonasyon motorlarının endüstride saatlerce çalışma koşuluna maruz kalabileceği düşünüldüğünde hem soğutma sistemi açısından hem de malzeme seçiminin yapılabilmesi açısından eşlenik ısı geçişi özellikle dönel detonasyon motorları için önemlidir. Bu kapsamda bu tez çalışması içerisinde 17 cm çaplı bir detonasyon motorunun dört saniyelik numerik çözümü yapılmış ve duvar-yanma odası arasında uygun eşlenik ısı transferi sınır koşulu tanımlanmıştır. OpenFOAM üzerinde eşlenik ısı transferi ve çoklu alan özelliği daha önce detonasyonu modellemek için kullanılan bir çözücüye implemente edilmiştir. Bu sayede hem detonasyon hem de ısı transferi çözülebilmiştir. Özel sınır koşulu kullanılarak akışkanın anlık termal iletkenliği hesaplanmış ve yanma odasından duvarlara olan ısı geçişi modellenmiştir. Dört saniyelik çözümün sonucu olarak dış duvarda ve iç duvarda farklı derinliklerde sıcaklık değerleri gözlemlenmiş ve ısı geçişinin detonasyon dalgasına bununla birlikte akışın diğer özelliklerine etkisi incelenmiştir. Eksenel doğrultuda besleme hattına yakın ve çıkışa yakın bölgelerdeki ısı geçişleri ve sıcaklık değişimleri değerlendirilmiştir. Detonasyonun duvarla teması sırasında en yüksek ısı akısı gözlemlenmesine rağmen besleme hattından gelen 293 K sıcaklıktaki yanmamış gazların detonasyon sonrasında duvarda soğuma etkisi yapması ve ters ısı geçişi(duvardan yanma odasına) olması nedeniyle giriş kısmında daha düşük sıcaklık artışları gözlemlenmiş ve dört saniyelik benzetimin sonunda en yüksek sıcaklık artışı yanma odası çıkışında olmuştur. Bununla birlikte laboratuvar ortamı simüle edilerek motorun dış hava ile teması olan yerlerine sabit ısı akısı tanımlanmış ve gerçekliğe uygun olarak motor analiz edilmiştir. Sonuç olarak adyabatik çözümden sıcaklık farkı 10 K civarında olmuştur 4 saniye sonunda. Eşlenik ısı geçişinin detonasyon yanma odasına eklenmesiyle detonasyon dalgasının boyunda artış meydana gelmiştir. Adyabatik yanma odası çözümünde dördüncü saniyede 45 mm olarak detonasyon boyu eşlenik ısı transferli benzetimde 51 mm olarak gözlemlenmiştir. Dördüncü saniyenin sonunda akışkan-duvar arayüzü sıfır noktası kabul edildiğinde dış duvar içerisinde 2.5 mm derinlikte ve yanma odası çıkışında 480 K sıcaklığa ulaşılmıştır. Bu değer iç duvar için 550 K civarındadır. Elde edilen bu ısı akısı değerlerinden de yola çıkarak sonuçlar başka bir yöntem ile modellenmiş ve daha uzun süreler için sıcaklık değişimleri kestirilebilmiştir. Nowadays intensive studies are carried out on propulsion technologies. Efficiency in propulsion technologies is particularly important for the defense industry and air transport. For example, solid, liquid or hybrid engines used in rockets are trying to obtain different thrust values by using different fuel types. In addition, technologies such as scramjet, turbojet and ramjet are developed for the defense industry. Different concept applications are being tried to save fuel in air transportation. In recent years, detonation engine has been one of the most promising areas of propulsion technologies that have been attracting attention in order to be used at higher speeds and to increase thermal efficiency.The term detonation was first introduced in 1881. Although studies started to be carried out from this date, it took time for new studies to emerge. Detonation provides up to 30% higher thermal efficiency than conventional turbine engines. Detonation engines are explained by the Zeldovich-von Neumann-Döring (ZND) cycle instead of the Brayton cycle. Although the entropy achieved in the ZND cycle was lower compared to the Brayton cycle, the obtained usefull work was higher. However, when the ZND cycle is examined, it is seen that the maximum temperature reached is higher. When the specific impulse is examined, it is seen that detonation engines have higher values than classical turbine engines operating according to Brayton cycle. In particular, Mach finds its use in the range of 0-6. Detonation engines are widely used in two types of engines. One of them is pulse detonation engine and the other is rotating detonation engine. These two detonation engines have different concepts. Pulse detonation engine produces intermittent impulse at lower frequencies. On the other hand, the rotating detonation engine has a working frequency of around 10kHz and is able to generate continuous impulse. The operating logic of the pulse detonation engine is as follows. First, the fuel-oxidant mixture from the injectors is sprayed into the combustion chamber. After a period of time, the fuel-oxidant mixture fills the combustion chamber. Immediately afterwards, a pre-detonator or spark igniter positioned close to an injector initiates the combustion. First, the flame proceeds subsonicly as combustion. Obstacles in the combustion chamber increase the level of turbulence. An increase in the turbulence level causes the combustion to become detonation. This transformation is called deflagration to detonation transition (DDT).The detonation wave then exits the combustion chamber outlet. The burnt gases in the combustion chamber are cleaned using an inert gas. The combustion chamber is ready for the next cycle. Because this cycle takes time, the PDE operates at lower frequencies. In contrast, for the rotating detonation engine, fuel-oxidizing injectors continuously enter the combustion chamber. A pre-detonator or spark igniter fires this mixture. The resulting detonation wave rotates continuously around the annulus combustion chamber. In this way, high frequencies are obtained. The flame speed for these two engines moves at Chapman-Jouguet speed. Although the Chapman-Jouguet principle is one-dimensional, it has produced good results compared to experimental studies using high-frequency sensors. Therefore, it has also been used in 3D numerical solutions. Temperatures around 3500 K can be observed according to the fuel-oxidant combination used in front of detonation. For example, in a solution using H2-Air mixture, temperatures around 3460 K are observed. In the combustion chamber, pressure values are seen above the supply pressure on the detonation front. From this perspective, it is seen that the combustion chamber works under very difficult conditions. However, since the turbulence level is very high, a very high heat flux is seen from the combustion chamber to the walls. In previous studies, 10 MW/m2 heat flux was observed. The melting point of the material can be reached in a very short time. At this point, it is important that the correct cooling system is applied and the heat transfer can be calculated accurately.In this study, the detonation combustion chamber with 14 cm inner diameter, 15 cm outer diameter and 10 cm lenght was modeled to include conjugate heat transfer by applying appropriate boundary conditions. Stainless steel 316 material was defined and walls were placed around the combustion chamber and heat transfer and temperature variations within these walls were observed. The outer wall has an outer diameter of 17cm, an inner diameter of 15 cm, and an inner diameter of 14 cm. H2-Air mixture was used as a fuel and oxidizer in the numerical solution. Fluid properties were instantaneously used to accurately model the heat transfer. The viscosity, thermal conductivity and temperature of the fluid are defined within the boundary conditions. In order to realize this solution, chtMultiRegionFoam, one of OpenFOAM's own resolvers, can be solved with multi-domain in order to make conjugate solution to ddtFoam solver written in OpenFOAM which is open source computational fluid dynamics solver. The fluid throughout the solution was modeled using the k-omega turbulence model. The temperature gradient was based on the values between the cell center and the fluid-solid. By matching the heat transfer on the fluid side and the heat transfer on the solid side, a common temperature value is obtained on the surface between the solid-fluid and this value is expressed in an equation. This equation is used to create the boundary condition. Swak4Foam, a special plug-in for OpenFOAM, has been used as an aid in the special writing of boundary conditions in the numerical solution. Fluid solution is made with 1 mm mesh size and wallfunction is defined as the boundary condition of turbulence in the walls. The mesh size and the thermal boundary layer were checked for compliance with the reference values.Numerical solutions were performed up to 4 seconds due to high calculation costs. The effect of heat transfer from fluid to walls and the effect of heat transfer on detonation was observed in the solution neck. Contrary to expectations, instead of the axial direction in which the detonation wave enters, the highest temperatures were observed at the combustion chamber outlet. This is due to the unburned gases coming from the injector at 293 K. Once the temperature in the walls rises above 293 K, there may be reverse heat transfer from the walls to the fluid. Thus, the temperatures at the inlet of the combustion chamber were lower than those at the outlet of the combustion chamber. At the end of 4 seconds, 693 K temperature was observed in the combustion chamber outlet and 659 K temperature was observed in the outer wall. The temperature difference between the inlet and outlet of the combustion chamber in the outer wall and the inner wall was observed to be approximately 180K. The maximum temperature in the fluid domain when the conjugate heat transfer was applied was about 100 K lower than the adiabatic solution. This difference has remained almost the same throughout the entire solution. There was also an increase in detonation length in conjugate heat transfer model. The detonation length, which was 45 mm in the adiabatic solution, was 51 mm in the conjugate heat transfer model. The highest value of heat transfer to the walls was 2.61 MW/m^2 at the beginning of the simulation. In the second second, the heat flux decreased by 345 kW/m^2 to 2.27 MW/m^2. The temperature in the walls did not reach saturation in 4 seconds. In addition to the adiabatic solution, a constant heat flux was defined outside the walls to test the laboratory environment. In this way, a more realistic solution is aimed. Compared to the adiabatic solution, a temperature difference of about 5 K was observed. This value is expected to increase in longer durations. 90

Silindirik cisimler başta uçak ve uzay mühendisliği olmak üzere birçok mühendislik uygulamasında yaygın olarak kullanılmaktadır. Bu çalışmada, silindirik cisimde üç farklı boyutlu çentik kullanılarak sürükleme katsayısının düşürülmesi amaçlandı. Her çentik boyutu için, çentiklerin açısal pozisyonları dört kez değiştirildi. Çentikler karesel şekilli olup boyutları silindir çapının %5, %10 ve % 15'i kadarken, açısal pozisyonları ön durgunluk noktasına göre 30°, 45°, 60° ve 75°dir. Analizler sayısal olarak sonlu hacim tabanlı açık kodlu Ansys-Fluent programı kullanılarak yapıldı. Reynolds sayısı 10.000'de doğrulama için çentiksiz silindir analizi yapıldı. Nicel bir analiz olması için sürükleme katsayısı, taşıma katsayısının R.M.S'i ve Strouhal sayısı hesaplandı. Bütün analizler için Reynolds sayısı 10.000 olarak belirlendi. Türbülans modeli olarak büyük girdap simülasyonu (LES) modeli kullanıldı. Sonuç olarak iki kare çentik kullanmanın sürükleme katsayısını düşürdüğü görüldü. Cylindrical objects are widely used in many engineering applications, especially in aerospace and aircraft engineering. In the present study, in an attempt to reduce the aerodynamic drag of a flow over a cylindrical shape, three cases of groove size were analyzed. For every case, the angular position of the groove was changed four times. The grooves were square-shaped and taken 5%, 10% and %15 of the cylinder diameters; while the angular positions were taken 30°, 45°, 60° and 75° relative to the forward stagnation point. The analysis was made numerically using finite volume method based on commercial code Ansys-Fluent. Bare (without grooves) circular cylinder was analyzed for the sake of validation at Re:10000. In order to perform a quantitative analysis, the drag coefficient, the RMS of lift coefficient and the Strouhal number were computed. Reynolds number was kept at 10000. Large Eddy Simulation (LES) method was applied for turbulence modelling. In the conclusion, it was found that two square grooves reduce the drag coefficient over cylinder. 66

İnsansız hava araçları, uzun yıllardır askeri amaçlı operasyonlarda oldukça yoğun olarak kullanılmaktadırlar ve gelecekte de bu uygulamaların hızlı bir şekilde artması beklenmektedir. Operasyonel riskleri ve maliyetleri oldukça düşük seviyelere çektikleri için son yıllarda sivil alanlarda da kullanımları oldukça yaygınlaşmıştır. Hatta, hava trafik yönetimi çalışmalarındaki hızlı gelişmelere paralel olarak, insansız hava araçlarının şehir hava sahasına entegrasyonu çalışmaları da başlamış, birçok teknoloji firması yatırımlarını bu yönde yoğunlaştırma kararı almışlardır. Günümüzde kargo ve yolcu taşımacılığı için geliştirilen çok başarılı konseptleri görmek mümkündür. Hava araçlarının özellikle şehir içi taşıma uygulamalarında kullanılması ile birlikte bu sistemlerin uçuş güvenliğinin sağlanması daha da kritik bir konu haline gelmiştir. Şehir hava sahasını yöneten hava trafik yönetimi sistemini ve araç üzerinde bulunan güdüm ve kontrol sistemlerini hiyerarşik bir yapıda incelemek, genel sistemi daha anlaşılır bir hale getirecektir. Hiyerarşik olarak en üst kademede bulunan hava trafik yönetimi sistemi, hava araçlarının koordinasyonunu sağlayarak havada oluşabilecek bir çarpışmayı veya hava araçlarının şehirde bulunan sabit engellere (binalar, yer şekilleri, vs.) çarpmasını engellemektedir. Ancak, hava trafik yönetim sistemi ne kadar uygulanabilir ve etkin uçuş yörüngeleri üretirse üretsin, araç üzerindeki güdüm ve kontrol sistemleri bu komutları istenen başarım ile takip edemezse bu durum bütün sistemin güvenilirliğini oldukça yüksek seviyede tehlikeye sokacaktır. Bu nedenle, orta ve alt seviye sistemler olan güdüm ve kontrol sistemlerinin, belirli kararlılık ve performans gereksinimlerine göre tasarımı ve doğrulanması oldukça önem arz etmektedir. Bu tez kapsamında, sivil hava sahası içerisinde farklı amaçlar için kullanılabilecek olan sabit kanatlı dikey iniş ve kalkış yapabilen, sabit kanatlı ve döner kanatlı insansız hava araçlarının matematiksel modelleme ve kontrol sistem tasarımı çalışmaları yapılmıştır. Tezin ilk bölümünde, sabit kanatlı ve tilt-rotor konseptine sahip bir insansız hava aracı olan Turaç'ın altı serbestlik dereceli doğrusal olmayan matematiksel modeli oluşturulmuştur. Buradaki temel amaç, askı uçuşundan yatay uçuşa ve yatay uçuştan askı uçuşuna geçiş için uygun bir senaryo geliştirmektir. Elde edilen matematiksel model pervane tarafından hızlandırılan hava akımının gövde üzerindeki etkilerini de içermektedir. Bu etkiler seyir hızının, rotor tilt açısının ve hücum açısının bir fonksiyonudur. Pervane tarafından hızlandırılan hava akımının, pervane çıkışındaki kesit alanı ve akış hızı momentum teorisi kullanılarak elde edilmiştir. Gövde ve kanat üzerinde pervane hava akımı tarafından etkilenen alan üzerinde iki boyutlu aerodinamik analizler yapılmış ve pervane hava akımının etkileri modellenmiş, elde edilen aerodinamik katsayılar tablolar içerisine entegre edilip benzetim ortamına aktarılmıştır. İnsansız hava aracının gövde ve kanatlarının aerodinamik analizi hesaplamalı akışkanlar dinamiği araçları ile analiz edilmiş ve bu katsayılar da tablolar ile benzetim ortamına aktarılmıştır. Fazlar arası geçiş durumlarında (askı uçuşundan yatay uçuşa veya yatay uçuştan askı uçuşuna) insansız hava aracı üzerindeki aerodinamik ve itki kuvvet ve momentleri, hava aracı tilt mekanizmasına sahip olduğundan dolayı çok daha karmaşık bir şekilde etki etmektedirler ve aracın dinamiği oldukça karmaşık hale gelmektedir. Bu nedenle geçiş fazlarındaki uçuş güvenliğini sağlamak ve performansı belirli bir seviyede korumak için etkili bir faz geçiş metodunun tanımlanması gerekmektedir. Bu amaçla, uçuş hızı, tilt açısı, hücum açısı ve itki seviyesi için, dinamik sistemin durum değişkenlerine bağlı olarak, denge uçuşunu sağlayacak şekilde uçuş fazları arasında geçiş senaryoları oluşturulmuştur. Bu senaryolar uçuş kontrol sistemine bir komut olarak beslenebilmekte veya pilota uçuş sırasında kullanabileceği bir tablo olarak verilebilmektedir. Oluşturulan senaryolar kullanılarak geçiş fazı üzerinde benzetim çalışmaları yapılmış ve uçuş testleri gerçekleştirilmiştir.Tezin ikinci bölümünde, sabit kanatlı bir insansız hava aracı için, döngüde donanımsal benzetim (hardware-in-the-loop) ve uçuş testlerini içeren, model tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı gerçekleştirilmiştir. Bu uygulamada, insanlı hava araçları için geliştirilen sistem tanılama ve uçuş kontrol sistem tasarımı metodolojisi, sabit kanatlı insansız bir hava platformuna uyarlanmıştır. Kullanılan insansız hava aracı platformu, hareketli kara ve deniz araçlarını, belirli bir irtifadan, gövdeye sabit ve aşağı bakan bir kamera ile, otonom bir şekilde takip etmek için geliştirilmiştir. Hava aracının boylamasına ve yanlamasına doğrusal matematiksel modelleri, frekans bölgesinde açık-çevrim sistem tanılama metodolojisi ile elde edilmiş ve zaman bölgesinde doğrulanmışlardır. Tanılanan doğrusal modeller, yüksek hedef takip başarımı için gerekli olan uçuş kontrol sistemlerinin, birden fazla amaç fonksiyonlu parametre optimizasyonu metodu ile geliştirilmesi amacıyla kullanılmışlardır. Ayrıca, bu süreçte kestirimi yapılan aerodinamik katsayılar, altı serbestlik dereceli doğrusal olmayan modelin oluşturulmasında da kullanılmıştır. Oluşturulan doğrusal olmayan model, döngüde donanımsal benzetim sisteminin ana bileşenini oluşturmaktadır. Test süreci maliyetlerini ve kaza/kırım riskini en aza indirmek için, tasarlanan kontrol sistemleri gerçek uçuş testlerinden önce, döngüde donanımsal benzetim ortamında test edilmişlerdir. Donanım içerisine gömülen kontrol sistemi algoritmalarında herhangi bir mantıksal ve algoritmik hata olup olmadığı incelenmiştir. Tasarlanan ve donanım içerisinde hazır olarak gelen uçuş kontrol sistemlerinin başarım testleri de gerçekleştirilmiş ve karşılaştırmaları yapılmıştır. Yapılan uçuş testleri, tasarlanan kontrol sisteminin, rüzgar ve türbülanslı uçuş şartlarında, referans takip ve bozucu sönümleme performansının, hazır kontrol sisteminden çok daha iyi olduğunu göstermiştir. Tezin üçüncü bölümünde, sistem tanılama, model birleştirme (stitching) ve model tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı çalışmaları, agresif manevra kabiliyetine sahip, insansız, dört rotorlu hava aracı üzerinde uygulanmıştır. Üzerinde çalışılan insansız hava aracı, askı uçuşuna yakın şartlarda ve sistem dinamiğinin oldukça değiştiği hızlı ileri uçuş şartlarında agresif manevra kabiliyetine sahip olması için tasarlanmıştır. Bu tür bir sistem üzerinde klasik bir denetleyici tasarım süreci, referans takibinde performans kaybına ve hataların artmasına neden olacaktır. İnsansız hava aracının askı ve hızlı ileri uçuş dinamikleri arasındaki farkı yakalayabilmek için, insanlı hava araçları için geliştirilen uygulamalar esas alınmıştır. Askı ve yüksek hızlı ileri uçuş fazlarındaki doğrusal matematiksel modeller frekans bölgesinde sistem tanılama çalışmaları ile elde edilmişlerdir. Elde edilen matematiksel modellerin doğrulaması zaman bölgesinde analizler yapılarak gerçekleştirilmiştir. Farklı uçuş hızları için elde edilen uçuş denge koşulları ve tanılanan doğrusal modeller kullanılarak sistemin yaklaşık doğrusal olmayan (quasi-nonlinear) matematiksel modeli elde edilmiştir. Kapsamlı benzetim çalışmaları oluşturulan doğrusal olmayan model üzerinde gerçekleştirilmiştir. Tanılaması yapılan doğrusal matematiksel modeller, farklı dinamik gereksinimleri kısıt olarak içeren, birden fazla amaç fonksiyonu bulunduran optimizasyon tabanlı uçuş kontrol sistem tasarımı sürecinde, en iyi kontrol parametrelerini elde etmek için kullanılacaktır. ADS-33E-PRF içerisinde yer alan ve tam ölçekli helikopterler için kullanılan yanlamasına yeniden konumlandırma ve boylamasına ileri yönde hızlanma ve durma manevraları, kinematik ölçekleme yöntemi ile insansız hava aracı için uygun hale getirilmişlerdir. Tasarlanan denetleyiciler kullanılarak pozisyon koruma, yörünge takibi ve agresif manevra kabiliyeti uçuş testleri yapılmıştır. Ardından, Monte-Carlo benzetim çalışmaları ve uçuş test sonuçları karşılaştırılarak sonuçların ne kadar yakın olduğu incelenmiştir. Test ve analiz sonuçları göstermiştir ki, uygulanan kontrol sistem tasarımı metodolojisi, klasik yöntemler ile karşılaştırıldığında, yüksek hassasiyette ve tahmin edilebilir manevra kontrol kabiliyeti sağlamaktadır.Tezin dördüncü bölümünde, model referans uyarlamalı kontrol sisteminin bir iyileştirmesi sayılabilecek olan ve kapalı çevrim referans model içeren uyarlamalı kontrol sistemi, takviyeli öğrenme (reinforcement learning) metodu ile geliştirilmiştir. Referans model ile sistemin verdiği cevap arasındaki hata kullanılarak, uygulayıcı-değerlendirici (actor-critic) yapısında ve yapay sinir ağı ile oluşturulan ajan (agent, öğrenen sistem) eğitilmiş, geçici hal cevabını iyileştirmek için kapalı çevrim referans model içerisinde bulunan geribesleme kazancını arttırıp azaltması sağlanmıştır. Sistemin benzetim çalışmaları, bir nakliye helikopterinin basitleştirilmiş ve doğrusal boylamasına modeli üzerinde yapılmıştır. Geliştirilen uyarlamalı kontrol sisteminin geçici hal cevabı başarımının, diğer uyarlamalı kontrol sistemlerinin başarımları ile nicel olarak karşılaştırılabilmesi için, sistemin geçici hal performansı ile doğrudan ilişkili olan sinyallerin L-2 ve L-sonsuz normları hesaplanmıştır. Monte-Carlo benzetim çalışmaları ile incelenen sistemlerin, aerodinamik parametrelerdeki belirsizliklere karşı ne kadar dayanıklı oldukları incelenmiş ve sonuçlar karşılaştırılmıştır. Bu analizler sonucunda, değişken geribesleme kazancına sahip kapalı çevrim referans model kullanan uyarlamalı kontrol sisteminin, açık çevrim referans modele sahip uyarlamalı kontrol sistemine ve sabit geribesleme kazançlı kapalı çevrim referans modele sahip uyarlamalı kontrol sistemine göre çok daha iyi bir geçici hal cevabı performansına sahip olduğu, salınımları önemli ölçüde bastırdığı gösterilmiştir. Ayrıca, geliştirilen sistem üzerinde farklı adaptasyon ve öğrenme stratejileri kullanılarak, geniş bir uçuş zarfı içerisinde sistemin adapte olma kabiliyetini arttırma olanağı da sağlanmaktadır. Bir diğer değişle, geliştirilen uyarlamalı kontrol sistemi daha kapsamlı bir şekilde eğitildiği takdirde, farklı uçuş şartlarında da sistemin geçici hal cevabının iyileştirilmesi mümkün olmaktadır. In recent decade, urban air mobility has an increasing demand in passenger and cargo transportation in the urban airspace. One of the most critical factors in urban air mobility concept is operation safety which requires reliable flight control and guidance system and predictable mathematical model of the aerial platform. To provide these requirements, developing and using a verified design workflow becomes quite crucial. In this thesis, mathematical modeling, flight control system design and test workflow is applied on tilt-rotor, fixed-wing and rotary-wing aerial platforms.In the first part of this thesis, nonlinear mathematical model of a fixed-wing tilt-rotor unmanned aerial vehicle (UAV) is developed which covers hover, transition and forward flight phases. The model includes propeller-induced airstream effects on the UAV body which are directly related to flight speed, rotor nacelle angle and angle-of-attack. Momentum theory is used to calculate the propeller-induced airstream characteristics such as output cross-section area and velocity. 2D aerodynamic analysis is performed on the area that is affected by the propeller-induced airstream because of the lack of finite-wing effects on this region. The obtained aerodynamic parameters are embedded into look-up tables and used in the mathematical model. 3D aerodynamic analysis is also performed on the complete airframe geometry and calculated parameters are used in the nonlinear model. Especially in the transition flight phase, thrust and aerodynamic effects are acted together on the airframe and UAV dynamics become quite complex. To provide the flight safety in the transition phase, forward- and back-transition scenarios are developed by performing trim analysis for each flight condition and required airspeed, angle-of-attack, nacelle angle and thrust level are calculated. Then, a command-schedule is generated by using these vehicle states which can be utilized as a reference signal set for the flight control system or pilot cue. We evaluated the proposed closed-loop system in the developed nonlinear simulation environment and flight tests.In the second part of the thesis, system identification and model-based flight control system design approach, in which flight testing and hardware-in-the-loop (HIL) simulation are integrated into the design workflow, is applied on a fixed-wing micro aerial vehicle (MAV). This approach relies on adaptation of system identification and control system design methodologies from the manned aircraft domain. The MAV is specifically designed for a surveillance mission in which a moving ground or seaborne target, such as a track or a boat, is tracked fully autonomously from a specified altitude by using a downward-facing body-fixed camera. We utilize a design process in which the longitudinal and lateral mathematical models are identified through open-loop system identification flight testing. These models are later used in a multi-objective controller optimization scheme in which a control system is designed inline with the high performance tracking requirements. We have utilized a HIL simulation system allowing comprehensive simulation and testing of designed control and guidance algorithms before fully autonomous flight tests as to minimize cost and crash risk. Both the proposed and legacy flight control systems are evaluated in actual flight tests. The results demonstrate that the proposed design methodology and the resulting control system provides superior reference tracking performance and robust disturbance rejection in face of real-world conditions such as turbulence and winds.In the third part of the thesis, we utilize a system identification, model stitching and model-based flight control system design methodology for an agile maneuvering quadrotor MAV technology demonstrator platform. The proposed MAV is designed to perform agile maneuvers in hover/low-speed and fast forward flight conditions in which significant changes in system dynamics are observed. As such, these significant changes may result in considerable loss of performance in terms of reference signal tracking and disturbance rejection. To capture the changing dynamics, we consider an approach which is adapted from the full-scale manned aircraft and rotorcraft domain. Specifically, linear mathematical models of the MAV in hover and forward flight are obtained by using the frequency-domain system identification method and they are validated in time domain. These point models are stitched by utilizing the trim data and quasi-nonlinear mathematical model is generated for simulation purposes. Identified linear models are used in a multi-objective optimization based flight control system design approach in which several handling quality specifications are used to optimize the controller parameters. Lateral reposition and longitudinal depart/abort mission task elements from ADS-33E-PRF are scaled-down by using kinematic scaling to evaluate the proposed flight control systems. Position hold, trajectory tracking and aggressiveness analysis are performed, Monte-Carlo simulations and actual flight test results are compared. It is shown that the proposed methodology provides high precision and predictable maneuvering control capability over an extensive speed envelope in comparison to classical controller design techniques.In the fourth part of the thesis, closed-loop reference model (CRM) based adaptive control algorithm is improved by using reinforcement learning (RL) method. In the proposed system, an actor-critic agent is utilized to increase or decrease the observer gain scaling factor by using tracking error observations from the environment. Several simulation studies are performed on simplified longitudinal linear model of a transport helicopter. For a quantitative comparison of the transient response performance, key signal norms are calculated and results are evaluated. Monte-Carlo and the worst-case analyses are performed to compare the transient response performance of the adaptive systems in the presence of parametric uncertainties. It is shown that the proposed RL-CRM method has superior transient response performance when compared to the model reference adaptive control (MRAC) and optimized fixed-gain CRM-adaptive systems. In addition, the control structure provides the possibility to learn numerous adaptation strategies across various flight conditions rather this be driven by high-fidelity simulators or through flight testing. 228

Dikine inen ve kalkan (DİK) ve sonrasında konvansiyonel uçaklar gibi uçabilen araçlar, ileride uygulama alanı bulması için önemli bir alandır. Bu tarz melez araçlar, döner kanatlı ve sabit kanatlı araçların sahip olduğu havada sabit durabilme, piste ihtiyaç duymadan iniş kalkış yapabilme, yüksek hız, uzun uçuş süresi ve geniş menzil üstünlüklerini bir araya getirmektedir. Bu tezde, bir konvansiyonel sabit kanatlı çatkılı, yatar rotorlu trikopter DİK İHA tasarlanmıştır. İtkisel ve aerodinamik tabanlı hareket denklemleri hesaplanarak aracın doğrusal olmayan matematiksel modeli oluşturulmuştur. İtki sisteminin dinamik modeli rüzgar tüneli deneyleri ile ortaya çıkarılmıştır. Sonrasında, bu doğrusaldışı model, kararlılık analizi ve doğrusal kontrolcü geliştirilmesi amacıyla, uygun trim noktalarında doğrusallaştırılmıştır. MATLAB/Simulink ortamında, geliştirilen doğrusal kontrolcülerle birlikte uçuş benzetimleri gerçekleştirilmiştir, sonuçları sunulmuştur. Vertical takeoff and landing (VTOL) vehicles that can fly like conventional airplanes after the takeoff, provide a promising area to find applications in the future. These hybrid vehicles combine the advantages of rotary-wing and fixed-wing aircraft configurations such as having capability of hovering flight, takeoff and landing without utilizing a runway, long range, high speed flight with reasonable endurance. In this study, a tilt-rotor tricopter VTOL UAV having a conventional fixed-wing airframe is designed. Nonlinear mathematical model of the vehicle is generated by calculating propulsive and aerodynamics-based equations of motion. For a better approximation, dynamic model of the propulsion system is obtained by performing wind tunnel experiments. Moreover, the nonlinear system is linearized at suitable trim conditions for stability analysis and to develop linear controllers. Flight simulations were performed with the developed linear controllers in MATLAB/Simulink. Simulation results have been reported and the results were discussed. 151

Helikopter rotorunu modellemek için kullanılan çoklu simülasyon araçlarının çoğu,pallerin kiriş modelini ve esnek olmayan rotor göbeğini kullanır. Pal ve göbek içindeki gerilme geri kazanımı daha sonra enine kesitsel veya sonlu elemanlar analiz araçları vasıtasıyla gerçekleştirilir. Bu çalışmada, bir helikopter ana rotorunun çok gövdeli modeli, palin ve rotor göbeğinin üç boyutlu esnek modelleri kullanılarak oluşturulmuştur. Askı ve ileri uçuş durumları için rotorun çok gövdeli simülasyonları gerçekleştirilmiştir. Çok gövdeli simülasyonun kapsamı, rotor mekanizmasının kinematik modellemesi, göbek ve palin esnek modellemesi, aerodinamik yüklerin uygulanması, dengeleme hesaplamaları ve esnek parçalarda dinamik gerilmelerin zaman geçmişini almak amacıyla zaman yanıtı analizinden oluşur. Rotor palinin esnek modellenmesinde, büyük deformasyon ve santrifüj sertleştirici geometrik doğrusal olmayan etkiler dahil edilmiştir. Most of the multibody simulation tools used for modeling helicopter rotor use beam models of the blade and the rigid rotor hub. Stress recovery in the blade and in the hub are then performed by means of cross-sectional analysis tools or finite element analysis tools. In this study, multibody model of a helicopter main rotor is established using three dimensional flexible models of the blade and the rotor hub, and multibody simulations of the rotor are performed for the hover and the forward flight load cases. The scope of the multibody simulation consists of kinematic modeling of the rotor mechanism, flexible modeling of the hub and the blade, implementation of aerodynamic loads, trim calculations, and time response analysis with the objective of getting time history of dynamic stresses in the flexible parts. The flexible modeling of the rotor blade consists of the implementation of large deformation and centrifugal stiffening geometric nonlinearities. 164

Günümüzde fiziksel büyüklüklerin ölçülebilmesi için pek çok sensör tasarımı yapılmıştır. Bunun yanında farklı sensörler, ilgili fiziksel büyüklüğün farklı özelliklerini kullanarak ölçümler yapabilmektedir. Bu işlem sırasında, sensörler tarafından kullanılan çevrim yöntemleri de farklılık göstermektedir. Diğer taraftan bazı sensörler ölçülmek istenen parametrenin değişimi üzerinden de ölçüm yapabilmektedir. Tüm bu gelişmeler bir parametrenin ölçülebilmesi için farklı sensörler kullanılmasının önünü açmıştır. Bunu sağlamak için de farklı sensörler üzerinden elde edilen verilerin işlenmesine yönelik algoritma tasarımları oluşmuştur. Hemen hemen her alanda kullanılan kombine sensör yapıları ve veri birleştirme algoritmaları, için çalışma alanlarından bir tanesi de havacılıktır. Hava aracının alt sistemlerinde de kullanılabilen bu yapılar genellikle hava aracının durumlarının kestirimi için tercih edilmektedir. Diğer taraftan uçuşun sürekliliğinin sağlanabilmesi için, özellikle alçak irtifa uçuşlarında yüksekliği uçuşun en önemli parametrelerinden biri haline getirmiştir. Bu nedenle yönelim, hız ve pozisyon gibi parametrelerin yanında, sensör füzyon algoritmalarının en çok kullanıldığı parametre yükseklik bilgisidir. Tezin ilk aşamasında böyle bir çalışmanın yapılabilmesi için literatürde bulunan altyapı ve diğer çalışmalar incelenecektir. Bu kapsamda havacılık sektöründe kullanılan Kalman Filtresi, yapay zeka, bulanık mantık gibi farklı yöntemler ve bu algoritmaların kaynak olarak kullandığı bazı sensörler kısaca tanımlanacaktır. Bunun yanında kendilerini kanıtlamış olan bu yöntemlerin çalışma prensipleri algoritma tasarımı yapılırken örnek teşkil edecek şekilde kullanılacaktır. Sonraki aşamada böyle bir çalışmanın yapılma amacı ve hedef noktası verilecektir.Bu çalışma kapsamında farklı sensörler üzerinden alınan verilerin işlenerek birleştirilmesine yönelik bir yöntem sunulacaktır. Sensör verilerinin birleştirilebilmesi için, öncelikle kullanılacak sensörlerin seçilmesi, tanımlanması ve modellenmesi gerekmektedir. Bu çalışma kapsamında seçilen sensörler GNSS, radar altimetre ve barometrik altimetre olacaktır. Bu kapsamda GNSS uydular üzerinden gönderilen sinyallerin işlenmesi ve her bir uyduya olan mesafenin kestirilerek mevcut pozisyonun elde edilmesi için kullanılmaktadır. Bu pozisyon kesitiriminin bir bileşeni, yapılan ek hesaplamalarla birlikte yükseklik bilgisidir. Yine bu kısımda GPS, GLONASS, Galileo gibi bazı küresel navigasyonel uydu sistemlerinin de tanımlamaları yapılacaktır. Bir diğer sensör olan radar altimetre ise yüzeye gönderilen radyo dalgalarının geri alınması ve gidiş geliş sürelerinin kullanılmasıyla ölçüm yapan bir sensördür. Bu sensör için de kullanım alanlarının ve veri doğruluğunu etkileyen değişkenlerin tanımlaması yapılacaktır. Son olarak barometrik altimetre vasıtasıyla uçuş ortamının statik basıncı ölçülecektir. Bu ölçüm ilgili atmosferik denklemlerin kullanılmasıyla yükseklik bilgisine çevrilecektir. Bu sensörlerin yanına ataletsel ölçüm birimi de eklenecek ve algoritmaya ivme ve açısal hız bilgilerinin girdisi sağlanacaktır. Ataletsel ölçüm birimi dolaylı olarak algoritma içerisindeki hesaplamalara katılacak ve genellikle filtreleme ve veri türetimi amacıyla kullanılacaktır. Tezin ilk kısmında bu sensörler tanımlanacak, çalışma prensipleri ve kullanım alanları verilecektir. Bunun ardından hata davranışları tanımlanacak ve sensör davranışları matematiksel olarak ifade edilecektir. Özellikle bu hata davranışlarının modelleri hem sensörlerin simülasyonlarının hazırlanmasında hem de ileride güvenilirlik oranlarının hesaplanmasında kullanılacak olmaları nedeniyle önem arz etmektedirler.Algoritma bünyesinde girdi olarak kullanılması planlanan sensör verilerinin modellenmesinin ardından algoritma tasarımına geçilecektir. Bu tasarım farklı kısımlardan oluşmaktadır. Sensörlerden gelen verilerin sıklıkları birbirlerinden farklı olabilmektedir. Bu farklılıkların giderilmesi ve sensörlerden alınan verilerin işlenmesiyle frekanslar algoritma çalışma frekansına taşınmalıdır. Bu istenirin sağlanabilmesi için ilerleyen kısımlarda ön filtreleme ve veri türetimi ismi ile iki adet yöntem önerilecektir. Düşük ve yüksek frakanslı veriler için hangi yöntemin tercih edilebileceğine dair yapılan bir çalışma da bu esnada paylaştırılacaktır. Bu esnada sistemin içinde bulunduğu durumlara göre her bir sensörün güvenilirlik derecesi kestirilecektir. Bu kestirimler hava aracının içinde bulunduğu durumlara bağlı, dinamik olarak oluşturulacaktır. Bahsedilen güvenilirlik oranlar 0 ile 1 arasında değer alacaktır. Sensörün etkilendiği her bir parametrenin uçuştaki değerine göre o parametreye ve sensöre özgü bir alt güvenilirlik oranı oluşturulacaktır. Bir sensörün ölçümünü etkileyen her bir parametreye göre hesaplanan alt güvenilirlik oranlarının çarpımı o sensörün dinamik güvenilirlik oranını verecektir. Dinamik güvenilirlik oranının yanında, ortam ve sensör özelliklerine göre bazı sensörler diğerlerine göre daha güvenilir bulunabilmektedir. Bu nedenle dinamik güvenilirlik oranları, statik güvenilirlik oranları olarak adlandırılabilecek, kullanıcı tarafından girilebilen katsayılarla çarpılabilir. Bir sonraki aşamada bu kestirimlere göre uygun durumlarda sensör verileri arasındaki ölçüm farklılıkları giderilecektir. Fark kapatma işlemi her bir sensör için o sensör için kestirilen güvenilirlik oranları ile yapılacaktır. Bahsedilen bu güvenilirlik oranları, referans veri ile sensör verisi arasındaki farkın kapanma hızının belirlenmesinde kullanılacaktır. Elde edilen işlenmiş verilerin ve güvenilirlik oranlarının kullanılmasıyla, sensör verileri ağırlıklandırılacak ve birleştirilmiş yükseklik bilgisi elde edilecektir. Bu noktada güvenilirlik oranı yüksek olan verinin çözümün oluşturulmasında daha büyük pay almasını sağlamaktır. Bunun yanında her bir sensörün düşük güvenilirliğe sahip olması durumunda gene de çözümün ortak ağırlıklandırma ile oluşması amaçlanmıştır. Elde edilen bu yükseklik bilgisi, IMU verisi üzerinden elde edilen yukarı yönlü ivme bilgisi kullanılarak filtrelenecektir. Bu aşamada, düşey eksen sönümleme döngüsü adı altında bir algoritma tanıtılacak ve bu yöntemin kullanılmasıyla elde edilen yükseklik bilgisi çıktı olarak verilecektir.Algoritma tasarımının yapılmasının ardından, algoritmanın doğruluğunun test edilmesi ihtiyacı ortaya çıkacaktır. Bu ihtiyacın giderilmesi için açık çevrim ile çalışan bir simülasyon ortamı oluşturulacaktır. Bu simülasyon ortamında uçuş mekaniği denklemleri ile referan veriler oluşturulacak ve sensörler için oluşturulan hata modellerinden geçirilerek algoritma girişine beslenecektir. Simülasyon yapısının kurulmasının ardından iki adet senaryo oluşturulacaktır. Bu senaryoların ilkinde, algoritmanın farklı uçuş koşullarına ve manevralara karşı işlevselliğini korunması test edilecektir. Bir sonraki senaryoda ise sensörlerde oluşabilecek hata ya da bağlantı kopukluğu sonrasında kullanımda kalan düzeltilmiş sensör verileri ile uçuşun devamlılığının sağlanabileceği kanıtlanacaktır. Yapılacak bu testler sonrasında elde edilen sonuçlar incelenecek ve tasarlanan algoritmanın doğruluğu irdelenecektir. Son olarak ek olarak yapılabilecek çalışmalardan bahsedilecek ve tezin daha da geliştirilebilmesi için bazı seçenek ve ek çalışmalar önerilecektir. Today, many sensors have been designed to measure physical quantities. In addition, different sensors can make measurements using different properties of the relevant physical parameter. During this process, the conversion methods used by the sensors also differ. Additionally, some sensors can be measured by changing the parameter to be measured. All these developments have led to the use of different sensors to measure a parameter. In order to achieve this, algorithm designs have been developed for processing data obtained from different sensors.One of the working fields for combined sensor structures and data combining algorithms used in almost every field is aviation. These structures, which can also be used in air vehicle sub-systems, are generally preferred for estimating aircraft conditions. In addition to parameters such as orientation, speed and position, the most commonly used parameter of sensor-fusion algorithms is altitude.In this study, a method for processing the data taken on different sensors will be presented. In order to combine sensor data, it is necessary to select, define and model the sensors to be used. The sensors selected in this study will be GNSS, RA and BA. Besides these sensors, IMU will be added and indirectly included in the calculations in the algorithm. In the first part of the thesis, sensors will be defined, working principles and application areas will be given. After that, error behaviors will be defined and expressed mathematically.After modeling the sensor data which will be used as input in the algorithm, design will be started. This design consists of different parts. Firstly, the sensor data received will be moved to the appropriate frequency by some recommended methods. In the meantime, the reliability of each sensor will be estimated according to the condition of the system. According to these estimations, the measurement differences between the sensor data will be eliminated. Using the resulting processed data and the reliability ratios, the sensor data were weighted and the combined altitude estimation was obtained. This estimation will be filtered and output using IMU data.After the design of the algorithm, its accuracy must be tested. For this, an open loop simulation will be created. Test scenarios will be created and harnessed to feed the generated simulation. The results will be examined and the accuracy of the designed algorithm will be examined. 105

Bu çalışmada, askıda uçuş durumu için pervane ve farklı pervane kolu geometrileri arasındaki etkileşimin hesaplamalı yöntemle yapılmış bir analizi sunulmaktadır. Pervane kolunun pervanenin aerodinamik performansı üzerindeki etkisi, ticari olarak temin edilebilen Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) çözücü yazılımı ANSYS Inc. Fluent 17 kullanılarak değerlendirilmiştir. Sayısal sonuçlar, bir 16x4 karbon fiber pervane kullanılarak yapılan itme ve tork ölçümleri ile askıda uçuş ve dikey uçuş koşulları için doğrulanmıştır. İtme ve tork ölçümleri, ODTÜ Rüzgem'deki düşük hızlı METUWIND C3 rüzgar tünelinin test bölümünde gerçekleştirilmiştir. 16x4 karbon fiber pervanenin sayısal simülasyonu itme ve tork ölçüm sonuçları ile doğruladıktan sonra, dört farklı pervane kol geometrisi (Eppler tipi, 25mm çaplı silindirik boru, 25mm kenarlı kare boru, ve ortasında 10mm olukdan oluşan 25mm kenarlı kare boru) oluşturulup pervanenin aerodinamik performansı üzerindeki etkilerini değerlendirmek için HAD modeline eklenmiştir. Pervane kolu geometrileri arasındaki pervane verimi karşılaştırmasının sonuçları, Eppler kol geometrisinin benzer ebatlı silindir pervane koluna göre % 4.89, benzer ebatlı kare kesitli pervane koluna kıyasla % 21.59 ve aynı kare kesitli pervane kolunun oluklu versiyonundan % 5.18 daha verimli olduğunu göstermektedir. This study presents a computational analysis on the interaction between rotor and different rotor frame-arm geometries in hovering flight. The influence of the frame arm on the aerodynamic performance of the rotor is assessed by using commercially available computational fluid dynamics (CFD) solver ANSYS Inc. Fluent 17. Numerical results are validated for hovering and vertical climb flight conditions with thrust and torque measurements conducted on a 16x4 carbon fiber propeller. The thrust and torque measurements were performed in the test section of the low-speed METUWIND C3 wind tunnel at the Rüzgem (Metuwind). After validating the numerical simulations with the thrust and torque measurement results of the 16x4 carbon fiber propeller, four different arm geometries (i.e., Eppler Arm, 25mm cylindrical tube, 25mm square tube, and 25mm square tube with a 10mm slot) are created, and added to the validated CFD model to assess their effect on the aerodynamic performance of the rotors. The results of this study reveal that the propeller-Eppler arm configuration has 4.89%, 21.59%, and 5.18% greater propeller efficiency than that of the propeller-cylindrical arm, propeller-square arm, and propeller-slotted square arm configurations, respectively. 107

Bu tezin odak noktası, yakıt akışının daha geleneksel bir yakıt dozajlama ünitesinden ziyade dişli tip bir yakıt pompası tarafından sağlandığı küçük, düşük maliyetli turbojet motorlardır. Bu tip yakıt akışı eyleyicilerinin sisteme dahil edilmesi, küçük turbojet motorların modellenmesi ve kontrolüne ek doğrusal olmayan özellikler getirmektedir. Alternatif bir çözüm olarak, bu tezde, bu tür alt sınıf turbojet motorlara çevrimiçi / çevrimdışı parametre tahmini ve adaptif kontrol yöntemleri önerilmekte ve uygulanmaktadır. Benzetim ve analiz için yakıt sistemini de içeren yüksek doğrulukta bir turbojet motor modeli geliştirilmiştir. Öte yandan, doğrusal olmayan hızlı bir motor modeli, dişli tip bir yakıt pompasıyla donatılmış küçük bir turbojet motorunun şaft dinamiklerini yakalamak için önerilmiştir. Bu hızlı motor modelinin parametreleri, regresyon analizi yöntemi kullanılarak tahmin edilmiştir. Aynı tanımlama prosedürü, önerilen yaklaşımı doğrulamak için gerçek motor test verilerine de uygulanmıştır. Daha sonra, önerilen hızlı motor modeli yapısını kullanan bir çevrimiçi parametre tahmin yöntemi, aero-termal turbojet motor modeline uygulanmıştır. Ardından, çevrimdışı ve çevrimiçi parametre tahmin yaklaşımlarının çıktıları birbiriyle karşılaştırılmıştır. Daha sonra, çevrimiçi parametre tahmin algoritması, dolaylı model referans uyarlamalı kontrol olarak bilinen bir adaptif kontrolcüye dönüştürülmüştür. Son olarak, geliştirilen kontrolcünün geleneksel kontrol yaklaşımlarına karşı getirdiği ana avantajlarını göstermek ve diğer uygulama alanlarını ortaya çıkarmak için aero-termal motor modeline çeşitli kontrol ve arıza senaryoları uygulanmıştır. The focus of this thesis is on small low-cost turbojet engines where the fuel flow is provided by a gear-type fuel pump rather than a more traditional fuel metering unit. The incorporation of such type of fuel flow actuation devices introduces additional nonlinearities into the modeling and control of the small turbojet engines. As an alternative solution, this thesis presents and applies online/offline parameter estimation and adaptive control methods to such sub-class turbojet engines. For the simulation and analysis, a high-fidelity turbojet engine model including the fuel system is developed. On the other hand, a nonlinear fast engine model is proposed to capture the shaft dynamics of a small turbojet engine equipped with a gear-type fuel pump. The parameters of the fast engine model are estimated using the regression analysis. The same identification procedure is also applied to real engine test data to verify the proposed approach. Next, an online parameter estimation method using the same fast engine model structure is applied to the aero-thermal turbojet engine model. Then, the outputs of the offline and online parameter estimation approaches are compared with each other. Later, the online parameter estimation algorithm is converted to an adaptive controller known as indirect-model reference adaptive control. Last, several control and failure scenarios are applied to the aero-thermal engine model to show its main advantages over the traditional control approaches and also to reveal its further application areas. 122

Bu tez çalışmasında rampa yunuslama hareketi yapan çeşitli planform geometrilerine sahip düz plakanın iz bölgesine yakın akış alanları incelenmiştir. Kanat planform şekli için esas olarak altı geometri ele alınmıştır. Eğrisel olmayan geometriler ise yine aynı konudaki bir çalışmadan esinlenilmiştir. Ancak bu çalışmada kuvvet ölçümleri ile birlikte üç düzlemde PIV verileri alınarak HKG'nın üç boyutluluk etkisi ile uç vorteks ile etkileşimi incelenmektir. Deneyler Re=10,000 için, keskin kenarlı levhalar kullanılarak ve 0°─45° genliği için gerçekleştirilmiştir. Modeller laboratuvarda bulunan lazer kesici kullanılarak pleksiglastan imal edilmiştir. Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesinde bulunan Trisonik Laboratuvarındaki 1010 mm x 790 mm test kesitine sahip büyük ölçek su kanalında gerçekleştirilmiştir. Hava araçlarında ilgi sabit kanatlılardan ziyade çırpan kanatlılara yön değiştirmiştir. Düşük hızlarda uçabilen MHA (mikro hava araçları) için çeşitli alanlarda kullanımı nedeniyle verimliliklerinin artması için çırpan kanatlar kullanılabilir. Kanat çırpma hareketi yunuslama ve akıma dik yönde ötelenme hareketleri şeklinde kısımlara ayırarak incelenmektedir. AVT-202 araştırma grubunun raporunda (NATO-STO, 2016) rampa formunda yunuslama hareketi yapan kanatların incelenmesinin önemi vurgulanmıştır.Bu çalışmanın ilk bölümünde tezin amacına yönelik giriş yapılmıştır. Daha sonra ise daha önce yapılmış literatürde geçen benzer çalışmalar incelenmektir. İkinci bölümde deney düzeneği ve kullanılan yöntemlerden bahsedilmektedir. En sonunda sonuçlar irdelenmekte ve sonuçlar ışığında özet bulgulara, ileriye yönelik tavsiyelere ve yorumlara yer verilmektedir.Hücum kenarı dönme eksenli durumlarda, üçgen planformlu düz plakalar diğerlerinden farklıdır. Yamuk planformlarda olduğu gibi benzer geometrik planform şekilleri, benzer kuvvet farklılıkları ve akış topolojileri sergiler. Veter ortası dönme eksenli durumlar içinse hücum kenarı girdabının (HKG) gelişme safhasında, akış topolojisi incelenen dikdörtgensel, eliptik ve ikizkenar yamuk durumları için hızlı ve yavaş harekette planform şeklinden veya kanadın veter uzunluğundan bağımsızdır. HKG'nın kararlılığının korunması itki veriminde esas nokta olarak görülmektedir. Hücum kenarı dönme ekseninde çeyrek geometrik açıklıkta, uç girdabıyla etkileşimi HKG oluşumunu olumsuz etkilediği görüldüğü durum, üçgen kanatlar hariç, kanat ucunda fazlasıyla görülmüştür.Veter ortası dönme ekseninde taşıma ve sürüklemedeki eksikliğin veter uzunluğunun azalmasından kaynaklanmasına rağmen eliptik planformlu kanat için girdaplı yapılar ve akış topolojisi çoğunlukla dikdörtgen planformlu kanada yakındır. Sonuç olarak, HKG kararlılığı için üç boyutluluk etkisi yani planform geometrisi önemli rol oynamaktadır. 2D2C Digital Particle Image Velocimetry (DPIV) method in conjunction with simultaneous force measurements are used to investigate the flow in the near wake of a flat plate with different planforms and pivot axes undergoing a pitch up ramp motion. The experiments are performed in the large-scale free-surface water channel of Trisonic Laboratories in Istanbul Technical University. Triangular, trapezoidal, rectangular, elliptic planform geometries are studied. The wings have sharp leading and trailing edges, pitch up to 45⁰ in 1s or 6s and the pivot axis is either the leading edge or the mid chord.As known from the literature (Bernal et al., 2013), boundary layer separation at the leading edge yields the development of a leading edge vortex (LEV) which rests attached on the suction side of the airfoil and creates high lift. Later, the LEV detaches and the lift coefficient decreases reaching the steady state value after sometimes. Obviously, the growth of the LEV will interact with the growth of the wing tip vortex (TV) for limited aspect ratio wings and this interaction will be more evident for small aspect ratio wings. For pitch-up motion, aspect ratio is found to have an important consequence on lift and drag coefficients especially after the motion ends (Son and Cetiner, 2015). The growth and interaction conditions of those vortices will also be affected by the wing planform geometry. Bernal et al. (2013) studied five different wing planforms all having spanwise straight leading and trailing edges. They stated that lift and drag coefficients throughout the continuous pitch up part of the motion demonstrate strong interaction with the wing planform geometry and the pivot axis position. Moreover, they obtained that, for a given pivot axis, all flat plate planforms have analogous trend in force growth during the pitch-up stage. Grandlund et al. (2011) studied 2D and low-aspect ratio 3D plates in pitch-up motion and investigated both Zimmermann and rectangular plates. While the two AR=2 plates show significant dissimilarities in the leading edge vortex spanwise flow and tip vortex‒trailing vortex interaction, variances in their lift and drag accounts are minor. Even in steady flow situations, wing planform is very significant for MAV projects.Experiments are performed in the close-circuit, free-surface, large scale water channel located in the Trisonic Laboratories at the Faculty of Aeronautics and Astronautics of Istanbul Technical University. The cross-sectional dimensions of the main test section are 1010mm × 790mm. The models are fixed in a upright cantilevered arrangement in the water channel about their leading edge as being the pivot point. The link rod attaches the models to the servomotor from their leading edge to run a pitch up motion by a coupling. The root chord length of the prototypes is 10 cm and prototypes have a span of 20 cm. The models are thin triangular, trapezoidal, rectangular and elliptic planform plates (t=0.5cm) with sharp edges. They are made of transparent plexiglas to let the laser illuminate both the suction and pressure sides. The experiments are carried out at a Reynolds number of 10,000 which matches to a flow velocity of U=0.1m/s.Two 10-bit cameras with 1600×1200 pixels resolution are located under the water channel and are used to record flow structures around the models and hence to examine the vortical structures. The flow is illuminated by a dual cavity Nd:YAG laser (max. 120mJ/pulse) and the water is seeded with silver-coated hollow glass spheres with an average diameter of 10µm to obtain the flow fields around the wing and in its near wake. Two pictures from the two cameras are attached before cross-correlation using two marker points. Then, stitched PIV images are interrogated by a double frame, cross-correlation method with an interrogation window size of 64×64 pixels and 50% overlap in both directions. PIV images are acquired at three illumination planes, which are geometrically mid span, ¼ span and tip planes of the wings. A six-component ATI NANO-17 IP68 Force/Torque (F/T) sensor (ATI Industrial Automation, Inc.) is used to measure forces and moments acting on the model. The sensor is positioned on the rod between the model and the pitch servomotor with its tubular z-axis perpendicular to the pitch plane. The pitch-up motions of the airfoil are controlled with a Kollmorgen/Danaher Motion AKM33E servo motor. The models perform two kinds of motion: fast and slow. The model starts from 0° and reaches to its final angle of attack of 45° in 1 second for the fast motion and 6 seconds for the slow. Motor motion profiles are generated by a Labview VI (Virtual Instrument) for the set amplitude and period. The same VI triggers both the force acquisition and the PIV system. The beginning of the pitch motion starts 3 seconds after the start of force measurement; the synchronization with the PIV system is achieved via a National Instruments PCI-6601 timer device.In fast motion, only triangular forms vary from the others. Though the typical differences are too alike, the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge exhibits higher lift and drag. However, the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge performs worse, lift and drag are different compared to the previously mentioned flat plates with altered planform geometries. In general, the typical bump in the force curves observed for the rectangular wing is also present for a number of cases, for instance the flat plates having triangular leading edge and trapezoidal planforms exhibit the typical bump. The slow motion exposes well the dissimilarities and common features between the planform geometries. The lift and drag variations of flat plates with trapezoidal planforms are very similar particularly during the motion. The rectangular flat plate experiences at all times high lift and drag forces for the slow motion and the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge, generally, experiences lowest lift and drag forces for slow motion, the same observation is also valid for the fast motion.The differences in force curves are clearly connected to the three-dimensionality of the flow and are thought to be clarified with the dissimilarities in vortex developments. It should be noted that the cross-section where the DPIV images are taken is at the half of the geometric span. The flow structures are in agreement with the force measurement results. For the duration of the growth phase of the leading edge vortex (LEV), the flow topology does not depend on the planform or the local chord length of the wing for all investigated cases, except for the flat plates with a triangular planform. Focusing on the first image representing the end of the motion, the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge shows approximately a completely developed LEV. Quite the opposite, the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge exhibits weaker leading and trailing edge vortices and displays seperating shear layers long after the motion ends. A close look at the lift coefficient variation reveals the shift of the bump in time, in agreement with the flow topology.Previous observations made for the same wings in fast motion are similar to those for slow motion. Based on the rectangular flat plate, the valley before the bump is again characterized by the dividing streamline being approximately at the half of the chord and the peak of the bump by the streamlines closing over the wing. In agreement with the force-time histories and with respect to previously planforms, triangular flat plates have weaker leading and trailing edge vortices and exhibit separating shear layers just after the motion ends. Amongst those two cases, the wing with triangular planform and angled from the trailing edge has low lift and drag forces in parallel with weak vortical structures. The presence of the bump is also revealed in the flow topology since the flat plate with elliptic planform displays streamlines closing over the wing. The flow topologies at the end of the motion and before the bump appears have similar vortical structures for the flat plates with trapezoidal planforms, consistent with their force-time histories.In order to reveal the differences related to the three-dimensionality of the flow, the DPIV results are obtained for three different illumination planes. LEV is stronger for the two cross-sections not including the tip plane for the case of the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge. Actually the chord length is zero for the flat plates with triangular planform and this is obvious in the pictures with absence of vortices on the tip plane. Eventhough the triangular flat plates have reduced planform area compared to the rectangular flat plate, the LEV extends to nearly entire chord length in both illumination planes. However, this is not valid at the tip plane for the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge. The flow topology and vortical structures of the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge are typically similar to those of the rectangular flat plate, nonetheless the lack in the lift and drag originates from the decrease of the chord length in the direction from root to tip plane. Actually, the pitch-up lasts longer in slow motion, three illumination planes reveal the differences in relation with the three-dimensionality of the flow. The development of the LEV and its interaction with the tip vortex are considered for the rectangular plate. Even if the LEV is attached to the upper surface as seen on the two cross-sections apart from the tip plane, it interacts with the tip vortex, moves inboard and seperates at the future instant, as seen on the mid aspect ratio plane. The differences in the flow topology for the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge are not obvious for in the slow motion, in agreement with the force-time history.Both flow visualization and force measurement results, in agreement with each other, reveal the differences linked to the three-dimensionality of the flow. Wings with triangular planform differ from the others; while the angled from leading edge shows an improved performance in the fast motion, the angled from trailing edge shows decayed performance. Wings with triangular planform exhibit low performance in comparison with the others in the slow motion. Related planform shapes, for example trapezoidals, show similar force variations and flow topologies. 125

Sandviç yapılar yapısal etkinliklerinden dolayı havacılık endüstrisinde yaygın olarak kullanılmaktadır. Sandviç yapılarda monolitik bölge, komşu parçalar ile bağlantının yapılabilmesi için gereklidir. Tasarım gereksinimleri ve mukavemet ihtiyaçları, monolitik bölgenin güçlendirilmesini gerekli hale getirmektedir. Bu güçlendirme dublin parçası ile sağlanmaktadır [26]. Sandviç yapıların ağırlık kazanımlarını sürdürebilmek için dublin parçalarının geometrilerinin balpeteği çekme gerilimini balpeteğinin müsaade edilen geriliminden düşük tutacak şekilde olması gerekmektedir. Bu tezde, bükülme yükü altındaki farklı malzeme ve geometrik özelliklere sahip sandviç yapıların analizleri yapılacak ve dublin parçasının geometrisi, asgari ağırlık sağlanacak şekilde elde edilecektir. Sonlu elemanlar analizleri ABAQUS sonlu elemanlar programında yapılmıştır. Çalışmanın ilk bölümünde, çözüm ağı boyutuna karar verilmesinin ardından, birbiri ile konuşan yüzeyler arasındaki sürtünme katsayıları ile sandviç yapıyı komşu parçalara bağlayan bağlayıcılar üzerindeki sıkma momentinin etkileri incelenmiştir. Tezin ikinci aşaması testler ve çözümsel yaklaşımlar kullanılarak sonlu elemanlar modelinin doğrulanmasını içermektedir. Tezin son bölümünde sandviç yapıların kırılma tipleri incelenmiş ve bu kırılma tipleri için asgari kırılma yükü belirlenmiştir. Dublin yapısının geometrik karakteristiğinin kırılma mekanizmasına olan etkisi, farklı geometrik ve mekanik özelliklere sahip çeşitli sandviç yapıları üzerinde çalışılmıştır. Dublin yapısının geometrisi değiştirgesel bir çalışma ile belirlenmiştir. Bu değiştirgesel çalışmalar ABAQUS sonlu elemanlar programında Python komut dosyasının çalıştırılması ile yapılmıştır. Sandwich structures are widely used in aerospace industry due to their structural efficiency. In order to connect the sandwich structures to the adjacent parts, monolithic region is necessary. Because of the design requirements and strength necessities, this monolithic region must be strengthened. This reinforcement is provided by doublers [26]. In order to retain the weight advantage of sandwich structures, doubler span length must be minimum that keeps the core flatwise tension stress below the core allowable. In this thesis sandwich structures with different materials and different geometries under bending load are analyzed and the geometry of the doubler is designated such that minimum weight of the sandwich structure is obtained. ABAQUS Standard solver is used for the analyses. In the first part of the study after the determination of the mesh size, the effects of the friction coefficient between the parts in contact and the value of tightening torque of the bolts that connects the sandwich structure to adjacent parts are investigated. The effects of geometric and material nonlinearity are also examined in this part. Second part of the thesis covers the finite element model verification done by using tests and analytical approaches. At the final phase of the thesis, failure types of the sandwich structures are investigated and minimum failure load among these failure criteria is determined. The effect of doubler geometry on the failure mechanism is studied for several sandwich structures with specified geometry and materials. Doubler geometry is specified by doing a parametric study. This parametric study is performed by running Python scripts in ABAQUS Standard. 130

Şok dalgası/sınır tabaka etkileşimi ses-üstü hızlarda hava-alığı tasarımı çalışmalarında dikkate alınması gereken önemli bir konudur. Ses-üstü hava alıklarının kararlık ve verimlerinin arttırılması amacı ile test basınç gradyanı sebebi ile sınır tabaka ayrılmalarının engellenmesi için sınır tabakadaki düşük momentuma sahip akışın tahliye sistemleri ile alınması yaygın olarak kullanılan bir çözümdür. Fakat sınır tabaka tahliye sisteminin ses-üstü hava alığı performansına etkisinin belirlenmesi ve değerlendirilmesi en zorlu problemlerden biridir. Bu tezde, tek ve çok gözenekli tahliye sistemleri, doğrulama ve tahliye sınır koşulu araştırmaları için normal delik konfigürasyonu üzerinde yoğunlaşılarak hesaplamalı akışkanlar dinamiğinde (HAD) çalışılmıştır. Öncelikle, yöntemin doğrulanması amacı ile tahliye odası ve delik detayları ile modellenen, tümüyle çözümlenmiş tahliye sistemlerinde HAD simülasyonları gerçekleştirilmiştir. Farklı seviyelerdeki cözüm ağı yoğunlukları ile Spalart-Allmaras, Realizable k-ε ve SST k-ω türbülans modelleri kullanılarak çözüm ağı yakınsatma çalışması yapılmıştır. Tahliye akışı için optimum çözüm ağı yoğunluğu ve türbülans modeli belirlenmiştir. Farklı tahliye toplam basınç oranları (Ppl/Pt) için HAD analizleri genişletilmiştir. Doğrulama çalışmalarının sonucu olarak HAD sonuçları rüzgar tüneli test verileri ile iyi bir uyum göstermiştir. Ayrıca, tahliye odası ve delik girintilerini modellemeden tahliye akışını simüle etmek amacı ile üç yeni sınır koşulu modeli ortaya konmuştur. Kütle akış debisi ve referans sınırlardaki akış özellikleri arasında korelasyon incelemek amacı ile gözenekli tahliye sisteminde ters yönde akış etkileri de dahil edilderek ilave CFD analizler yapılmıştır. Toplanan veriler ölçeklendirilmiş parametrelere göre sunulmuş ve tartışılmıştır. Her yeni tahliye sınır koşulu için ölçeklendirilmiş veriler üzerinde en iyi eğri modeli seçilmiştir. Tahliye sınır koşulu modelleme alternatiflerinin doğruluğunu değerlendirmek için yeni delik modelleri çözücüye uygulanarak şok etkisinde olan ve olmayan çok gözenekli tahliye sistemlerinde CFD çalışmaları yapılmıştır.Sonuç olarak, yeni tahliye sınır modellerinin analiz sonuçları test verileri ve tümüyle çözümlenmiş modeller üzerinde yapılan simülasyonlar ile karşılaştırılmıştır. Tahliye delik etrafındaki yüzeyin akış koşullarına dayanan model ile referans verilere çok yakın tahliye akış debisi tahmini yapılabilmiştir. Ayrıca her üç model de akış yapısının benzetilmesi ve tahliye bölgesinin toplam basınç korunumu açısından verimliliğe etkisinin yansıtılması konusunda dikkate değer bir başarı elde edilmiştir. Shock wave/boundary layer interaction is an important issue that should be considered when studying supersonic inlet design for air vehicles. Porous bleed systems have traditionally been used for increase stability and efficiency of the supersonic inlets by means of removing the lower momentum part of the boundary layer to prevent flow separation caused by adverse pressure gradient. However, evaluating and determining the effect of the boundary layer bleed system on the performance of the supersonic inlet is one of the most challenging problems. In this thesis, single and porous bleed systems are studied for validation and investigation of bleed boundary condition modeling with concentrating on normal bleed hole configuration in computational fluid dynamics (CFD). Firstly, for validation of the method, three-dimensional CFD simulations are performed on fully resolved models (FRM) with modeling bleed plenum and hole cavity details. Grid converge study is conducted on different levels of grids using Spalart-Allmaras, Realizable k-ε and SST k-ω turbulence models. Optimal grid resolution and turbulence model are determined for bleed simulations. CFD analyses are expanded for different plenum total pressure ratios (Ppl/Pt). As a result of validation studies, the CFD results show good agreement with the wind tunnel test data. Furthermore, three new bleed boundary condition models are introduced to simulate bleed flow without modeling the bleed plenum and cavity details of the holes. Additional CFD analyses on the porous bleed case are performed including blowing effects to examine the correlation between mass flow rate and flow properties at the reference boundaries. Collected data are presented and discussed according to scaled parameters. The best curve fitting models on the scaled parameters are selected for each new bleed boundary condition (BBC) model. In order to evaluate the validity of BBC modeling alternatives, CFD studies are performed on the porous bleed systems with and without shock interaction with the implementation of new BBC models to the solver. Consequently, the results of the new BBC models are compared with the test data and the results of the FRM simulations. The bleed model based bleed region flow properties predicts bleed flow rates very close to the reference data. Moreover, all three models achieve remarkable success on simulation of flow structure and the models reflect well the impacts of the bleed region on efficiency in terms of total pressure recovery. 137

Kavite akışları, 1950'lerden itibaren birçok alanda araştırmaya konu olmuş, aerodinamik ve aeroakustik alanlarında önemli bir yer edinen ve içinde birden çok disipline ait olgular barındıran bir akış tipi olma özelliğine sahiptir. Kavite akışı araştırmaları, 1950'lerde dâhili silah yuvalarının kullanımı fikrinin ortaya çıkmasıyla ile başlamış olup günümüzde halen devam etmektedir. Son zamanlarda, yeni nesil savaş uçaklarının radar kesit alanlarını azaltma, maruz kaldıkları aerodinamik sürükleme ve ısınmaları en aza indirgeme gereksinimleri gibi ihtiyaçlar sebebiyle kavite çalışmaları yeniden hız kazanmıştır. İlk zamanlarda çoğunlukla teorik ve deneysel olarak yürütülen çalışmalar, güçlü bilgisayar donanımlarının ve hesaplama yeteneklerinin ortaya çıkması sayesinde, günümüzde sayısal olarak da yürütülmektedir. Kavite akışları sadece dâhili silah yuvalarında değil, uçakların iniş takımları, kara araçlarının pencereleri ve açılır tavanları gibi birçok alanda pratik olarak görülebilmektedir.Kavitelerin yarattığı en büyük sorunlardan birisi oluşan yüksek basınç salınımları ve gürültüdür. Kaviteler, açık ve kapalı olarak iki ana kategoriye ayrılmaktadır. Açık kavitelerde, öz salınım sebebiyle yüksek derecede gürültü oluşabilmektedir. Kavite hücum kenarından kopan ve serbest bir kayma tabakası şeklinde girdaplar üreterek ilerleyen akış, kavite firar kenarına çarpıp bu kenar ile etkileşime girerek güçlü akustik dalgaların oluşumuna neden olmaktadır. Oluşan akustik dalgalar yukarı akım yönünde ilerlemekte ve firar kenarından kopup gelen tabaka ve girdaplarla etkileşime girerek bu girdapları etkilemektedir. Bu geri besleme mekanizması ve akustik etkileşimler, yüksek basınç salınımlarına, gürültü ve titreşime yol açmaktadır. Zaman içerisinde yapılan birçok çalışma, kavitelerde temel ses kaynağı olan arka duvarın önemli bir role sahip olduğunu göstermiştir. Kavitelerin oluşturduğu gürültüyü azaltmak amacıyla yıllar içerisinde birçok araştırma yapılmıştır ve yapılmaya devam etmektedir. Yolcu uçaklarının iniş takımlarının kapaklarının açılması nedeniyle oluşan kaviteler 160 dB seviyelerinde ses oluşturabilmekte, bu ses ise pilotlar için yanıltıcı, yolcular için rahatsız edici olabilmektedir. Bomba ve füze dâhili yuvalarının oluşturduğu kaviteler ise yüksek basınç salınımları sonucu mühimmatın uçaktan güvenli ayrılmasını engelleyebilmekte, kavitenin çevresindeki yapıya ve sonuç olarak uçağa zarar verebilmektedir. Kavite akışları, geometrik olarak basit bir şekle sahip olmasına rağmen akışın düzensizliği sebebiyle zorlu bir fiziğe sahip bir problem olarak öne çıkmaktadır. Bu sebeple dikkatli bir şekilde ele alınmalı ve incelenmelidir.Bu tez, kavite akışlarını incelemeyi, anlamayı ve kavite akışlarında ortaya çıkan gürültüyü en aza indirgemeyi amaçlamaktadır. Kavite akışlarında gürültü oluşumunu azaltmak için kullanılan yöntemler pasif ve aktif olarak ikiye ayrılmaktadır. Aktif kontrol yöntemleri sisteme harici bir enerji girdisi gerektirirken, pasif kontrol yöntemlerinde böyle bir ihtiyaç duyulmamaktadır. Pasif kontrol yöntemleri, kavite geometrisine çeşitli değişkeler yaparak veya kaviteye harici cihazlar ekleyerek akışı kontrol etmeyi amaçlayan yöntemler olarak özetlenebilir. Aktif yöntemlerde ise akışa ve kaviteye dışarıdan müdahaleler ve bir enerji alış-verişi söz konusu olmaktadır. Pasif kontrol yöntemlerinin aktif yöntemlere göre kullanım alanının daha fazla olması sebebiyle, bu tez kapsamında pasif kontrol yöntemleri üzerine durulmuştur. Tez içerisinde, öncelikle temiz kavite olarak adlandırılan, herhangi bir akış kontrol yöntemi içermeyen ve dikdörtgensel bir şekle sahip olan bir kavite incelenmiştir. Daha sonra bu kavite geometrisi üzerinde çeşitli pasif kontrol yöntemleri kullanılarak oluşan gürültünün azaltılması hedeflenmiştir. Bu pasif kontrol yöntemleri, kavite duvarlarının (ön, arka) çeşitli değişkeleri, kavite öncesine dış kontrol cihazlarının yerleştirilmesi (spoyler, girdap üreteci), kaviteden geometrik değişkelerle pasif emme ve üfleme yapılmasının sağlanması ve bahsedilen pasif kontrol yöntemlerinden birkaçının birleştirilmesi olarak sıralanabilir. Tez kapsamında kavite araştırmaları sayısal bir şekilde gerçekleştirilmiştir. Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yöntemi ile yürütülen sayısal analizler, açık kaynak kodlu bir yazılım olan OpenFOAM® ile yapılmıştır. OpenFOAM® yazılımının sıkıştırılabilir, dolaşık akışlar için tasarlanmış olan ve zamana bağlı çözümler elde edilmesini sağlayan basınç-tabanlı alt-çözücüsü rhoPimpleFoam kullanılmıştır. 3 boyutlu olarak yürütülen analizlerde, temel alınan kavitenin L/D oranı 5, W/D oranı 1 olarak belirlenmiştir. 0.508 metre uzunluğa, 0.1016 metre derinliğe ve 0.1016 metre genişliğe sahip olan kavite, 0.85 Mach serbest akış hızında ve yaklaşık 1x107 Reynolds sayısında incelenmiştir. Reynolds sayısı, kavite uzunluğu temel alınarak hesaplanmıştır. Yürütülen analizler için k-ω SST URANS dolaşım modelinin temel alındığı bir Ayrık Burgaç Benzetimi (ABB) olan k-ω SSTDES yöntemi kullanılmıştır. Zamana bağlı olarak yürütülen analizler, Courant sayısı biri geçmeyecek şekilde yaklaşık olarak 10-6 saniye zaman adımında yürütülmüştür. Bir taşınımsal zaman ölçeği, bir akış parçacığının kaviteyi boydan boya geçtiği süre olarak hesaplanmış ve analizler 50 taşınımsal zaman ölçeği süresince yürütülmüştür. Son 40 taşınımsal zaman ölçeğine ait verilerin ortalaması alınarak sonuç için saklanmıştır. Analizler süresince kavite tabanında 10 farklı noktada basınç ölçümleri yapılmış ve basıncın zamana bağlı profilleri oluşturulmuştur. Analizler, gereken hesaplama gücünün fazlalılığı, kullanılan hücre sayısının çokluğu ve çok fazla konfigürasyonun ele alınması sebebiyle paralel bir şekilde, 200-280 çekirdek kullanılarak gerçekleştirilmiştir.Elde edilen sonuçlar, gerek temel alınan temiz kavite ile gerek kendi aralarında karşılaştırılmıştır. Temiz kavite analizleri, doğrulama amacıyla deneysel veriler ve daha önce gerçekleştirilmiş olan sayısal çalışma verileri ile karşılaştırılmıştır. Temiz kavite konfigürasyonu için Rossiter modları olarak da adlandırılan akustik keskin tonlar deneysel ve teorik verilerle kıyaslanmış, yakın sonuçlar elde edilmiştir. Kavite içerisindeki boylamsal hız profilleri daha önceki sayısal sonuçlarla karşılaştırılmış ve benzer profiller yakalanmıştır. Kavite tabanındaki ortalama ses basınç tayf düzeyi (OASPL) dağılımı profili genel hatlarıyla yakalanmış fakat deneysel verilere göre ~5 dB daha fazla değerlerle karşılaşılmıştır. Bu durum, literatürdeki sayısal çalışmalarda da göze çarpmaktadır. Kavite çevresindeki akış, Mach, dolaşım yoğunluğu, OASPL gibi birçok yönden ortalamalar alınarak incelenmiştir. Zamana bağlı hız konturları sayesinde akışın salınımlı ve düzensiz yapısı ortaya konulmuştur. Anlık Q-kriteri eşyüzeyleri gösterilerek akışın üç boyutlu dönel kaotik yapısı sunulmaya çalışılmıştır. Kavite tabanındaki kontrol noktalarından alınan basınç verileri sayesinde basıncın zamana bağlı dolaşık salınım profilleri incelenmiştir. Kavite tabanındaki OASPL dağılımları hesaplanarak her bir konfigürasyonun yaptığı iyileştirmeler göz önüne serilmeye çalışılmıştır. Bu aşamadan sonra, pasif kontrol yöntemlerine ait incelemeler yapılmaya başlanmıştır.Kavite arka duvarının gürültü oluşumunda oynadığı rol düşünüldüğü zaman, en önemli iyileştirmelerin arka duvar geometrisinin değiştirildiği konfigürasyonlarda olması beklenmiştir ve nitekim öyle de olmuştur. Ayrıca, kavite önüne yerleştirilen spoyler tarzı cihazların sınır tabakanın hareketini değiştirip, bu tabakaya kavite hücum kenarından ayrıldıktan sonra bir yükseltme kazandırdığı ve kayma tabakasının arka duvarla etkileşimini azalttığı için gürültü oluşumunun azaltılmasında faydalı olduğu görülmüştür. Kavite arka duvarına 45° eğim verilmesi, oluşan akustik ses dalgalarını kavite dışına yönlendirdiği için kavite tabanındaki OASPL profilinde ortalama ~10 dB civarında iyileştirme sağlamıştır. Kavite önüne yerleştirilen spoyler ve girdap üreteci çalışmalarında ise yine benzer derecelerde iyileştirmeler sağlanmıştır. Arka duvar konfigürasyonları ile spoyler konfigürasyonlarının birlikte uygulandığı birleşik pasif kontrol yöntemlerinde ise yine ortalam 8-9 dB iyileştirmeler sağlanmıştır.Tez kapsamında, açık kaynak kodlu çözücülerin kullanılabilirliği ve kavite akışı gibi zorlu bir fiziğe sahip olan problemlerde gösterdiği başarı sunulmaya çalışılmıştır. Ek olarak, açık kaynak kodlu OpenFOAM® yazılımının, doğru paralleştirme ayarları ile yüksek hesaplama gücü gerektiren problemlerde uygun bir araç olabileceği gösterilmiştir. Cavity flows have been an interesting subject since 1950's when the studies on internal weapon bays were first conducted. Since then, numerous experimental, theoretical and numerical researches have been performed on the subject. Despite the simple geometry, cavity flows have a complex and unsteady flow physics behind. Besides internal weapon bays, cavity flows may also be encountered in wheel wells, car sunroofs and windows, and so on.A major problem that has been related to cavities is the generation of excessive noise and presence of severe pressure oscillations. In open cavities where the flow has the sufficient energy to bridge the cavity, a self-oscillation mechanism takes place. The flow that is separated from the cavity leading edge which forms a free shear layer along the cavity mouth region up until the cavity trailing edge, impinges on cavity aft wall and interacts with it, and eventually generates strong acoustic waves. These acoustic waves then travel upstream and interact with the vortices that formed because of the separation of the flow at cavity leading edge and with the free shear layer, resulting in an excitement of the flow. This feedback mechanism and acoustic interactions result in severe pressure oscillations, noise generation and vibration. Many studies conducted over time have shown that the aft wall of cavity, the main source of the sound, has non-negligible importance on these studies. In order to reduce the noise generated by cavity flows, numerous researches have been conducted over the years and continue to be done.The fundamental aim of this thesis is to examine and comprehend the physics of cavity flows and at the same time endeavouring the reduction of noise generation and minimization highly oscillatory behavior of the flow. The methods applied to reduce the noise generation in the cavity flows are divided into two as passive and active control methods. Active flow control methods require an energy input to the system whilst passive flow control methods require no such input. Making various changes to the cavity geometry or adding/subtracting some external devices to/from the cavity are some of the well-known methods that may be categorized as passive flow control methods. Considering that the passive flow control methods have a wider area of usage than passive flow control methods, they have been emphasized in this thesis.In the present thesis, firstly, a rectangular shaped cavity with no flow control mechanism is investigated. Following to that, various passive flow control methods such as reshaping cavity walls (front, aft walls), placing external devices to cavity upstream wall (spoilers, vortex generators), injecting/sucking flow passively to/from the cavity and combining some of the aforementioned methods are applied with the aim of reducing the noise generation. Within the scope of the thesis, cavity flow analyses are conducted numerically. Simulations were carried out with a Finite Volume Navier-Stokes solver of the open-source software OpenFOAM® (Open source Field Operation and Manipulation). The compressible solver of OpenFOAM®, rhoPimpleFoam is used. The rectangular shaped cavity geometry has L/D ratio of 5 and W/D ratio of 1. The length of the cavity is specified as 0.508 meters and the depth and the width as 0.1016 meters. Freestream Mach number is taken as 0.85 which corresponds to a Reynolds number of ~1x107 based on the cavity length. A Detached Eddy Simulation (DES) method based on the k-ω Shear Stress Transport (SST) Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes (URANS) turbulence model is used throughout the simulations. Transient analyses were conducted for a Courant number of less than unity with a time step of ~10-6 seconds. One convective time scale (CTS) is calculated as the passage of a flow particle through the cavity length and analyses are carried out for 50 CTS. Data of last 40 CTS are stored and used for the result of mean values. Probes are placed to cavity floor at ten different locations to measure the pressure history. The simulations were carried out using 200-280 cores in a parallel manner. The high number of required computational power, large number of grids and great number of configurations have obligated the use of parallelization.Results of passive flow control methods are gathered and compared with both each other and with the original baseline cavity. Results of baseline cavity, that is named as clean cavity, are compared with the available experimental and numerical findings with the aim of validation. Discrete acoustic tones seen in cavity, called Rossiter modes, have been compared and similar results are found with the theoretical and experimental data. Mean longitudinal velocity profiles are compared with the available numerical data and satisfactory consistence is observed. Overall sound pressure level (OASPL) distribution on cavity floor was caught in general and the profiles are seen to be similar with a slight overprediction of ~5 dB than the experimental data. This overprediction is also seen in other numerical studies in the literature. Once the validation of the current model is obtained, passive flow control methods are analyzed. Considering the aft wall being the main source of the noise generation, aft wall configurations have proven to be useful in terms of noise reduction. Spoiler and vortex generators have also been found to be efficient since they lift or deteriorate the incoming boundary layer. Inclining the cavity aft wall by 45° has reduced the OASPL distribution on cavity floor by ~10 dB since this inclination diverts the pressure waves outside of the cavity and prevent the strong excitations of the flow. Combined passive flow controls -applied in this study- where aft wall modifications are implemented simultaneously with spoilers have also been effective at noise reduction.Results are also examined in terms of flow contours, isosurfaces and pressure histories. Mean contours of Mach, turbulence intensity, OASPL are inspected for and compared with each configuration. Instantaneous contours of flowfield are also given to provide a more detailed insight to unsteady nature of the cavity flow. Isosurfaces of Q-criterion colored by x-vorticity are presented to visualize the chaotic three dimensional behavior of the flow.Applicability and success of open-source software for such challenging flows have been investigated within the scope of this thesis. It is also shown the open source software OpenFOAM®, with proper parallelization settings, might be an appropriate tool for problems that require high computing powers. 138

Birçok mühendislik probleminin çözümünde ilk yaklaşım olarak kiriş modeli kullanılmaktadır. Özellikle uçak kanatları, helikopter palleri, türbin kanatçıkları gibi havacılık alanında önemi bulunan parçaların analizlerinde ve mühendislik hesaplamalarında yer almaktadır. Bu çalışma kapsamında helikopter pallerinin modellenmesinde kiriş modelleri olarak Euler-Bernoulli ve Timoshenko kiriş modelleri uygulanmıştır. Bu iki kiriş modelinin birbirinden farkı, Euler-Bernoulli kiriş teorisinde kayma etkileri göz önüne alınmazken, Timoshenko kiriş teorisinde kayma etkileri göz önüne alınır.Tez kapsamında modellenen pallerin kesitleri iki eksen de simetriktir. Bu durum, sistemin titreşim hareketinin eğilme-eğilme ya da eğilme-burulma etkileşiminde olmasını engellemektedir. Ayrıca modellenen paller için homojen ve izotrop kabulü yapılarak ilgili hesaplamalar sürdürülmüştür.Birinci bölümde, tez ile ilgili genel bilgi verilmiştir ve tezin amacı belirtilmiştir. Aynı zamanda yapılan literatür taraması ifade edilmiştir. İkinci bölümde, genel titreşim bilgisinden bahsedilmiştir. Titreşim çeşitleri ve rezonans durumu ele alınmıştır. Üçüncü bölümde, sonlu elemanlar metodunun uygulanma metodolojisi ve basamakları ifade edilmiştir. Aynı bölümde şekil fonksiyonlarından ve kullanım amaçlarından bahsedilmiştir. Bu bölümlerde anlatılanlarla, ilgili konuların temel ifadelerini ve tanımlarını açıklamakla birlikte, ileriki bölümlerde kullanılacak terimlerin anlaşılmasında kolaylık sağlanması hedeflenmiştir. Bu nedenle konuların derin açıklamalarına ve matematiksel ifadelerine girilmemiştir.Dördüncü bölümde, ilk olarak daralma oranlarının matematiksel ifadeleri verilmiştir. Alan ve atalet momenti ifadelerinin pal ekseni boyunca değişimi bu bölümde anlatılmıştır. Daha sonra Euler-Bernoulli kiriş teorisinden ve enerji formülasyonlarının çıkarılışından bahsedilmiştir. Dönen pal koşullarında enerji formülasyonlarında merkezkaç kuvvetinin etkisi görülmektedir. Bu nedenle merkezkaç kuvveti hesaplaması ayrı bir bölümde ele alınmıştır.Timoshenko kiriş teorisi enerji formülasyonu da aynı şekilde çıkarılmış ve sadeleştirilmiştir. Euler-Bernoulli kiriş teorisinden farklı olarak, Timoshenko kiriş teorisinde kayma etkileri formülasyona katılmıştır.Enerji denklemlerinin elde edilmesinin ardından çözüm aşamasında, kullanılan kiriş teorisine uygun serbestlik derecesinde şekil fonksiyonları hesaplanmıştır. Dönen pal durumlarında, pale etkiyen merkezkaç kuvvetinin sonlu elemanlar metoduna özgü ifadesi literatür yardımıyla türetilmiştir. Hesaplanan şekil fonksiyonları matematiksel olarak uygun bir şekilde enerji denklemlerine yerleştirilmiştir. Burada şekil fonksiyonları ve nodal yer değiştirme matrislerinden faydalanılmıştır. Bu yolla her bir elemana ait katılık matrisi ve kütle matrisi hesaplanmıştır. Elde edilen eleman matrisleri sonlu elemanlar metoduna uygun bir biçimde birleştirilerek, global katılıkxxiive kütle matrisine ulaşılmıştır. Global matrislere pal kökündeki gerekli sınır koşulları uygulanarak, indirgenmiş matrisler elde edilmiştir. İndirgenmiş matrislere uygulanan modal analiz ile doğal frekans sonuçları elde edilmiştir.Pallerin ilgili kiriş teorileri ile modellenmesi aşamasında bahsi geçen her adım, Mathematica programında kodlanmış ve hesaplamalar yapılmıştır.Sonlu elemanlar metodu ile elde edilen çözümler, mevcut literatürle kıyaslanabilmesi adına boyutsuzlaştırılmıştır. Öncelikle açık literatürden, ankastre, dönmeyen, prizmatik olmayan Euler-Bernoulli kirişi olarak modellenmiş palin, doğal frekans karşılaştırmaları yapılmıştır ve sonuçlar arasında büyük bir uyum görülmüştür. Daha sonraki adımda, aynı karşılaştırma dönen ve prizmatik olmayan, ankastre bağlı bir Euler-Bernoulli kirişi olarak modellenmiş pal için yapılmıştır. Benzer karşılaştırmalar, Timoshenko kiriş modellemesi için de yürütülmüştür. Timoshenko kiriş modellemesi için öncelikle prizmatik, dönen ve ankastre bağlı bir pal modellenmiştir. Bu çalışmayla narinlik oranının (r) doğal frekanslara etkisi değişen açısal dönme hızlarıyla gösterilmiştir. Daha sonra, dönmeyen ve tek eksende daralan, bir ucu ankastre Timoshenko kiriş modeli hazırlanmıştır. Literatürde mevcut olan hem matematiksel modelleme sonuçları hem de deneysel sonuçlar ile doğrulama yapılmıştır. Eksenel daralma oranlarının (ch ve cb), tez kapsamında çalışılan her iki kiriş modeline de nasıl etki ettiği incelenmiş ve literatürdeki ilgili çalışmalar ile doğrulanmıştır.Literatürle yapılan bütün karşılaştırmalarda sonuçların literatürle uyumlu olduğu ve literatürden sapma oranının çok düşük olduğu gözlemlenmiştir. In the solution of several engineering problem, beam modeling is widely used as a first approximation. Especially in such cases aircraft wings, helicopter blades or turbine impellers calculations which are important for aerospace industry, beam modelling allows us to solve complex geometries.Beam modelling studies start with Euler-Bernoulli theory from late years of 19th century. After that a Russian scientist named Stephen Timoshenko has started his studies during 20th century.The effect of rotary inertia was introduced by Rayleigh in 1894. In 1921, Timoshenko proposed his theory where shear is also taken into account. Since shear and rotary inertia are ignored in the Euler–Bernoulli theory it is reasonable to assume that the Timoshenko theory is an improvement.Two beam theories are mentioned about in this thesis. And these two beam modelling theories are worked in this thesis. One of them is Euler-Bernoulli beam theory which is also known as slender beam theories. The other theory is Timoshenko beam theory which is also known as thick beam theory. Timoshenko beam theory includes shear effect to its calculations.In this thesis, the aim is to create a Finite Element Model of rotor blades and to calculate the natural frequencies of tapered beams under different circumstances and different parameters. Finite element method is used to get the vibration analysis results. In the solution process, shape functions are derived for each degree of freedom.Beam models that are studied in this thesis are homogenous and isotropic and all beam geometries are axisymmetric in two axes. Due to these homogeneity and symmetry, all bending and torsion deflections are uncoupled.In Euler-Bernoulli theory, it is accepted that cross sections that are plane and perpendicular to the beam axis before deformation, remain plane and perpendicular after the deformation. However, Timoshenko theory states that cross sections that are plane and perpendicular to the beam axis before deformation, remain plane but no longer perpendicular after the deformation due to the shear effect.In the first chapter, information about the aim of the thesis and a deep literature survey are given. Literature survey consists of beam models, rotating beam cases, free vibration analysis of beam theories, beam with taper ratios etc. Different solution techniques for beams under free vibration are also examined.In the second chapter, a short information about vibration is given and types of vibration are mentioned. In the present thesis, free vibration analysis is carried out. Additionally, natural frequency and resonance situation are mentioned in this section.xxivThe third chapter consists of basics of finite element method (FEM), steps of FEM solution and shape functions and what shape functions are used for. The aim of these three chapter, to give necessary knowledge about vibration, finite element method etc. to the reader. In fourth chapter, solutions for the considered beam models are made via finite element method and the results are given. In this chapter, firstly taper formulations are given.These formulations consist of taper ratios related to area and moment of inertia. Afterwards, formulation for the beam models is derived. A point on the beam is taken as a reference. The coordinates of beam are examined before and after deformation. Using this examination, potential and kinetic energy formulations are derived from strain field to displacement field.In solution phases finite element method is used. In this study it is accepted that beams undergo flapwise bending and extension due to rotational motion. In Euler- Bernoulli modelling two degrees of freedom are considered. First of them is displacement caused by flapwise bending and the second one is angle change due to flapwise bending. In Timoshenko beam theory, shear effect is added to finite element method calculations.In situations that involves rotational motion, centrifugal force causes the extension.Shape functions are derived and substituted to the energy expressions. These mathematical calculations give element stiffness and element mass matrices. Global stiffness and global mass matrices are obtained by assembling element matrices together. During this assemblying process, finite element rules are considered.After that, reduced stiffness and mass matrices were obtained by applying boundary conditions at the fixed end. Modal analysis is used to solve the matrice system. The natural frequencies of beams are obtained.In order to make comparison of results with the literature, results and some parameters are nondimensionalized. Rotational speed parameter, natural frequency parameter are nondimensionalized.To obtain results Mathematica calculation and coding program were used.Firstly, non-rotating, tapered Euler-Bernoulli beam with clamped-free supports are analyzed. Natural frequencies are obtained for different taper ratios. Results are compared with open literature. There is a good agreement with literature.In second case, different taper ratios are examined. Also variable rotational speed parameters are taken. As the non-dimensional angular rotation speed increases, the natural frequency values increase. This is a consequence of an increase in stiffness of the beam due to increase in rotational speed.In Timoshenko beam theory, a uniform, rotating and clamped-free beam are studied as first case. Slenderness ratio is taken as a variable. Non-dimensional natural frequencies are obtained and compared with literature. In this study, rotor radius is taken as zero.Furthermore a comparison study is made with a experimental results. A Timoshenko beam with variable height taper ratio is analyzed. In reference study, mathematical modelling and experimental results are obtained. These two results are compared with present code results. It can be observed that the results are so close to each other.Some figures are created for Timoshenko and Euler-Bernoulli theory comparison. Natural frequency points are connected with curves for some specific taper ratioxxvvalues. It can be seen that differences between two theories have increasing behaviour as it goes to higher modes.Final comparison includes combinations of breadth and height taper ratio values. This beam is modeled as non-rotating,clamped-free, tapered Timoshenko beam. There is a good agreement with literature. 71

Hava taşımacılığı endüstrisi, sınır tanımayan gelişimiyle beraber gündelik hayatın en önemli parçalarından birisi haline gelmiştir. Havacılık sektörünün paydaşlarını oluşturan uçak üretici firmalar (Boeing, Airbus vb.), havayolu şirketleri (Türk Hava Yolları, Lufthansa vb.) ve havacılık sektörünü denetleyip düzenleyen kuruluşlar (Uluslararası Hava Taşımacılığı Birliği, Uluslararası Sivil Havacılık Örgütü vb.), her yıl kendi perspektiflerinden bu büyümenin nasıl gerçekleştiğini ve bu gelişimin nereye doğru evrildiğini anlatan raporlar yayınlamaktadırlar. Bu raporlara dayanarak, yaklaşık yirmi yıl içinde toplam ticari uçuş sayısının iki katına çıkması, toplam uçulan yolcu-kilometre sayısının üç katına çıkması, toplam yolcu sayısının iki katına çıkması ve toplam mevcut uçak filolarının iki katına çıkması gibi sonuçlar beklenmektedir. Bu araştırmalardan bağımsız olarak, mevcut gelişim yalnızca son senelerdeki üretilen uçak miktarının veya bir gün içindeki havayolu şirketlerinin faaliyetlerinin artışına bakılarak da kolayca anlaşılabilir. Fakat böyle bir büyüme beraberinde belirli kısıtlar getirmektedir. Örneğin, raporların çıktılarının gerçekleştiğini varsayarsak, mevcut hava trafik ağının, mevcut havalimanı ve hava sahası altyapılarının, oluşması muhtemel ve oldukça karmaşık olan bu trafiğe uyum sağlaması mümkün değildir. Buna ek olarak, halihazırda kapasitesinin arttırılması planlanan, yapılan veya yapılması planlanan havalimanlarının bile böyle bir trafiği karşılamak için yeterli kapasiteleri yoktur. Hava sahalarının kapasitelerinin tamamı zaten kullanıldığı için, hava sahalarında fiziksel kapasite arttırımı zaten mümkün değildir. Bütün bu bilgilerin ışığında, mevcut sistemin kapasitesi yeterli seviyelere çıkartılamadığı için, eldeki kaynakların en etkili şekilde kullanılması fikri ön plana çıkmaktadır. Başka bir deyişle, hava trafik kontrolü terimi kendini havalimanlarının ve hava sahalarının etkili bir şekilde kullanıldığı bir hava trafik yönetimi konseptine bırakmaktadır. Bundan dolayı, hava trafik yönetimi sisteminin operasyonel bir dönüşüm geçirmesi şarttır.Avrupa'da ve Amerika'da, bu operasyonel değişimin gerçekleşebilmesi ve mevcut hava trafik ağının daha etkili bir şekilde kullanılabilmesi için çeşitli projeler geliştirilmektedir. Bu projeler kapsamında, genel olarak, teknolojik ve operasyonel çözümlerle mevcut hava trafik ağının performansı arttırılmaya çalışılmaktadır. Bahsedilen projelerin ortak hedefi olan, etkili bir hava trafik yönetim konseptinin tanımlanması ve geliştirilmesi için günümüzdeki hava trafik ağı sistemi, performans parametreleri ve prosedürleri yeniden tasarlanmaktadır. Bu hedefin gerçekleşmesinde, özellikle stratejik ve taktiksel kararlar verirken, hava trafik ağına bağlı ve bu ağı oluşturan parçaların performanslarının incelenmesi ve bu parçaların birbirleriyle olan etkileşiminin belirlenmesi oldukça önemli bir yer tutmaktadır. Örnek vermek gerekirse, ağır hava koşulları, hava trafik kontrolörlerinin veya havalimanı çalışanlarının grev yapması, siber saldırılar gibi kargaşaya yol açabilecek olayların yaşanması durumunda, havalimanlarındaki kapasite kullanımının ne seviyede devam etmesi gerektiğiyle ilgili karar vermek, buna bağlı olarak, olası kapasite düşümünün ardından kalan faal kapasitenin trafiğe göre nasıl paylaştırılması gerektiği ve geriye kalan uçuşların havadaki mevcut trafiği aksatmadan veya olabildiğince az seviyede aksatacak şekilde nasıl yönlendirilmesi gerektiğiyle ilgili kararlar vermek kolay bir karar verme süreci değildir. Bun nedenle, hava trafik yönetimi için karar destek sistemleri bu tip ölçüsüz olaylar karşısında karar verecek olan kişilerin, o anki sistemle ilgili faydalı bilgiler sağlayarak, iş yükünü azaltmaktadır. Bu tip karar destek sistemleri için artan hava sahası karmaşıklığı ve havalimanlarındaki iş yükü durumu dikkate alınması gereken önemli parametrelerdir.Bahsedilen amaca hizmet eden bir karar destek sistemi geliştirmek adına, mevcut hava trafik ağı, havalimanı tabanlı metapopülasyon yayılım modeli kullanılarak modellendi. Bu sayede, hava trafik sistemi üzerindeki gecikme yayılımının dinamikleri modellenmiş ve hava trafik ağında yer alan havalimanlarının birbirlerine olan bağlılıkları anlaşılmış oldu. Model kurgulanırken, öncelikle, hangi zaman aralıklarında simülasyon yapılacağına karar vermek için uçuşlar arasında istatistiksel analiz yapıldı. Bu analiz sonucunda, Avrupa'da ile ilgili uçuşların yaklaşık /%80'i 2.5 saatten daha az, yaklaşık /%90'ı ise 3.5 saatten daha az sürmektedir. Bununla birlikte Avrupa'daki ortalama uçuş süresi 116 dakika olarak belirlenmiştir. Zaman aralığının belirlenmesiyle birlikte, sistemde yer alan herhangi bir havalimanından dikkate alınan havalimanına gerçekleştirilmiş uçuş sayısının, dikkate alınan havalimanına gelen toplam uçuş sayısına oranı ile yayılma oranları hesaplandı. Sonrasında, epidemik model sistem denklemi için gerekli olan, havalimanlarının 'hastalıklı' (infected) olma yani uçuşlarının gecikmeye maruz kalma olasılığı ile belirlenen simülasyon zamanı sonrasında havalimanlarının hastalıklı olma olasılığı uçulmuş veri setinden elde edildi ve sistem denklemi kullanılarak, havalimanlarının iyileşme oranlarına ulaşıldı. Elde edilen iyileşme oranları ve planlanan uçuş veri setiyle tekrar elde edilmiş yayılma oranları kullanılarak havalimanlarındaki uçuşların gecikmeye maruz kalma olasılığının zamana bağlı değişimi elde edildi. Daha sonrasında, sistemin hesaplanan parametreler ile kararlı olmadığı gözlendi. Bundan dolayı hava trafik ağı için bir kontrol stratejisi sunuldu. Bu stratejiye göre, temel olarak gecikme yayılımının bitme süresi minimize edilirse sistem daha esnek yani daha kararlı bir hale getirilebilir. Gecikme yayılımına müdahale ise bazı uçuşların iptal edilmesi, bazı uçakların yerde bekletilmesi, uçuşların seyir esnasında daha hızlı ilerlemeleri gibi çeşitli aksiyonlarla sağlanabilir. Bu bahsedilenlere göre modellenen hava trafik ağı sistemi kararlı hale getirildi. Bundan dolayı, bu çalışmada güncel hava trafik ağı sistemi, havalimanı tabanlı metapopülasyon yayılım modeli kullanılarak modellendi. Trafik ağının böyle modellenmesindeki amaç, hava trafiğindeki akışta gecikmenin sistem üstünde nasıl yayıldığını ve bu yayılımın havalimanları ve uçuşlar üzerinde ne gibi etkileri olduğunu görmektir. Ek olarak, hava trafik sisteminin aksatıcı olaylar karşısındaki doğasının, davranışının incelenmesi hedeflenmiştir. Bu tezdeki temel amaç ise, gerçek uçuş datasına bağlı olarak kurulmuş olan epidemik yayılım modelini kullanarak hava trafik ağındaki çalışma esnekliğini arttırabilecek ve trafikteki gecikme yayılımlarının tümünü bitirebilecek bir kontrol stratejisi geliştirmektir. Dataya bağlı olarak oluşturulan epidemik model, önceden de belirtildiği gibi, gecikme yayılımının dinamiklerinin ve davranışının anlaşılması için kurgulanmıştır. Trafik modellemesi aşamasında Avrupa trafiğinde yer alan uçusların verisi kullanılmıştır. Yapılan analizler belirli bozuntuların yaşandığı belirli zaman dilimlerinde yürütülmüştür. Modelleme süreci tamamlandıktan sonra, hava trafik ağının esnekliğinin maksimizasyonunu sağlayan, başka bir deyişle, gecikme yayılımının bitme süresini minimize edecek bir optimizasyon problemi tanımlanmıştır. Daha sonrasında, geometrik programlama kullanılarak tanımlanan optimizasyon problemi çözülmüştür ve çözümün geçerliliğini ve işlevini sorgulamak adına önceden oluşturulmuş bahsedilen model üzerinde gerekli karşılaştırmalar yapılmıştır. Sonuç olarak, önerilen metodoloji, hava trafiğindeki normal iş akışını bozan olaylar karşısında test edilmiştir ve metodolojinin geçerliliği sınanmıştır. The air transportation is a enormously growing and developing industry, that takes a vital place in everyday life. There are technical market and present situation reports, which are prepared each and every year by the aircraft manufacturers such as Boeing, Airbus, airlines such as Turkish Airlines, Lufthansa. and related organizations such that International Air Transport Association, International Civil Aviation Organization, to be able to understand and measure the importance of its role. That growth can be realized by even looking at the current aircraft production numbers or the amount of operating airlines in a day. Yet, such a huge development also brings bottlenecks with itself. Increase in the amount of manufactured aircraft and the number of flying operators brought bigger and more complex traffic structure which is hard to accommodate in the current system that basically consists of airports and airspaces. There are new airport constructions ongoing and planned to facilitate that increment in the traffic but it is not enough to cover. Therefore, an efficient air traffic management concept is introduced to handle that new air traffic by using the airports and airspaces efficiently. Decision support systems, that are being developed, become very important tools to ensure the term efficiency in aviation. Thus, in this thesis, current air traffic network system is modeled as a meta-population spreading model to understand how the delay propagation over the air traffic is facilitated and to see its nature under disruptive events. The purpose of this research is to obtain a control strategy to maximize the network resiliency or terminate the delay spreading in the network as soon as possible within the constructed novel delay propagation model by utilizing data-driven epidemic spreading process. Data-driven epidemic process model is constructed in order to understand the dynamics and the behavior of the delay propagation over an air transportation network. Real flight data of the European network is utilized for the air traffic network model construction and analysis are conducted for certain days that involves certain disturbances. Afterwards, an optimization problem scheme for maximization of network resiliency in other words, minimization of the extinction time of the infection over network is presented. Moreover, solution strategy by using geometric programming for the considered optimization scheme and proper comparisons within the constructed system are given. Finally, the proposed methodology is validated under disruptive events. 69

Bir yapının dinamik analizi, havacılık endüstrilerinde genel olarak sonlu eleman modellemesi ile gerçekleştirilir. Modeller daha doğru sonuçlar elde edebilmek için çok sayıda eleman içerir. Çoğu bilgisayar, büyük ve karmaşık problemleri çözebilmesine rağmen dinamik optimizasyon, aeroelastik, frekans ve zaman cevabı gibi analizler, yinelemeli ve çok aşamalı süreçleri içerdiği için uzun zaman alabilir. Bu çalışmada, daha hızlı çözümler elde etmek için sonlu elemanlar modelinin büyüklüğünü azaltarak ve yapının dinamik davranışını koruyarak çeşitli model azaltma yöntemleri tanımlanmıştır. İndirgeme teknikleri, sistem matrislerinin azaltılması, bileşen modu sentezi ve çubuk modeli geliştirme olmak üzere üç farklı yaklaşımda sınıflandırılmaktadır. İndirgenmiş modeller oluşturmak için kullanılan teknikler ayrıntılı olarak gözden geçirilmekte ve yöntemlerin küresel yapının dinamik davranışını yansıtma yetenekleri incelenmektedir. İndirgeme prosedürünü gerçekleştirmek ve sunulan metodolojileri doğrulamak için basit bir konsol plakası ve tipik bir helikopter kuyruğu sonlu eleman modelleri kullanılmaktadır. Normal modların, frekans ve zaman cevabı analizlerinin sonuçları, indirgeme tekniklerinin verimliliğini göstermek için tam/küresel sonlu eleman modelleri ile karşılaştırılmıştır. Dynamic analysis of a structure is generally conducted by the finite element method in aerospace structures. The models usually contain large number of elements to be able to obtain more accurate results. Although the most computers are capable of solving the large and complex problems, the analysis problems such as dynamic optimization, aeroelastic, frequency and time response may take long time due to involving iterative and multi-step processes. In this study, various model reduction methods are described in order to achieve faster solutions by decreasing the size of the finite element model and preserving the dynamic behavior of the structure. The reduction techniques are categorized under three different approaches namely reduction of system matrices, component mode synthesis and stick model development. In this study, the techniques used to create the reduced models are reviewed in detail and the capability of the methods to reflect the dynamic behavior of the global structure is investigated. A simple cantilever plate and a typical helicopter tail finite element models are utilized to perform the reduction procedure and to verify the presented methodologies. The results of the normal modes, frequency and time response analyses are compared with the full/global finite element models to demonstrate the efficiency of the reduction techniques. 130

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

Teknolojini gelişmesiyle birlikte pek çok alanda hızlı büyüme ve üretimde artış gözlenmektedir. Büyüyen ve gelişen alanların başında havacılık sektörü gelmektedir. Havacılık sektörünün gelişmesiyle birlikte gerçekleştirilen uçuş sayısı, kullanılan uçak adedi ve taşınan yolcu sayısı ciddi anlamda artış göstermiştir. Dünyada havacılık sektörü her yıl ortalama %4'lük büyüme göstermekte, bu durumda haliyle uçuş ve uçak sayılarınında artmasına neden olmaktadır.Uçaklar belirli bir noktadan başka bir noktaya uçarken, kendilerine ayrılmış soyut bir koridor içinde hareket ederler. Uçaklar bu koridor içinde hareket ederken dahili veya harici navigasyon sistemlerini kullanırlar. Navigasyon uçağa ait konum, hız ve durum değişkenlerinin ilgili koordinat sistemine göre hesaplanması demektir.Bir gün içerisinde gerçekleştirilen binlerce farklı noktadan gerçekleştirilen uçuşlar düşünüldüğünde navigasyon sistemlerinin önemi anlaşılabilir. Navigasyon sistemlerdeki herhangi bir hata veya navigasyon doğruluğunun azalması uçuş emniyeti tehlikeye atarken, kaza-kırım olaylarına neden olabilir. Örnek vermek gerekirse; kıtalar arası veya okyanus aşırı uçuş yapan uzun menzilli uçaklarda navigasyon doğruluğunun azalması uçuş emniyetini riske sokar.Navigasyon sistemleri, Ölü Hesaplama Navigasyon Sistemleri ve Konum Belirleme Navigasyon Sistemleri olmak üzere iki alt başlıkta toplanabilir. Uçaklarda kullanılan temel ölü hesaplama navigasyon sistemleri dört çeşittir. Bunlar, Ataletsel Seyrüsefer Sistemi (ASS), Doppler/Yönelme Referans Sistemi, Doppler Ataletsel Seyrüsefer Sistemi ve Hava Verileri/Yönelme Referans Sistemi'dir. Dört temel ölü hesaplama navigasyon sistemleri arasında en yaygın kullanılan ve en doğru navigasyon bilgisini sağlayan sistem Ataletsel Seyrüsefer Sistemi (ASS)'dir.Ataletsel Seyrüsefer Sistemi (ASS) jiroskop, ivme ölçer ve navigasyon bilgisayarlarından oluşur. ASS'de bulunan jiroskoplar uçağa ait açısal değişimleri tespit ederken, ivme ölçerler uçağın ivmesini ölçer ve navigasyon bilgisayarlarıda bu bilgileri kullanarak uçağa ait navigasyon bilgilerini hız, konum ve durum olarak hesaplarlar. ASS'ye ait çıktılar uçaklarda bulunan diğer sistem tarafından kullanılır. ASS çıktılarını kullanan sistemlerden bazıları; Uçuş Yönetimi Sistemi, Elektronik Uçuş Aletleri Sistemi, Uçuş Yönlendirme ve Kontrol Sistemi'dir. ASS'de bulunan jiroskop ve ivme ölçerler kendi yapısal özellikleri nedeniyle zamanla bu sensörlerde hatalar meydana gelir. Oluşan sensör hataları ASS'de performans kaybına neden olurken, sistemin sağladığı navigasyon bilgisinin doğruluğu azalır. ASS'de çeşitli nedenlerle meydana gelen hatalar düzeltilmediği taktirde zaman geçtikçe sisteminin güvenilirliliğinde ciddi oranda azalacaktır. Bu nedenle, özelikle yüksek doğruluk gerektiren navigasyon uygulamarında ASS tek başına yeterli olmayacaktır.Konum Belirleme Navigasyon Sistemleri üç temel alt sistemden oluşmaktadır, bu alt sistemler Küresel Konumlama Sistemi, Radyo Seyrüsefer Sistemi ve Arazi Referans Sistemi'dir. Konum Belirleme Navigasyon Sistemleri arasında en yaygın olan ve kullanılan alt sistem Küresel Konumlama Sistemi (KKS)'dir. Küresel Konumlama Sistemi uzay bölümü, kullanıcı bölümü ve kontrol bölümü olmak üzere üç farklı bölümden oluşur. Kullanıcı bölümü küresel konumlama sistemine ait alıcıya verilen isimdir. Uzay bölümünde ise uydular bulunur. Bu uydular dünya yüzeyine göre yaklaşık 20,000 km yükseklikte olup kullanıcıların kullanması için yeryüzüne sinyaller gönderir. Kullanıcılar uydulardan gelen sinyalleri alarak kendi navigasyon problemini çözecek bilgileri elde etmiş olur. Kontrol bölümü üç temel bileşenden oluşur. Bu bileşenler ana kontrol istasyonu, gözlem istasyonları ve yer antenidir. Kontrol bölümü uydulardan gelen sinyalleri kontrol eder ve gerekli düzeltmeleri yaparak uydulara geri gönderir. KKS'nin sistemsel özellikleri ve çevresel koşullardan ötürü konum belirlemede hatalar meydana gelmektedir. Bu hatalardan en bilineni alıcının uydular tarafından gönderilen sinyalleri alamaması durumudur. Alıcının içinde bulunduğu çevresel ve fiziki koşullar, örneğin dağlık bölgeler, sinyalleri istenen doğrulukta veya hiç alamamasına neden olur. Bu nedenler ötürü yüksek doğruluk gerektiren navigasyon uygulamarında KKS tek başına kullanılamaz.ASS ve KKS'nin birbirlerine göre avantajları ve dezavantajları bulunmaktadır. Bu sistemlerinin faydaları birleştirilerek daha gelişmiş, güvenilir ve yüksek doğruluk sağlayan yeni bir sistem türetilebilir. Bu yeni sisteme tümleştirilmiş navigasyon sistemi denir. ASS ve KKS'den alınan verileri Kalman filtresi kullanarak birleştirilerek tümleştirilmiş navigasyon sistemi oluşturulur. Kalman filtresi 1960'lı yıllarda Rudolf E. Kalman tarafından durum değişkenlerine ait en iyi tahmini yapmak amacıyla geliştirilmiştir. Filtre algoritmasının temeli en küçük kareler yöntemine dayanmaktadır. Kalman filtresinin en önemli özelliklerinden biri de kendi içinde tekrarlanan bir algoritmaya sahip olmasıdır. Bu algoritma sayesinde Kalman filtresi bir sonraki durum değişkeni tahmini yapabilmesi için sadece bu adımın bir önceki durumunu bilmesi yeterlidir. Böylece, Kalman filtresi diğer filtrelere göre daha basit bir yapıya sahiptir. Bu basit yapı, Kalman filtresinin diğerlerine göre daha hızlı çalışmasına ve sistemlere entegresinin daha kolay olmasını sağlamıştır. Kalman filtresi; birden fazla sistemin tümleştirilmesi, ölçüm hatalarının indirgenmesi, sistem gürültüsünü azaltması ve bilinmeyen değişkenlerin tahmininde kullanılır. Kalman filtresi çok çeşitli alanlarda kullanılabilinir; örneğin navigasyon uygulamalarında, uçaklarda, gemilerde, hava tahmin uygulamalarında, ekonomik alanlarda, uyduların takibini gerektiren uygulamalarda.Kalman filtresi kullanarak oluşturulan tümleştirilmiş navigasyon sistemlerinin birden fazla sayıda ve farklı yapıda mimarisi bulunur. Farklı mimari yapılardan uygun olanının seçilmesi kullanılan sistemlere, elde edilmel istenen sonuçlara göre farklılık göstermektedir. Bu çalışmada en çok kullanılan mimari türlerinden olan gevşek bağlı ve sıkı bağlı tümleştirilmiş navigasyon sistemleri incelenmiş ve uygun olan mimari seçilmiştir.Tümleştirilmiş navigasyon sistemlerinin kullanımıyla birlikte ASS ve KKS'de oluşan ve navigasyon bilgisinin doğruluğunu etkileyen hatalar azaltılarak daha güvenilir ve yüksek doğrulukta yeni bir sistem elde edilmiş olur. Özellikle yüksek doğruluk istenen uygulamalarda tümleştirilmiş navigasyon sistemleri kullanılarak navigasyon bilgisi sağlanır. In this thesis; Boeing 747 aircraft mathematical modelling, INS, GPS, INS error modelling, Kalman Filtering, INS/GPS integration, fault detection, isolation and reconfiguration are widely explained. In the study, Kalman filter is used to estimation of Boeing 747 aircraft states. The INS error modelling and integration of INS/GPS are examined and Kalman Filter is used to estimate states for INS error and integrated INS/GPS models. Fault detection, isolation and reconfiguration on Boeing 747 aircraft model and integrated INS/GPS is done by Kalman filter. All these simulations are generated on MATLAB simulation environment.There are two common methods for navigation, one of them is Dead Reckoning and other one is Position Fixing. INS is a type of Dead Reckoning navigation and most preferable, while GPS is more popular in Position Fixing method. Global Positioning System (GPS) and Inertial Navigation System (INS) provide navigation solutions to the aircrafts, ships, spacecraft, missile and other vehicles. INS is comprised by navigation computers and inertial sensors such as accelerometers and gyroscopes. INS procures information about aircraft's positions, velocities and attitudes. Nowadays, different type of aircraft systems such as Flight Management System, Electronic Flight Instrument System, Flight Guidance and Control System use INS output data. The inertial navigation system have different type of errors such as initiliazation errors and inertial sensors errors. The main problem of the system is that these errors expand with time, so that INS is time dependent. INS gives high accuracy for short time because INS errors increase with time and system accuracy decreases. GPS is well-known system for navigation and it is used in different areas such as mobile phones, aircrafts, ships, automobiles and so forth. GPS is consisted of three different segments which are control, user and space. The user segment is GPS receiver and it calculates own position by using GPS signals which are send from GPS satellites on space. The control segment monitor and make correction to GPS data. Mostly used GPS has some type of errors due to different causes. For instance signal quality of GPS may decrease due to signal interference and navigation information may not be satisfied. As a consequence, stand-alone INS or GPS does not sufficient solution for navigation applications which need high precision such as aircraft navigation. These systems have pros and cons, so that these systems are integrated and their advantages are combined for better navigation solution. The integration of INS and GPS is carried out by Kalman Filter. Kalman filter has recursive data processing algorithm and the main features of the filter are integrates more than one systems, diagnose system noises and computes unknown variables and minimizes error of measurements. In this study there are different type of problems are solved by using Kalman Filter. These solutions are that the filter is used to estimate state variables of Boeing 747 aircraft, Kalman filter minimizes the measurement error such inertial errors and find best value of measured parameters, the filter make prediction for INS errors and it is used for integration of INS/GPS, and Kalman filter is used to fault detection, isolation and reconfiguration.Faults may occur any time in the systems, this affects system reliability and sustainability. Therefore, systems should be designed to minimizing fault effects. In this study, it is examined and observed that the filter is reliable and providing correct data, when faults happen. The aim of fault detection and isolation is that when fault is occured, fault should be successfully detected and isolated. In MATLAB simulation environment, faults are given to the systems which are integrated INS/GPS and Boeing 747 aircraft model. Kalman filter is used to fault detection, isolation and reconfiguration. Simulation results show that Kalman filter is very effective and reliable in faulty condition. When fault has occured in a system, fault is detected and isolated by using Kalman filter and the filter maintains correct estimation for states. 134

Kompozit malzemelerin havacılık, denizcilik, enerji ve otomotiv endüstrilerindeki kullanımı oldukça yaygınlaşmış durumdadır.Bu malzemelerin bilinen avantajları, onları karmaşık yük taşıyıcı yapılar için tercih edilir kılmaktadır. Fakat, kompozit malzemelerin uzun süreli kullanımlarındaki yorulma benzeri durumlara karşı bilinmeyen dayanım özellikleri, tasarım aşamasında görece yüksek güvenlik katsayıları gerektirdiği için, bu malzemelerin bilinen metalik malzemelerin tamamiyle yerine geçmesi kısa vadede mümkün gözükmemektedir. Bu çalışma yapıların kullanım esnasındaki bütünlüğü hakkında fiber Bragg ızgara (FBG-Fiber Bragg Grating) sensörler yardımıyla sürekli bilgi sahibi olunmasını sağlayacak yapısal sağlık takibi (SHM-Structural Health Monitoring) yöntemleri geliştirerek güvenlik odaklı tasarım anlayışının değişmesine olanak tanımak adına gerçekleştirilmiştir.Bir FBG sensör belli bir dalgaboyundaki ışığı ışık kaynağına geri yansıtan bir çeşit filtre gibi çalışmaktadır. Geri yansıtılan ışığın tepe dalgaboyu, sensör içerisindeki ızgaraların arasındaki mesafeye bağlıdır. Izgaralar arasındaki mesafe değiştiğinde, geri yansıtılan ışığın tepe dalga boyu değişir. FBG sensörlerin bu özelliği onların mükemmel bir gerinim ölçer olmasını sağlamaktadır. Küçük çapları, elektromanyetik alanlara karşı olan bağışıklıkları, çoğullanabilme ve malzeme içerisine gömülebilme özellikleri gibi bir çok avantajı bulunan FBG sensörlerin, yapısal sağlık takibi için benzeri olmayan bir algılayıcı tipi olduğu söylenebilir.FBG sensörlerin kompozit malzemelerin içerisine gömülmesi, özellikle kapalı bir kalıp üzerine kurulu olan Reçine Transfer Kalıplama (RTM-Resin Transfer Molding) gibi yöntemler ile uygulandığında oldukça hassas ve karmaşık bir işlemdir. RTM yöntemiyle üretilen numunelerin henüz tasarım aşamasında fiber optik kablo çıkışının belirlenmesi ve numuneden çıkan bu kablonun üretim boyunca korunması gerekmektedir. Bu çalışmanın başında, sensör içeren fiber optik kablonun numuneden dışarıya çıkarılma yöntemi sebebiyle FBG sensör içeren numunelerin testleri özel aparatlar kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Çalışmalar göstermiştir ki bu ek aparatlar gerçekleştirilen deneyleri daha karmaşık hale getirmiş ve numunelerin çoğunlukla yorulma testleri esnasında beklenenden çok daha erken kırılmasına sebebiyet vermiştir. Bu durumu aşmak için, tezin ilk araştırmaları optik sensörlerin numunelereden daha efektif bir çıkışının sağlanarak hem üretim hem de deney süreçlerinin daha verimli bir hale getirilmesi üzerine yoğunlaştırılmıştır. Bu bağlamda, çalışmalar sonucunda L şeklinde deney numuneleri geliştirilmiş ve aparat gereksinimi tamamen ortadan kaldırılarak deneylerle ilgili tüm sıkıntılar giderilmiştir.Gömülü FBG sensörler, SHM uygulamaları için oldukça değerli olabilecek bir özellik olan yorulma yükü altındaki yapı içerisinden sürekli veri toplayabilme görevine çok uygundurlar. Bu tez çalışmasında, kompozit malzemelere gömülmüş FBG sensörlerden yorulma yüklemesi altında sürekli olarak alınan veri vasıtasıyla her bir yük tekrarında harcanan gerinim enerjisi miktarı hesaplanarak literatürde bir çok araştırmacının çalışmalar yürüttüğü kalan ömür tahmini gerçekleştirilmiştir. Öncelikle sensör içermeyen cam fiber takviyeli polimerik (GFRP-Glass Fiber Reinforced Polymeric) kompozit numunelerin geniş kapsamlı deneysel çalışmaları yapılmış ve çeşitli gerinim oranlarında strain enerjisi salınım oranı (SERR-Strain Energy Release Rate) değerleri bulunarak malzemenin yorulma katsayıları çıkartılmıştır. Sonrasında FBG gömülü GFRP numuneler üretilmiş ve yorulma testlerine tabi tutulmuştur. Çalışmalar FBG sensörlerin yorulma yükü altında kompozit malzemeler içerisinden veri toplamada çok başarılı olduğunu göstermiştir. Kompozit içerisindeki homojen olmayan micro yapılar sebebiyle oluşan değişken gerinim bölgelerinin uzun FBG sensör sinyalinde tepe dalgaboyunun ayrışmasına sebebiyet verdiği gözlemlenmiş, bu sebeple kısa uzunluğa sahip gömülü FBG sensörlerin daha güvenilir sinyal sağladığı sonucuna varılmıştır. FBG sensörler 4 Hz frekansta gerçekleştirilen yorulma deneyleri esnasında malzemedeki sinüsoidal gerinim davranışının hassas bir biçimde ede edilmesini sağlamışlardır. Bu FBG verisi analiz edilerek kalan ömür tahminleri belli kabuller altında başarıyla gerçekleştirilmiştir. İlginç bir sonuç olarak, dış sensörler vasıtasıyla elde edilen kompozit malzemenin global davranışı ile gömülü FBG sensörlerden elde edilen lokal davranış arasında farklılıklar olduğu gözlemlenmiştir. Kullanılan FBG sensörlerin numunelerin kırılma anlarına kadar çalışır durumda kalabildiği not edilmelidir. Bu durum uygulanan yöntemin gerçek hayatta güvenle kullanılabileceğinin en önemli göstergesidir. Çift FBG sensörün tek bir fiber optik kablo üzerine yazılması ile çoklu sensör oluşturularak çift eksenli gerinim sensör konfigurasyonu elde edilmiş ve sensörler bu şekilde malzeme içerisine gömülmüştür. Bu yöntem yorulma yükü altındaki malzemenin içerisinde oluşan gerinim değişimlerinin hem eksenel (yüke paralel) hem de yanal yönlerde elde edilmesine olanak tanımıştır. FBG sensörlerden elde edilen gerinim verisi analiz edilerek GFRP kompozitten üretilmiş numunelerdeki Poisson oranı her bir yük tekrarı için ayrı ayrı elde edilmiştir. Yorulma deneyleri esnasında elde edilen FBG verileri tekrarlı yükleme sebebiyle malzemenin Poisson oranında azalma davranışı gösterdiğini ortaya koymuştur. Kompozit malzemelerin o anki yapısal bütünlüğü hakkında önemli bir gösterge olan Poisson oranının FBG sensörler vasıtasıyla tüm malzeme ömrü boyunca anlık olarak başarıyla izlenebileceği görülmüştür. Bu çalışmalar esnasında hem ekstensometre hem de deplasman kontrollü deneyler gerçekleştirilmiştir. Önceki çalışmadakine benzer şekilde, FBG sensörlerin lokal olarak gözlemlediği kompozit davranışı ile ekstensometre ve deplasman ölçüm cihazlarının gösterdiği tüm ölçüm alanı için global olarak ölçülen veriler farklılık göstermiştir. Buna ek olarak, aynı deneylerde kullanılan gerinim ölçerlerin özellikle yorulma yükleri altında FBG'ler gibi dayanıklı olmadığı görülmüştür. Düşük gerinim oranlı bir yorulma deneyi esnasında 3.5 milyondan fazla yük tekrarı uygulanmış, deney malzemede gözle görünen herhangi bir hasar bulunmaması sebebiyle sonlandırılmış ve her iki FBG sensörün de hatasız biçimde görevlerini deneyin sonuna kadar yerine getirdiği görülmüştür. Bu çalışma kapsamında, sıcaklığın FRP kompozitler ve bu kompozitler içerisine gömülmüş olan FBG sensörleri nasıl etkilediği de incelenmiştir. Hem RTM hem de vakum kürleme masası ile üretilmiş numuneler soğuk, oda sıcaklığı ve yüksek sıcaklık ortamlarında mekanik olarak incelenmiştir. RTM ile üretilen numunelerin her sıcaklık ortamında daha iyi performans gösterdiği gözlemlenmiştir. Malzemenin nihai kopma dayanımının oda sıcaklığındaki değerlere kıyasla -40C'lik soğuk ortamda yükseldiği, 70C'lik sıcak ortamda ise azaldığı görülmüştür. Her iki üretim yöntemi ile elde edilen kompozit numuneler arasındaki fiber hacim oranı farkı göz önünde bulundurulduğunda, değişen sıcaklıklara bağlı statik mekanik özelliklerde çok ciddi meretebe farkları gözlemlenmediği de not edilmelidir. Yüzey kalitesi bakımından karşılaştırma ise oldukça farklı sonuçlar doğurmuştur. Elle yatırılarak vakum kürleme masasında üretilen numunelerde çok fazla hava kabarcığı kaldığı ve yüzeylerinin ciddi ölçüde gözenekli bir yapıya sahip olduğu görülürken, RTM yöntemi ile üretilen numunelerin mükemmel yüzey kalitesiyle birlikte gözle görülür hiç bir hava kabarcığı ve gözenek içermediği gözlenmiştir. Sonuçlar, ıslak elle yatırma tekniğinin malzeme içerisindeki süreksizliklere karşı oldukça hassas olan FBG sensörlerin gömülmesine müsait olmadığını göstermektedir. Buna ek olarak, ıslak elle yatırma ile üretilmiş numunelerdeki gözenekli yapı yorulma dayanımında büyük kayıp yaratacağı için bu numunelerin tekrarlı yüklere maruz kalmaya uygun olmadığı da belirtilmelidir. Bu sebeplerle, sadece RTM ile üretilmiş FBG içeren numunelerin sıcak ortam yorulma deneylerinin yapılması uygun bulunmuştur. Deney 50C'de 0.27 gerinim oranında gerçekleştirilmiştir. 2 milyondan fazla yük tekrarı uygulanmış deney numunesi herhangi bir hasara uğramamış ve bununla birlikte FBG sensör de görevini deney sonuna kadar başarıyla devam ettirmiştir. Sensör verisi SERR hesaplaması için kullanılmış ve analizlerde sıcaklığa bağlı herhangi bir olumsuzluk görülmemiştir. Delik içeren fiber takviyeli kompozitler de SHM bakış açısı ile incelenmiştir. 4mm çapında merkezi delik biçiminde çentik içieren GFRP numuneler üretilmiştir. Malzemenin davranış biçiminin anlaşılması için başlangıç aşamasında sensör içermeyen numunelerin statik çekme testleri gerçekleştirilmiştir. Sonrasında, çift eksenden ölçüm almak üzere FBG sensörler içeren üç numune üretilmiştir. Eksenel ve yanal sensörler her üç numune için delik merkezinden sırasıyla 4mm, 7mm ve 10mm mesafelere yerleştirilmiştir. CNC ile deliklerin açılırken FBG sensörler ile numunelerin yapısal takipleri gerçekleştirilmiştir. Delme esnasında elde edilen veriler incelendiğinde kürlenme sürecinden kaynaklanan kalıntı gerinimlerin bu işlem nedeniyle hangi büyüklüklerde serbest kaldığı elde edilmiştir. Delik merkezinden 7mm mesafede sensörler içeren numune statik olarak test edilmiştir. Her iki sensör de numunenin kırılmasına kadarki süreçte beklenen şekilde veri sağlamıştır. Diğer FBG içeren numuneler ise yorulma deneyleri yapılarak incelenmiştir. Çalışmalar, delik kenarından 2mm, yani merkezden 4mm mesafede yer alan FBG sensörlerin delik çevresinde tekrarlı yükleme kaynaklı hasarın ilerlemesi sebebiyle toplam yorulma ömrünün sadece % 28 ila % 40'lık bir kısmında veri sağlayabildiğini göstermiştir. Diğer numunedeki delik kenarına 8mm mesafeye (merkezden 10mm mesafeye) yerleştirilmiş FBG sensörler, malzemenin yaklaşık 50000 tekrarlık yorulma ömrü boyunca çalışır durumda görevlerini idame ettirmişlerdir. Analiz edilen FBG verisi deney süresince delik çevresinde oldukça düzensiz bir gerinim davranışı oluştuğunu göstermektedir. Hasara bağlı olarak oldukça değişken bir gerinim bölgesi olan delik çevresinin gömülü FBG sensörler için en zorlu kullanım alanlarından birini oluşturduğunu belirtmek gerekir. Bunun en büyük nedenlerinden biri kuşkusuz FBG sensörlerin dairesel delik şeklindeki çentik çevresinde hızla ilerleyen çatlaklara doğrudan maruz kalmasıdır. Buna rağmen, gömülü sensörler delikten belirli bir mesafeden itibaren yorulma yüklemesi altında yapısal sağlık takibi görevlerini yerine getirmiştir. FBG sensörlerin delikli kompozit malzemeler içerisindeki davranışları yukarıdaki araştırmalara ek olarak sonlu elemanlar yöntemi ile incelenmiştir. Bu çalışmada FBG içeren tek yönlü karbon/epoksi kompozit numuneler ele alınmıştır. Bu malzeme, çalışmalar esnasında FBG sensörlerin 1mm kalınlıktaki ince numunelerde yorulma takibi araştırması amacıyla kullanılmış ve oldukça iyi sonuçlar elde edilmiştir. Öncelikle malzeme katsayıları deneyler ile elde edilmiş, sonrasında bütün bir numune ve sadece delik çevresi ayrı ayrı sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak modellenmiştir. Bu modeller sayesinde FBG sensörlerin çekme yüklemesi altında delikli kompozitler içerisindeki davranışları hakkında detaylı bilgiler elde edilmiştir. Sonuçlar, delik kenarına ve numunenin eksenel yönünde tam ortasına yerleştirilmiş bir FBG sensörün kendi uzunluğu boyunca ciddi miktarlara (yaklaşık 900 mikrogerinim) ulaşan bir gerinim dağılımına maruz kaldığını ortaya koymaktadır. Delik kenarına yerleştirilmiş bir FBG sensörün, delik çevresindeki ilerleyen hasar durumu ihmal edildiği durumda bile, oldukça çetrefilli bir değişken gerinim alanı içerisinde kaldığı ortaya konmuştur. Bu bağlamda sonuçlar, önceki çalışmalarda yorulma yüklemesine maruz bırakılmış delikli numuneler içerisindeki FBG sensörlerin karmaşık davranış biçimlerine ışık tutmaktadır. Sonuç olarak, bu tez çalışmasında fiber takviyeli kompozitlerin statik ve yorulma takipleri FBG sensörlerin verimli bir şekilde kullanılmasıyla birlikte hayata geçirilmiştir. Belirtilmelidir ki kompozit malzemelerin gömülü sensörler ile takibi için kullanılan bu yöntemler geleceğin yapısal sağlık takibi sistemleri için güçlü bir altyapı oluşturmuştur. Use of composite materials have become prevalent in aerospace, marine, energy and automotive industries. The well known advantages of composites make them very attractive for complex load bearing structures. However, there is still a long way to fully exchange metallic materials with composites; because unknown factors like long term fatigue behavior necessitates relatively higher safety factors that should be applied for composite structures during the design phase. This study was performed to develop structural health monitoring (SHM) methods using Fiber Bragg Grating (FBG) sensors, which may reduce safety-oriented design perspective by providing continuous information about the integrity of structure during the service.An FBG sensor behaves like an optical filter that reflects a specific wavelength of light back to the light source. The reflected light's peak wavelength is dependent on the distance between gratings. Once the distance between gratings change due to a mechanical load, peak wavelength of reflected light shifts. This property of FBG sensors make them perfect for strain measurement. Advantages such as small diameter, immunity to electromagnetic fields, multiplexed usage opportunity and embeddable nature of FBG sensors make them unique for the use of SHM applications. Embedding FBG sensors into composite materials is not a straight-forward task, since it is a delicate process especially for manufacturing technique like Resin Transfer Molding (RTM) method which utilizes a closed mold. Specimens manufactured by RTM method should be designed in such a way that the fiber optical cable must be taken out from the end of the specimen in one piece and should be protected during the entire manufacturing process. In the beginning of this study, testing the specimens that contain embedded FBGs were performed by special apparatus because of the method that was used to take the fiber optics out of the specimen. Studies showed that additional apparatus was complicating the experimental procedure and most of the time caused immature failure of the specimens during fatigue tests. To overcome this, initial research was focused on developing an effective method for taking the optical sensor out of the specimen that makes both manufacturing and testing more feasible. In this context, L shaped geometry was developed for specimens that contain FBG sensors which resolved all complications related to testing of FBG embedded specimens by eliminating apparatus use.Embedded FBG sensors are ideally suited for continuous monitoring of composites under cyclic loading conditions, which can be very useful for SHM applications. Remaining useful life (RUL) of composite structures under fatigue loading, which have been investigated by many researchers in literature, was utilized in this thesis study for FBG embedded composites by calculating released strain energy at each load cycle by using FBG sensor data. Initially fatigue constants of GFRP material derived experimentally by testing sensorless specimens and calculating strain energy release rate (SERR) in a wide variety of strain ratios. Following to that FBG embedded GFRP specimens were manufactured and tested under high cycle fatigue conditions. Research results showed that FBG sensors are very effective to obtain strain from the interior of structure during fatigue experiments. It has been seen that shorter sensor lengths are more reliable in terms of signal quality as an embedded sensor since long FBGs are prone to peak splitting due to the variable strain fields within the composites. Sinusoidal strain behavior for each load cycles were clearly obtained using embedded FBGs at 4Hz of cyclic loading. Predicting the remaining life under some assumptions was successfully performed by analyzing the FBG data. As an interesting outcome, it was revealed that the local behavior of composites monitored by embedded FBG sensors differs from the global observations made by external sensors. It should be noted that FBG sensors stayed intact until the fracture of specimens, which proves the method's usability for actual applications.Two FBG sensors on the same optical fiber were used as a multiplexed sensor and embedded into specimens to utilize a biaxial sensor configuration. This method was enabled to collect strain data both in axial (i.e. loading) and transverse directions using embedded FBG sensors under cyclic loading conditions. By analyzing the fatigue strain data of both FBGs, Poisson's ratio of GFRP specimens was utilized at each load cycle. Poisson's ratio degradation trend of tested specimens was revealed using embedded FBG data during fatigue loading. It has been seen that Poisson's ratio of composite materials can be simultaneously monitored using embedded FBGs during the entire life of the structure, which contains critical data about the current state of the structure in terms of integrity. Both extensometer and displacement controlled test types were used during the experiments. It has been revealed that the local strain trends of composites observed by FBG sensors was different than the global behavior throughout the gage length obtained by extensometer and LVDT in a similar manner with previous study. Strain-gage sensors were also used during the experiments and it has been seen that these sensors are not as durable as FBG sensors especially for cyclic loading conditions. More than 3.5 millions of load cycles were performed in a low strain fatigue experiment and both FBG sensors were working flawlessly when the test was ended intentionally without any visible damage in the specimen. Temperature effect on FRP composites and embedded FBG sensors was also studied within the scope of this thesis study. FRP composites manufactured by RTM and hand layup with Vacuum Curing&Debulking Table (VCDT) methods were mechanically compared under cold, room and elevated temperature conditions. Products of RTM method were performed better for all temperature conditions. It has been seen that cold temperature (i.e. -40C) was increased while elevated temperature (i.e. 70C) was deceresed the ultimate strength of the composite materials compared to room temperature conditions. Overall, the mechanical behavior of both specimen types did not heavily differentiate especially considering the fiber volume fraction difference. Surface quality of the specimens was totally different for both techniques. Hand layup specimens manufactured using VCDT were containing many bubbles and the surfaces of them were heavily porous while RTM products' surfaces were perfectly smooth without any porosity and visible bubbles. Results revealed that wet hand layup technique was not suitable for embedding FBGs since the sensors are very sensitive to discontinuities within the hosting material. Moreover, porous nature of wet hand lay up products were not appropriate for fatigue testing since it would reduce the fatigue life substantially. Therefore, it was decided to investigate elevated temperature behavior of FBG embedded specimens manufactured by RTM method under fatigue loading. Experiment was performed at 50C with a 0.27 peak strain ratio. Specimen was tested more than 2 million cycles under these conditions and both specimen and FBG sensor were stayed intact without any failure. The data of FBG sensor was analyzed for SERR calculations and no any adverse effect of elevated temperature was noticed on FBG data.FRP composites containing open holes were also investigated from the SHM point of view. GFRP specimens were manufactured that contains central hole notch with a 4mm of diameter. Static experiments were performed on specimens without sensors in the beginning to understand the mechanical behavior. Following to that, three specimens manufactured with biaxially embedded FBG sensors. Axial and lateral sensors were located at 4mm, 7mm and 10mm away from the center of the holes of each specimen. Opening the holes using CNC for all specimens were monitored by the embedded FBGs. Release of the residual strains resulted by impregnation was observed within the analyzed data during the drilling process. Specimen that contains FBGs at 7mm from the hole center was tested statically. Both sensors were collected strain data around the hole notch as expected till failure of the composite. Other two specimens that contains biaxially located FBG sensors were fatigue tested. Experiments revealed that the sensors at 2mm distance from the hole edge (i.e. 4mm from the center) were able to survive only about 28-40 /% of total fatigue life due to the progressive damage caused by cyclic loading. Other specimen's FBG sensors, which were located at 8mm distance from the hole edge (i.e. 10mm from center),were survived during the entire fatigue life of the specimen (i.e. around 50000 cycles). Analyzed FBG data was indicated that a very unstable strain behavior exists around the hole during the experiment. It can be stated that monitoring damage dependent strain field around an open hole was the most challenging environment for embedded FBG sensors since they were directly exposed to the growing cracks in the vicinity of the hole edges. Nevertheless, embedded sensors were able to perform their monitoring function under cyclic loading condition at a designated distance from the hole edges.FBG sensor behavior in open hole composites was also studied using FEM analysis. Unidirectional carbon/epoxy composite specimens were considered as host material about 1mm thick, which were used for fatigue monitoring with FBG sensors and performed very well. After performing experiments for obtaining material constants, three FEM models were run to simulate behavior of FBG sensors embedded into open hole specimens under tensile loading. Results showed that a significant amount of axial strain (i.e approx. 900 microstrain) variation may develop along an FBG sensor which is located near the hole and aligned with center point of specimen in longitudinal direction. The revealed uneven strain field in the vicinity of an open hole is already a challenging environment for an FBG sensor even ignoring the growing damage in its surroundings under cyclic loads. These results clarify complicated behavior of FBG sensors that were embedded into open-hole specimens and tested under fatigue loading in previous studies.Overall, different techniques were investigated that effectively utilize FBG sensors in this study for static and fatigue monitoring of FRP composites. It can be stated that the used methods of monitoring FRP composites with embedded FBG sensors have created a strong basis for future SHM systems. 176

Navier-Stokes denklemlerinin benzerlik çözümleri, yarı-sonsuz plakalar üzerindekisıkışamaz laminer akışları tarif eder. Bu çözümlerin özel bir durumu, yatay bir katı duvarüzerindeki zamandan bağımsız iki-boyutlu durma noktası akışının incelendiği klasikHiemenz problemidir. Hiemenz probleminin zamana bağlı versiyonları üzerine yeniçalışmalar da bulunmaktadır. Bu tez çalışmasında, durma noktası akışının zamana bağlıolma durumu genelleştirilmiştir. Genelleştirme, harmonik olarak salınan bir plaka vezamana bağlı serbestakım akışı kullanılarak yapılmıştır. Bu amaç doğrultusunda, zamanabağlılık parametresi, salınım frekansı ve genliği değerlendirilmiştir. Benzerlik çözümleri,bu parametrelerin çeşitli kombinasyonlardaki değerleri için hesaplanmıştır. Verilen birsalınım genliği için, akışın düzgün ve periyodik olduğu eşik frekansının varlığıgözlenmiştir. Bu frekans değerinin altında çözüm kararsız olmaktadır. The similarity solutions of Navier-Stokes equations describe incompressible laminarflows over semi-infinite plates. A special case is the classical Hiemenz problem whichdeals with the steady two-dimensional stagnation point flow on a vertical solid wall.There are also recent studies on the unsteady version of the Hiemenz problem. In thisthesis work, the unsteadiness of the stagnation point flow is generalized using aharmonically oscillating plate and a time-dependent freestream flow. For this purpose,the unsteadiness parameter, oscillating frequency and amplitude are introduced. Thesimilarity solutions are computed for the values of these parameters in variouscombinations. It is observed that, for any given oscillation amplitude, there exists athreshold frequency above which the flow is regular and periodic. The solution is unstablefor the frequency below that value. 103

Bu tezde, güneş enerjisi ve Lityum iyon piller aracılığıyla kendi gücünü üreten insansız hava aracının tasarımı gerçekleştirilmiştir. Fotovoltaik hücreler ile üretilen elektrik enerjisini öncelikle uygun akım ve voltaj değerine getirmek için maksimum güç noktası izleyicisi (MPPT) adı verilen elektronik devre kullanılmış, daha sonrasında bu enerji hem itki sisteminin tahriğinde tüketilmiş hem de gece uçuşu için bataryalarda depolanmıştır.Bahsi geçen insansız hava arıcı, 24 saatlik kesintisiz gözetleme görevini icra edebilecek şekilde tasarlanmıştır. Güneş enerjili İHA, gözetleme görevini 2000 m. irtifada ve 2000 m. yarıçaplı bir sahada icra edecektir, bu sebeple ilgili irtifadaki havanın yoğunluğu, basınç gibi çevre koşullarına uygun biçimde uçuşunu sürdürebilecek kabiliyette tasarlanmıştır. Faydalı yük kapasitesi, bu tarz kesintisiz görevi başarıyla tamamlayabilmesi için en az 500 g. Olacak şekilde hesaplamalar yapılmıştır.Tasarım süreci; konsept tasarım, ön tasarım ve detay tasarım olmak üzere 3 ayrı fazdan oluşmaktadır. Her fazın kendine has problemleri ve bu problemlere çözüm yaratma metodu vardır.Tasarım aşamasına geçmeden önce, neden böyle bir çalışmaya ihtiyaç duyulduğu açıklanmış, geçmişte yapılan benzer çalışmalar literatür kısmında incelenmiştir. Konsept tasarım aşamasında, tasarımının gerçekleştirilmesi istenen güneş enerjili insansız hava aracının, özellikleri ve hangi şartlarda çalışacağı madde madde irdelenmiştir. Bu isterlerin yapılacak olan tasarım ile kaliteli ve en uygun biçimde karşılanabilmesi için Kalite Fonksiyon Dağılımı Analizi (QFD) yapılmıştır. Bu analiz ile, isterleri sağlayabilecek minimum özelliğe sahip İHA tasarımı için yol haritası belirlenmiştir. Tasarlanacak olan İHA'da uçuş süresi çok kritik olduğu için minimum boş ağırlığa ship olması, güneş ışığını herhangi bir engele maruz kalmadan doğrudan alabilmesi, aerodinamik olarak verimli bir tasarıma sahip olması, düşük maliyetli bir çözüm olması ve uzun süre havada kalacağı için basit bir tasarıma sahip olması en önemli tasarım kriterleridir.Uçağın konfigürasyon seçimi kısmında, uygun itki tipi seçimi, kanat yerleşim bölgesi seçimi, kuyruk şekli seçimi ve iniş kalkış metod seçimi yukarıdaki kriterlere göre objektif olarak yapılmıştır. Bu seçim sonucunda tasarlanacak olan uçağın final konfigürasyonu; üstten kanatlı, önden çekiş tipli tek motorlu, T tip kuyruklu, iniş takımsız olarak belirlenmiştir.Konsept tasarımı takiben yapılan ön tasarım kısmında, tasarlanacak uçağın görev profili detaylı olarak belirlenmiştir. Bu görevi gerçekleştireceği ortam koşulları ilgili hesaplamalarda kullanılmak üzere araştırılmıştır. Sonrasında benzer tipte uçakların kanat açıklığı, veter uzunluğu, kanat veter oranı, maksimum kalkış ağırlığı gibi karakteristik özellikleri incelenmiştir. Bu incelemelerde ortaya koyulan karakteristik özelliklere göre boyutlandırma çalışması yapılarak tasarım bir nebze olsun şekillenmeye başlamıştır. Uçağın ön tasarımına başlanırken öncelikli olarak, geçmiş çalışmalardan derlenen bilgiler ışığında detaylandırılmış ve ağırlık tahmini yapılmıştır. Bu öngörü vasıtasıyla komponent ve sistem bazında hangi ürünün ne kadar ağırlığa sahip olacağının kabaca kabülü yapılmıştır. Kabaca yapılan bu kabüldeki değerler kullanılarak uçağın aerodinamik analizleri yapılmıştır. Aerodinamik analiz esnasında öncelikle kanat profili belirlenmiş ve bu kanat profillerinin XFOIL programının arayüz ile çalışan uygulaması olan XFLR5 programında analizleri gerçekleştirilmiştir. Kanadın kesit profili MH115, kuyruğun kesit profili ise NACA006 olarak belirlenmiştir. Profillerin sürükleme değeri, uçuş süresini doğrudan etkilediği için profil seçimini yaparken sürükleme değerini düşük tutabilmek ve yüksek taşıma/sürükleme oranı yakalamak ön kıstas olmuştur. Kanat kesitleri belirlendikten sonra yine literatürdeki trendler göz önüne alınarak kontrol yüzeyi olan aileronlar, yatay ve dikey stabilizatörlerin boyutlandırılması yapılmıştır.2 boyutlu analiz sonucu taşıma ve sürükleme değerlerini bulduktan sonra, uçağın görev boyunca hem itkinin hem de faydalı yüklerin tüketimi gözönüne alınarak ne kadar enerji harcayacağını bulmak için hesaplamalar gerçekleştirilmiştir. Çekilecek güc değerlerine göre sisteme uygun olacak motor pervane çifti, lityum iyon batarya seçimi, motor kontrolör seçimi, maksimum güç noktası izleyicisi seçimi ve uygun fotovoltaik hücre seçimi gerçekleştirilmiştir. Fotovoltaik hücrelerin sistem için gerekli olan gücü uygun gerilim ve akım değerlerinde üretebilmesi için kaç adet hücrenin gerekeceği ve bu hücrelerin kaçının sei kaçının paralel olarak birleştirileceği yapılan hesaplarla bulunmuştur. Uygun konfigürasyonda birleştirilen güneş panellerinin kapladığı alan ile toplam kanat alanı karşılaştırılarak yapılan boyutlandırma çalışmasının doğruluğ teyit edilmiştir. Ayrıca güneş panellerinin ürettiği enerji ile itki sistemi ve faydalı yükün toplamda tükettiği enerji karşılaştırılmış ve uçağın 24 saatlik kesintisiz gözlem uçuşunu gerçekleştireceği teorik olarak ispatlanmıştır.Daha önceki aşamalarda konsepti belirlenen ve ön tasarımı yapılan güneş enerjili İHA için yapısal komponentlerin Solid Edge programı kullanılarak detay tasarımı gerçekleştirilmiştir. Öncelikle kanadın gelen yükleri deforme olmadan taşıyabilmesi ve herhangi bir arızaya sebep olmaması için uygun dayanımda tasarlanması ile bu faza başlanmıştır. Sandviç karbon kompozitlerden oluşturulan dikine kesitlerin karbon tüpler ile birleştirilmesi ile ana karkas yapı oluşturulmuştur. Yine bu kanadın üzerine güneş panellerinin yerleştirilmesi için karbon kumaştan kanat yapısalları üzerine kaplama yapılmıştır. Yatay ve dikey stabilizatörde de benzer mantıkla ana yapılar oluşturulmuştur. Kuyruk sisteminin herhangi bir yapısal kırıma uğramadan gövdeye ilgili kuvvet ve momentleri iletebilmesi için yekpare karbon tüpten kuyruk bağlantısı yapılmıştır. Uçak gövde üzerine iniş gerçekleştireceği için yine dayanımı yüksek karbon kompozit kullanılarak bütün alt komponentleri muhafaza eden gövde tasarlanmıştır. İHA'nın itkisini sağlayacak olan tek motor ve pervane gövdenin önüne yerleştirilmiştir. Uçağın stabilite ve kontrolünü sağlayacak olan aileronlar, yatay ve dikey stabilizatörler mevcut kanatlardan uygun kesitlerin kesilerek seçilmiş olan uygun sevolar aracılığyla birleştirilmiştir.Yapılan tüm hesaplama ve tasarım çalışmalarına bakıldığnda ihtiyaç duyulan optimizasyon parametreleri ve tasarımın ileriki iterasyonlarında üzerinde durulması gereken konular belirlenmiştir. This thesis specifies the requirements, design methods and material selection of a solar powered unmanned aircraft that designed for specific mission. The mission of this UAV defined as observation with payload of at least 500 g. The UAV flies 24 hours long to conduct observation mission continuously. Flight mission includes four legs: takeoff-climb leg, level flight leg, glide-climb leg and final glide. Solar powered UAV is propelled by the power generated by PV cells during daytime at the same time excess generated electric energy is delivered to Li-Ion batteries. After the day flight, solar powered UAV change its flight regime and it starts to use the power deposited by Li-Ion batteries. During night flight, UAV has also glide-climb pattern to reduce power that consumed by propulsion system.The design phase consists of three main parts as; conceptual, preliminary and detailed design. Firstly, mission requirements and design requirements described in conceptual design. Also, configuration selections were completed according to design criterias to provide most suitable design that provides maximum efficiency. In the preliminary design phase, aircraft starts to be formed basic sizing of aircraft and some weight estimations. Following stages, aerodynamic design is completed and analysis is conducted to meet mission requirements which needs to long hour flight strictly. After the power calculations, selection of components such as, motor and propeller, ESC, battery, MPPT and solar cells, were made. Aircraft dimensions were determined after calculations and performance analysis.Solar energy calculations were made for selected mission location and outputs of these calculations were compared to aircraft performance requirements.In the detailed design process, computer modelling of every components were made and proper layout was prepared. Main components detail design and material selection were maden to provide strength that is required to loads during flight. All processes were completed successfully to achieve requirements of solar powered long endurance mission. 75

Dünya çapında rüzgar enerjisi kaynakları soğuk iklim bölgelerinde ve dağlık arazilerde bolca bulunmasınarağmen rüzgar türbin pallerinde buzlanmaya neden olur. Rüzgar türbin palasında buz şekillerini tahminedebilmek buzlanma kaynaklı güç üretim kayıplarını hesaplamayı olanaklı hale getirmiştir. Rüzgar türbinpallerinde buz birikimi kaydadeğer bir şekilde aerodinamik sürüklenme kuvvetinde bir artışave aerodinamik kaldırma kuvvetinde bir azalışa neden olur, ve hatta erken akış ayrışmasınasebep olabilir. Tüm bu olaylar güç kayıplarını doğurur ve bu kayıpların miktarı buzlanmanınşiddetine ve türbin pala profiline bağlıdır. Bu çalışmanın amacı, yatay eksenli rüzgar türbinlerindefarklı buzlanma koşulları altında buz birikim tahmini ve buna bağlı güç kayıplarını efektif ve doğrubir şekilde sayısal bir yöntem geliştirerek hesaplamaktır. Ayrıca, gradyen tabanlı aerodinamikşekil eniyileştirme yapılarak buz birikimi kaynaklı güç kayıbını minimize etmektir.Pala profillerinde buz birikim tahmini yapmak için Genişletilmiş Messinger Modelive temiz ve buzlanmış rüzgar türbinlerinde güç üretim tahmini için Pal Elemanı-Momentum(Blade Element Momentum - BEM) Teorisi uygulanmıştır.Rüzgar hızı, sıcaklık ve sıvı su içeriği gibi kritik parametrelerin buzlanma boyut ve şekilleri üzerindekirolü detaylı bir şekilde analiz edilmiştir.Değişik kanat profilleri üzerinde tahmin edilen buz şekilleri literatürde bulunandeneysel ve sayısal veriler karşısında doğrulandı.Bu geliştirilen aracın benzer atmosferik buzlanma koşullarında rüzgar türbin güçüretim kayıplarını etkin bir biçimde tahmin etmekte kullanılabileceği gösterilmiştir.Eniyileştirme sürecinde pala profili bump fonksiyonları kullanılarak hücüm kenarı cıvarında modifiyeedildi ve eniyileştirme sabit rüzgar hızında gerçekleştirildi.Eniyileştirilmiş pala profilinin buzlanma nedenli güç üretim kaybını azalttığı ve bu azalışın eniyileştimekoşulları altında daha etkin sonuç verdiği görülmüştür. The global wind energy resources are plentiful in cold climate regionsand mountainous areas, which cause ice formation on wind turbineblades. Prediction of ice accretion on wind turbine blades makes itpossible to estimate the power losses due to icing. Ice accretionon wind turbine blades is responsible for significant increases inaerodynamic drag and decreases in aerodynamic lift, and may even causepremature flow separation. All these events create power losses andthe amount of power loss depends on the severity of icing and theturbine blade profile shape. The main objective of this study is todevelop a cost-effective and accurate numerical methodology to predictice accretion on horizontal axis wind turbines and ice-induced powerlosses under various icing conditions. In addition, a gradient basedaerodynamic shape optimization is performed to minimize the powerproduction loss due to ice accretion.The Extended Messinger Model is implemented for the prediction of iceaccretion on blade profiles, and the Blade Element Momentum Methodologyis implemented for the prediction of power production of clean and icedwind turbines. The role of critical parameters such as wind speed,temperature and liquid water content on ice accretion is studiedin detail. The predicted ice shapes on various airfoil profilesare validated against available experimental and numerical data inliterature. It is shown that the tool developed may effectively beused in the prediction of power production losses of wind turbinesat representative atmospheric icing conditions. In the optimizationstudy, the blade profile is modified by using bump functions around theleading edge of the blade profile, and it is shown that the optimizedblade profile reduces the power production loss due to icing. 102

Bilişim teknolojilerinin ilerlemesiyle insansız hava araçlarının kullanımı giderek artmaktadır. Geliştirilmiş aerodinamik olguların, robotik ve çeşitli sistemlerinin, bir arada kullanılmasıyla insansız hava araçları son zamanların akıllı makineleri haline gelmiştir. Hızlı kurulumları, yüksek manevra yetenekleri, birim maliyetleri ve insan güvenliği gibi nedenler, askeri ve sivil alanlarda bu araçların kullanımı yaygınlaşmıştır.Akıllı sistemlerinden gelecek dünyasında insansız hava araçlarının kullanımı artacaktır. Otonom çalışan insansız hava araçları yaygınlaşmasıyla beraber bir takım güvenlik önlemlerinin de alınması gerekmektedir. Bu güvenlik önemlerinden birisi de insansız hava araçları için açık ya da kapalı alanlarda uçuşlara izin verilen hava koridorlarının oluşturulmasıdır. Bu çalışmamızda en çok tercih edilen insansız hava aracı modellerinden olan dört rotorlu kullanılmıştır. Hava koridorları içeresinde hareket eden araçların birbirleri üzerinde oluşturabileceği etkiler araştırılmıştır. Hava koridorlarında hareket eden araçların güvenilir bölgeleri için sayısal aerodinamik analizler yapılmıştır. Karşılaşma, yakınlaşma ve kolektif hareketlerindeki etkileşim mesafeleri araştırılıp, araçlar için güvenilir bölgeler tespit edilmiştir.Bilgisayar ortamında üç boyutlu modeller oluşturulmuştur. Bu modellere farklı çözüm ağları oluşturularak, hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) benzetimleri yapılmıştır. Betik ve kodlama yapılarak gerekli yerlerde kullanılmıştır. Benzetim sonuçları incelenerek modeller etrafındaki akış özellikleri sayısal olarak incelenmiştir.--------------------With the advancement of information technologies, the use of unmanned aerial vehicles is gradually increasing. Unmanned aerial vehicles have become the intelligent machines recently, with use of improved aerodynamic aspects, robotics and various systems. Because of the reasons that rapid setups, high maneuvering capabilities, human safety and unit costs the use of these vehicles can be seen in military and civilian areas commonly.In the future world of intelligent systems, the use of unmanned air vehicles will increase. Some security considerations need to be taken with the spread of autonomous unmanned air vehicles. One of these safety considerations is the creation of air corridors where unmanned air vehicles are allowed to operate in open or closed areas. In this study, Quadcopters which is one of the most preferred unmanned aerial vehicles were used. The effects of the vehicles moving in the air corridors, on each other, have been investigated.Numerical aerodynamic analyses were performed for the reliable areas of vehicles moving in the air corridors. By investigating the range of interaction distances of the encounter events and close and collective operations, reliable zones for vehicles were identified.Three dimensional models have been created in computer environment. For these models, computational Fluid dynamics (CFD) simulations were created by creating different meshes. Scripting and coding were used in the required places. By examining the simulation results, the flow characteristics around the models were examined numerically.

Bu doktora tezinde, esnek kanatların çırpan kanat aerodinamiğindeki etkileri deneysel olarak incelenmiştir. Bu amaçla bir tane rijit kanat ve üç tane veter doğrultusunda esnek kanat üretilmiş ve kanatların aerodinamik performansları su kanalı deneyleriyle karşılaştırılmıştır. Parçacık Görüntüleyerek Hız Ölçümü sistemi ile kanat etrafı anlık hız alanları ve girdap yapıları belirlenmiş, eş zamanlı olarak kuvvet ölçümleri alınmıştır. Görüntü alma sistemi aynı zamanda esnek kanatların anlık deformasyonlarını elde etmek için de kullanılmıştır. Doğal frekans etkileri ve kanat deformasyonları kuvvet verileri ve verimlilik ile ilişkilendirilmiştir. Doğada kanat çırpma hareketi yapan uçucu ya da yüzücü hayvanlara baktığımızda, kanatlarında ya da kuyruklarında esnek yapılara sahip olduğunu görebiliriz. Bu yüzden, doğayı örnek alınarak yapılacak olan hava/su aracı tasarımlarında bu esneklik etkilerinin incelenip anlaşılması önem taşımaktadır. Ana amaç olarak, harmonik çırpma hareketi ya da ani yunuslama hareketi yapan kanatların farklı esneklik dereceleri altında aerodinamik performanslarının incelenmesi hedeflenmiştir.Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi'ne bağlı Trisonik Laboratuvarı'nda bulunan kapalı devre, açık yüzey, geniş ölçekli su kanalında gerçekleştirilmiştir.Deneylerde iki farklı hareket gerçekleştirilmiştir. Bunlardan birisi ani yunuslama hareketi olarak tanımlayacağımız, belirli bir sürede gerçekleşen hücum açısı değişimi ve sonrasında kanadın sabit hücum açısında kaldığı hareket tipidir. Kanatlara yunuslama hareketi Kollmorgen/Danaher Motion AKM33E servo motor kullanılarak verilmiştir. Kanat modellerine hızlı ve yavaş olmak üzere iki tip yunuslama hareketi verilmiştir. Kanatlar 0° hücum açısından 45° hücum açısına hızlı durumda 1 saniyede, yavaş durumda 6 saniyede getirilmiştir. Bunlar sırasıyla 1 ve 6 taşınım zamanına denk gelmektedir. Motor hareket profilleri belirli genlik ve süre için Labview programıyla oluşturulmuştur. Labview aynı zamanda kuvvet verisi alımını ve PIV sistemini senkronize çalışması için tetiklemektedir.Diğer hareket türü ise harmonik kosinüs konum fonksiyonu ile oluşturulan ötelenme hareketidir. Modellerin ötelenme hareketi Kollmorgen/ Danaher Motion AKM54K servo motor ile sağlanmıştır. Farklı genlikler ve frekanslar için ötelenme hareketi profilleri yunuslama hareketinde olduğu gibi Labview programı ile oluşturulmuştur.Deneyler dört farklı malzemeden üretilen kanatlar ile gerçekleştirilmiştir: pleksiglas malzemeden üretilen rijit kanat, esnek kanat olarak homojen polikarbon levha (lexan), asetat kanat ve üç boyutlu yazıcıda basılan kanat. Rijit kanat 5 mm kalınlığına, 100 mm veter uzunluğuna sahip olup her tarafının aydınlatılabilmesi için şeffaftır. Esnek kanatların hücum kenarında bulunan 10 mm metal parça ile kanatların veter boyunca esnekliğe sahip olmaları sağlanmış olup açıklık boyunca olan esneklik engellenmiştir. Kanatların bağlantı ve dönme ekseni hücum kenarı olup bu eksen aynı zamanda kuvvet sensörünün merkezi ile çakışmaktadır.Üretilen kanat modellerinin doğal frekansları bu tezin ana parametrelerinden birisidir. Hareket parametreleri bu doğal frekanslar göz önünde bulundurularak belirlenmiştir. Doğal frekans belirlenirken kanatlar su kanalının içerisinde, kendi deney pozisyonunda bulunurken ani yükleme ile veter doğrultusunda serbest salınımları sağlanmış ve sensör verileri hareket sönümleninceye kadar kaydedilmiştir. Bu verilerin analizi sonucunda rijit, lexan, baskı ve asetat kanatların doğal frekansları sırasıyla 7.40 Hz, 2.32 Hz, 1.25 Hz, 0.51 Hz olarak belirlenmiştir.Kuvvet verisi altı bileşenli ATI NANO-17 IP68 Kuvvet/Tork sensörü ile alınmıştır. Sensör model çubuğu ile motordan gelen çubuk arasına, z-ekseni kanadın hücum kenarına denk gelecek şekilde yerleştirilmiştir.Yunuslama hareketi yapan rijit kanatlar için, yavaş ya da hızlı harekette, akış genel olarak açıklık oranı AR=4 ve üzerinde iki boyutlu karakter göstermektedir. Hareket süresince, açıklık oranının etkisi kuvvet dağılımının karakterini değiştirmeden kuvvet genliğini ötelemek şeklinde olmaktadır. Açıklık oranının dolayısıyla akışın üç boyutluluğunun etkisi hareket bittikten sonra belirleyici olmaktadır. Kuvvet dağılımlarındaki lokal maksimumlar açıklık oranı AR > 2 için görülmektedir. AR ≥ 6 durumunda iki tepe noktası oluşmaktadır. Bu ikincil hatta üçüncül tepe noktaları yeni oluşan hücum kenarı girdabı dolayısıyla meydana gelmektedir.Kanatların efektif açıklık oranları aynı olsa bile, simetri ekseni kullanılanların, simetri ekseni kullanılmadan tamamen daldırılarak elde edilen açıklık oranlı kanatlar ile aynı akış topolojisine ve kuvvet-zaman dağılımlarına sahip olmadıkları görülmüştür. Akışın üç boyutluluğu sebebiyle bazı küçük farklılıklar oluşmaktadır. Bu yüzden, simetri ekseni vazifesi görecek plaka dikkatli bir şekilde kullanılmalı ve kanat ile bu plaka arasındaki mesafe iyi ayarlanmalıdır. Bu çalışmada bu mesafe 2 mm (diğer bir deyişle veter uzunluğunun %2'si) kadardır.Esnek kanatlarda yunuslama hareketi ana olarak gelen akışın kanatları deforme etmesi ile ilintilidir. Esnekliği en yüksek kanat olan asetat kanatta bu eğilme deformasyonu miktarı daha fazla olmakta bu da hücum açısını azaltmaktadır. Sonuç olarak da asetat kanatta düşük CD elde edilmektedir. Akış yapıları incelendiğinde, asetat kanatta akım çizgileri hem yavaş hem hızlı hareket durumunda diğer kanatlardan farklılıklar göstermektedir. Sürekli bir hücum kenarı girdabı ve firar kenarı girdabı oluşumu asetat kanat için gözlenmektedir.Ötelenme hareketi yapan rijit kanatlarda, hareket ile akışa dik kuvvet bileşeni arasında oluşan faz farkı, kanat çırpma frekansı arttıkça azalmaktadır. Belirli bir frekans için faz farkı, kanat çırpma genliği arttıkça artmaktadır. Kanadın iz bölgesinde oluşan girdaplar arasındaki yatay mesafenin dağılım grafiği ile akışa dik kuvvet bileşeninin fazlarının değişim grafiği benzer özellikler göstermektedir. Diğer taraftan, düşük kanat çırpma frekanslarında, akış doğrultusundaki kuvvet fazları çırpma genliği arttıkça azalmaktadır. Bu faz azalması, faz 90° değerine yakınsayacak şekilde devam etmekte, bu da kanadın maksimum hızına sahip olduğu duruma denk gelmektedir. Fazlar minimum değerine eriştikten sonra artış trendine girmektedir. Minimum faz gecikmesi, sürükleme rejiminden itki rejimine geçildiği ve maksimum verim elde edildiği indirgenmiş frekans ile çakışmaktadır. İtki üretilmeye başlandığında akış doğrultusundaki kuvvet fazları artışa geçmektedir. Ayrıca, girdap yapılarına bakıldığında, sürüklemeden itkiye geçiş, hücum kenarı girdabının hücum kenarı civarında kalmaya başladığı ve kanat üzerinden iz bölgesine doğru ilerlemediği durumda görülmüştür.Esnek çırpan kanatlarda, kanatlar doğal frekans civarında çırptırıldığında (f/fn ~1), firar kenarı genliği dağılımı tepe noktası yapmaktadır. Asetat kanat için doğal frekanstan daha büyük çırpma frekansları test edilebilmektedir ve f/fn = 2'den sonra firar kenarı genlikleri tekrar artışa geçmektedir. Genlik değerleri ölçüm aralığının maksimumu olan f/fn = 4.4'e kadar sürekli artış göstermektedir. Bu gözlem, rezonans frekansının ötesindeki çırpma frekanslarında da yüksek firar kenarı genliği elde edildiğini göstermektedir.Esnek kanatlar Φy fazlarında rijit kanatlara göre oldukça farklı dağılım göstermektedir. Doğal frekansın, Φy fazları üzerinde etkisi olduğu görülmektedir. Faz değerleri doğal frekans civarına kadar artmakta, daha sonra bir azalış ve sonrasında artış davranışı sergilemektedir (asetat kanat için gözlenebilir). Doğal frekansın yanında, çırpma genliğinin de fazlar üzerinde doğal frekans civarında görülen tepe noktasını yok edici şekilde etkisi vardır. Bu da doğal frekansın ve çırpma genliğinin birlikte yorumlanması gerektiğini göstermektedir.Birleştirilmiş Φy - ΦTE faz grafiklerinde ise ilginç bir sonuç elde edilmiştir: firar kenarı fazları ve Φy kuvvet fazları farklı kanatlar için farklı çırpma frekanslarında kesişmektedirler. Kesiştikleri frekanslar kanadın doğal frekansına denk düşmektedir. Diğer bir deyişle, Φy ve ΦTE fazları kanatlar doğal frekanslarında çırptırıldığında birbirine eşittir. Esnek kanatlar, firar kenarının ve Fy kuvveti fazlarının eşit olduğu doğal frekans salınımlarında yüksek verimliliğe sahiptirler.Rijit kanatların aksine, Φx fazlarının değişimi esnek kanatlarda Φy fazları ile benzerlik göstermektedir. Bu benzerlik, esneklik etkilerinin sadece akıma dik doğrultudaki kuvvetlere değil akım doğrultusundaki kuvvetlere katkı sağladığını göstermektedir. Esnek kanatlarda firar kenarının eğilmesiyle beraber, elastik kuvvetler hem akıma dik doğrultuda hem de akım doğrultusunda ortaya çıkmaktadır. Iki kuvvet bileşeni arasındaki bu benzerlik, özellikle akış doğrultusundaki kuvvetlerde elastik kuvvetlerin diğer kuvvetlere (sirkülasyon ve zahiri kütle) baskın olduğunu göstermektedir.Verimlilik tepe noktaları kanat çırpma genliği arttırıldığında daha yüksek Strouhal sayılarına doğru kaymaktadır. Esnek kanatlarda maksimum verimlilik 0.1 – 0.6 Strouhal sayısı aralığında elde edilmiştir. Yüksek verim bölgesi literatürde 0.2 – 0.4 Strouhal sayısı aralığında belirtilmiştir ve esnek kanatlar için de bu aralık genellikle geçerlidir. Aralığın sınırları farklı genliklerde çırpan esnek kanatlar için biraz genişletilmiştir.Aynı girdap yapıları esnek kanatlarda hareket döngüsünün farklı evrelerinde oluşmaktadır. Firar kenarı hareketinin girdap oluşum zamanını belirlediği gözlenmiştir. Kanatlar daha esnek hale geldikçe, firar kenarında oluşan girdaplar gecikmekte ve bunun sonucunda firar kenarı girdap yapıları bir kanat çırpma periyodunda daha geç oluşmaktadır. Veter boyunca olan esnekliğin burada sunulan parametreler ile firar kenarı girdap zamanlamasını ve girdap şiddetini değiştirdiği fakat hücum kenarı girdap yapılarına belirgin bir etkisinin olmadığı görülmüştür.Rijit kanat için, girdaplar bir veter uzunluğu mesafeden sonra patlamaktadır. Kanatlar esnek hale geldikçe girdaplar daha geç patlamaya başlamaktadır. En esnek kanat olan asetat kanatta girdaplar ölçüm alanının tamamında bütünlüğünü korumakta ve takip edilebilmektedirler. Ayrıca, iz bölgesinde görülen girdap sayısı da kanat esnekliği arttıkça artmaktadır.Doğal frekansı civarında çırpan esnek kanatların firar kenarı zamanlamasıyla beraber kanat etrafında oluşan yüksek hız alanlarını destekleyip bunlardan faydalandığı gözlenmiştir. Diğer düşük verimli durumlar ise bunu gerçekleştirememektedir. Bunu bir çeşit akışı `yakalayıp` girdaplar vasıtasıyla iz bölgesine aktarma şeklinde düşünebiliriz. Bu durumun da yüksek verimlilik için anahtar noktalardan biri olduğu görülmüştür. In the present PhD thesis, flexibility effects in flapping wing aerodynamics are experimentally investigated. For that purpose, one rigid and three chordwise flexible wings are produced and their aerodynamic performances are compared in a water channel. Digital Particle Image Velocimetry (DPIV) system is used to determine instantaneous velocity fields and vortical structures around the wings in conjunction with simultaneous direct force/moment measurements. The imaging system also acquired the instantaneous deformation of the wing. Natural frequency effects and deformation of the flexible wings are linked to the force measurements and efficiencies. Since all natural flyers and swimmers have some degree of flexibility on their wings, it is important to understand the phenomena for a more effective aerial/nautical vehicle design. Main objective is to determine the aerodynamic performances of different flexible wings under harmonic plunging or rapid pitch-up motions.The experiments are performed in the close-circuit, free-surface, large-scale water channel located in the Trisonic Laboratories at the Faculty of Aeronautics and Astronautics of Istanbul Technical University (Istanbul, Turkey). Two distinct motions are executed in the experiments. Perching or pitch-up is one of these motions and based on sudden change in angle of attack and halting the wing at a constant degree of angle. The pitch-up motions of the airfoil were accomplished using a Kollmorgen/Danaher Motion AKM33E servo motor. The models were subjected to performing two types of pitch-up motion: fast and slow. The model started from 0° and attained its final angle of attack of 45° in 1 second for the fast motion and in 6 seconds for the slow motion, corresponding to 1 and 6 convective times, respectively. The motor motion profiles were generated by a signal generator Labview VI (Virtual Instrument) for the given amplitude and duration. Labview VI also triggers both the force data acquisition and the PIV system. The other motion type is the purely plunging motion that is generated by harmonic cosine position function. Plunge motion of the model is accomplished with Kollmorgen/ Danaher Motion AKM54K servo motor. The motor motion profiles were generated by a Labview VI for various amplitudes and frequencies. The experiments are performed on four different wing materials: a rigid wing produced of plexiglass, three flexible wings produced of homogeneous polycarbonate sheet (lexan), an acetate wing, and an elastic model produced in 3D printer. The rigid wing has a thickness of 5 mm, chord length of 100 mm and transparent to illuminate both sides of the wing. Flexible wings have 10 mm metal part on leading edge to avoid spanwise flexibility and the total chord length is 100 mm. The wing's rotation axis is the leading edge, which also coincides with the center of the force sensor.Natural frequencies of the manufactured wings are one of the backbone parameters of the thesis. Motion parameters are determined based on these natural frequencies. The wings are exposed to sudden loading and given free chordwise oscillation to determine their natural frequencies while the wing is in its position, fully submerged in the water channel. Natural frequencies are determined as 7.40 Hz, 2.32 Hz, 1.25 Hz, 0.51 Hz for rigid, lexan, printed and acetate wings respectively.Force data is collected by a six-component ATI NANO-17 IP68 Force/Torque sensor. The sensor was mounted on the rod between the model and the plunge servo motor, oriented with its cylindrical z-axis coincides with the leading edge of the wings.For the perching rigid wings, whether the plate pitches up fast or slow, the flow remains mostly 2D along the span for plates with AR = 4 and above. During the motion, the effect of the AR is to shift the force variation in amplitude without changing its variation character. The effect of AR, hence, the three-dimensionality of the flow becomes pronounced after the motion ends. The formation of a local maximum in the force variations after the motion ends was evident for wings with AR > 2. There exist two peaks for wings with AR ≥ 6. These secondary or even tertiary peaks occur because of the formation of a new LEV.Even if the effective ARs of the wings are the same, the one with a symmetry plane did not yield exactly the same flow topology and hence the same force-time histories as the fully submerged wing. There were slight differences due to the three-dimensionality of the flow. Therefore, an endplate representing the symmetry plane should carefully be placed with special care to ensure that the gap between the wing root and the endplate is approximately 2 mm (i.e., 2% of the chord).Perching motion in flexible wings primarily depend on the deflection of the wings caused by the oncoming freestream. The deflection is high for the most flexible acetate wing, which results in a lower angle of attack. As a result, low CD is obtained for the acetate wing. When flow structures are examined, streamline topology of the acetate wing shows differences due to the reduced angle of attack both in fast and slow motion cases. Continuous LEV and TEV vortex shedding can be observed on the acetate wing.For the plunging rigid wings, it is found that the phase lag between the motion and the cross-stream force component decreases as the reduced frequency increases, and for a given reduced frequency, the phase lag increases as the plunging amplitude increases. The variation of the horizontal spacing between vortex cores with the reduced frequency follows the same characteristics as those of the phase lag for the cross-stream force. On the other hand, the phase lag for the streamwise force component decreases as the plunging amplitude increases for low reduced frequencies. The decrease converges to a phase lag value of 90°, which coincides with the maximum velocity of the wing. After the minimum is reached, the phase lag for the streamwise force component starts to increase. The minimum phase lag coincides with the reduced frequency where the crossover from drag to thrust is observed and maximum flapping efficiency is obtained. When the thrust is produced, the phase lag for the streamwise force component increases. Moreover, according to the vortex structures, the crossover from drag to thrust is observed when the LEV starts to hold around the leading edge and does not convect downstream along the plate.In flexible flapping wings, trailing edge amplitude makes a peak when the oscillations are performed near natural frequency of the wing (f/fn ~1). For the acetate wing, frequencies beyond natural frequency can be tested and after f/fn = 2, trailing edge amplitudes start to increase again. The values are in a continuous increase in the measurement range up to f/fn = 4.4. This finding suggests that, higher trailing edge amplitudes can be reached when the flapping frequencies are beyond the resonant frequency.When Φy phases are considered, it is observed that the flexible wings have completely different phase variations compared to the rigid wings. Natural frequency appears to have an effect on Φy phase variations. Phase values increase up to the near natural frequency, and then exhibit a decreasing followed by an increasing trend at higher flapping frequencies (can be observed for acetate wing). Besides the natural frequency, flapping amplitude also has an effect on phases such as the peak near natural frequency diminishes for higher amplitudes in acetate wing. This implies that natural frequency and flapping amplitude should be interpreted together.An interesting result is obtained from the combined Φy - ΦTE phases graph: trailing edge phases and Φy force phases are intersecting at different plunging frequencies for different wings. The intersecting frequencies coincide with the natural frequency of the wing. In other words, cross-stream force phases and trailing edge phases are equal when the wings are plunged near their natural frequencies. Flexible wings have peak efficiency around natural frequencies where their trailing edge phases and Fy force phases also coincide.Unlike the rigid wing, distribution of the Φx phases have similar characteristics with the Φy phases in flexible wings. That similarity indicates that the flexibility effects are observed not only in cross-stream direction but also in streamwise direction. In flexible wings, elastic forces emerge in both streamwise and cross-stream directions coupled with the trailing edge deflection. The similarity between the streamwise and the cross-stream force phases is a result of these prevailing elastic forces over the other existing forces (circulatory and added mass).The efficiency peaks shift towards high Strouhal numbers when the flapping amplitude increases. The peak efficiencies are obtained in a Strouhal number range of 0.1 – 0.6 for the flexible wings. High efficiency zone in the literature was expressed in a Strouhal number range of 0.2 – 0.4 and for the flexible wings, this range is generally valid. The boundaries of the range are slightly extended for the flexible wings in different flapping amplitudes.Same vortical instances are attained at different stages of the motion cycle for the flexible wings. It is observed that the TE motion determines the vortex shedding timing. As the wing gets more flexible, vortex shedding from the TE delays and similar vortex structures on the TE are observed later in the flapping period. Chordwise flexibility under parameters presented herein, alters the TEV shedding timing and vortex strength but does not have a pronounced effect on LEV shedding.For the rigid wing, the vortices burst after one chord length in the wake. As the wing gets more flexible, the vortices start to burst late. The vortices in the most flexible acetate wing's wake preserve their coherency and can be tracked in full measurement region. Also number of vortices observed in the wake increases when the wing is more flexible.While the flexibility for the wing flapping around its natural frequency exploits and enhances the high velocity zones created around the wing with the TE timing, another low efficiency flapping frequency cases cannot perform that. It can be considered as `catching` the flow and transferring it to the wake through vortices, which is found to be crucial for high efficiency. 174

Bu tezde, parçacık görüntülemeli hızölçer verilerinden basınç alanı elde etmek için bir yöntem önerilmiştir.Önerilen yöntemde, deneylerden elde edilen hız alanları, başlangıç ve sınır koşulu olarak kullanılarak, Basınç Bağlantılı Denklemler için Yarı Örtük Yöntem algoritması ile korunum denklemleri çözülmektedir. Zamandan bağımsız ve daimi akışların çözümleri için yüksek mertebeli ayrıştırma şemaları ile sonlu hacimler yöntemi kullanılmıştır. Önerilen yöntem teorik akışlar ile doğrulanmış ve takiben sonuçlar klasik basınç ölçüm araçları ile karşılaştırılmıştır.Yöntemin, girdi olarak kullanılan hız verilerindeki hatalara karşı duyarlılığı da değerlendirilmiştir.Hata içermeyen hız alanları ile yöntem kesin basınç alanını vermek ile birlikte çok yüksek mertebedeki hatalarda dahi düşük hata ile çözüm verebilmektedir.Yöntemin yüksek girdaplılıklı akışlardaki yeteneğini değerlendirmek için çırpan kanat çevresindeki akışın basınç alanı ölçülmüştür.Önerilen yöntem ile akış alanına müdahale etmeyen, bölgesel ve hız alanı ile eşzamanlı güvenilir basınç ölçümleri yapılabilmektedir.Ayrıca hataları düzelten doğası gereği, önerilen yöntem deneysel sistemlerin belirsizliklerini ölçmek ve hesaplamalı yöntemleri kalibre etmek için de kullanılabilir. In this thesis, a methodology is proposed to estimate pressure fields from particle image velocimetry measurements. The methodology uses the velocity fields acquired from the experiments as initial and boundary condition and employs Semi-Implicit Method for Pressure Liked Equations algorithm to solve governing equations.Finite volume method is employed with high order discretization scheme for solution of steady and transient flows.The methodology is validated with theoretical flows and further verified with conventional pressure measurement tools.The sensitivity of the methodology to the velocity field error is also assessed.Method estimates the pressure fields exactly for error free velocity fields.Moreover, method can correct the flow-fields to accurate values even with extremely high experimental uncertainties and errors.The methodology is further employed on a flapping airfoil experiment and capability of pressure estimation is tested for highly vortical flows.The proposed methodology offers a reliable, non-intrusive, global pressure measurements simultaneously with the corresponding velocity fields.Due to the error-correcting nature, it could also be used for quantifying the uncertainties of experimental systems or calibrating numerical tools. 137

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

Çarpan jet akışının ünlü ve çok çalışlan teknik olma nedeni çeşitli endüstriel alanlarda kullanılmasıdır. Basit kurutuculardan gelişmiş gaz türbinlerine kadar tüm alanlarda kullanılmaktadır. Bu nedenden dolayı şimdiye kadar hem sayısal hem de deneysel çalışmalarla bu teknik incelenilmiştir. Çarpan jet akışınn yapısının öğrenilmesi, bu tekniği verimli bir şekil uygulamasını da beraberinde getirecektir. Şimdiye kadarki çalışmalarda farklı parametreleri incelenmiştir. Bu parametreler, Reynolds sayısı, Mach sayısı, jet'le hedef arası mesafe ve çoklu jet durumunda jetler arası mesafe'dir. Buna ilave olarak, farklı jet geometrilerini incelenmesi üzerine de çalışmalar yapılmıştır. Bu çalışmada da daralan lüle geometrisinde pah kırmanın akış yapısına oan etkisi incelenmiştir. Üç farklı açı incelenmiştir. Bunlar 00, 300 ve 450'dir. Açı deyişimine ek olarak, tüm deneyler iki farklı Reynolds sayısı (9,600 ve 19,200) ve üç ayrı jet'le hedef arası mesafede (H/dn = 4, 6, 10) yapılmıştır. Akış yapılarını incelemek adına, sıcak tel analizleri de yapılmış ve basınç dağılımı verileriyle desteklenmiştir. The widespread usage of impingement cooling makes this technique popular. From simple hand drier to advanced gas turbine, most of the industries use this technique for drying or cooling. Therefore, many studies both experimental and numerical are conducted to study every aspect of this technique. However, for optimum usage of this technique, the affecting parameters should be analyzed and designed accordingly. There are important parameters, which directly influences the heat transfer efficiency of jet impingement. These nozzle parameters are Reynolds number, depending on the flow speed and sizing of the jet nozzle, Mach number, jet-to-target spacing, jet-to-jet spacing and finally jet geometry. So far, variety of geometries have been tried and analyzed to study the flow structures and contribution to the heat transfer. Because, studying the flow structures would bring us at the end to the optimum shape of efficient heat transfer by impinging jet technique.Through this study another jet geometry, which is the chamfered, was studied. The experimental study was conducted by 00, 300 and 450 chamfered nozzles for two different Reynolds number (9,600 and 19,200) and for three different jet-to-target spacings (H/dn = 4, 6, 10) to observe the effect of these parameters. To understand the flow field, hot wire anemometer measurements were conducted and backed up with pressure measuerements. 97

Gerçekleştirilen çalışmada, gaz türbinlerinde bulunan, yakıtın yanma işleminin gerçekleştiği yanma odası cidarında soğutma ve yanma veriminin artması amacıyla kullanılan efüzyon deliklerinin yapısal özellikleri ve film soğutma etkinlikleri hesaplamalı akışkanlar dinamiği ve parçacık görüntülemeli hız ölçümü tekniği ile incelenmiştir. 3 boyutlu yazıcı yardımıyla üretilen 9 farklı test plakası, tasarlanan test düzeneğine bağlanarak, 7 farklı debide parçacık görüntülemeli hız ölçümü testleri gerçekleştirilmiştir. Aynı test plakalarının bilgisayar ortamında FloEFD yazılımı yardımı ile 3 farklı ana akım sıcaklığı parametresi de eklenerek hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri gerçekleştirilmiştir.Sonuçlar incelendiğinde, enjeksiyon açısının artması, yüzey ile yanma sonrası oluşan sıcak bölge arasında film oluşmasını azaltmaktadır. Daha düşük açılarda daha etkin film tabakası gözlenmiştir. Bununla birlikte, efüzyon deliklerinden geçen soğutma havasının debisinin artması, bir seviyeye kadar etkin film oluşmasına fayda sağlasa da sonrasında jet çıkışları nedeniyle film oluşumu sağlanamamakta ve akış direk ana akıma karışmaktadır. Efüzyon deliği çaplarının artması, bu durumun önüne geçerek debi ile etkin film oluşumunun doğru orantılı olarak arttığı gözlenmiştir. Ancak bu durumun, belirli bir noktaya kadar sınırlandırılması öngörülmektedir. Çünkü, yanma sonrası oluşan yüksek sıcaklık ve basıncın kalitesi, bu delik çapı ve dolayısıyla içeri giren soğutucu akışkanın debisi ile bir seviyeden sonra ters orantılı olacaktır. In the study, the structural properties of the effusion holes and the film cooling efficiencies of the combustion chambers in the gas turbines were investigated by means of computational fluid dynamics (CFD) and particle image velocity (PIV) measurement technique to increase the cooling and combustion efficiency in the combustion chamber wall. 9 different test plates produced with the help of 3D printer were connected to the designed test apparatus and PIV tests were carried out with 7 different mass flow rate. Three different mainstream temperature parameters were also added to the same test plates with the help of FloEFD software, and CFD analyzes of calculated fluids were carried out.When the results are examined, the increase in injection angle reduces the film formation between the surface and the hot zone formed after burning. At lower angles a more effective film layer was observed. However, the increase of the flow of cooling air passing through the effusion holes is beneficial for the formation of effective film up to a certain level, but afterwards the film can not be formed due to the jet outlets, and the flow is directly mixed with the main flow. It has been observed that the diameter of the effusion hole increases, leading to the increase of flow rate and effective film formation in direct proportion. However, this situation is foreseen to be limited to a certain point. Because the high temperature and the quality of the pressurization after combustion will be inversely proportional to the diameter of the hole and hence to the level of the incoming coolant fluid. 85

Yeni helikopter pallerinin tasarım ve analizleri merkezcil kuvvet, veter bükülmesi, kiriş bükülmesi ve burulma yüklerinin uygulandığı çok eksenli testler ile doğrulanmalıdır. Bu çalışmada, döner kiriş benzeri havacılık yapılarının yapısal test sistemi eyleyici yükü hesaplama algoritması geliştirilmiştir ve bu algoritma taklit bir havacılık yapısı üzerinde uygulanan çok eksenli test ile doğrulanmıştır.Hidrolik eyleyici yük hesaplama aracı geliştirilmesi süreci analiz ve test olarak iki aşamadan oluşmaktadır. Taklit bir parça bilgisayar ortamında tasarlanarak ticari bir sonlu elemanlar yazılımı kullanılarak analiz edilmiştir. Helikopter pali yapısal test sisteminin dinamik analiz modeli ticari amaçlı üretilmiş çok parçalı dinamik simülasyon yazılımı kullanılarak oluşturulmuştur. Bu model, bu yazılımın modülleri yardımıyla taklit parça üzerindeki gerinim değerlerinin hesaplanmasında kullanılmıştır. Kalibrasyon dinamik analiz modeli, taklit parçanın kalibrasyon katsayılarını bulmak için oluşturulmuştur. Bu kalibrasyon katsayıları ve dinamik analiz modelinden bulunan gerinim değerleri kullanılarak taklit parça üzerindeki kesit yükleri hesaplanmıştır.Test bölümü için üretilen taklit parça üzerine kalibrasyon ve çapraz karışma giderim uygulamaları yapılacak olan gerinim pulları yapıştırılmıştır ve bu parça üzerinde çok eksenli bir test uygulanarak kesit yükleri ölçülmüştür. Veter bükülmesi, kiriş bükülmesi, burulma ve merkezcil kuvvetini ölçebilen altı adet gerinim köprüsünden elde edilen ölçümler kullanılarak iki kesitteki kesit yükleri bulunmuştur. Geliştirilen metot, taklit parça üzerinde veter bükülmesi, kiriş bükülmesi, burulma ve merkezcil kuvvet yüklerinden oluşan kombine bir yüklemenin uygulandığı çok eksenli bir test ile test ölçümleri ve hesaplanan kesit yükleri arasında ortalama %4.92 hata oranıyla doğrulanmıştır. Bu tezde geliştirilen araç gerçek helikopter pallerinin çok eksenli testlerindeki hidrolik eyleyici yüklerinin hesaplanmasında helikopter palinin sonlu elemanlar modeli ve malzeme özellikleri içine yüklenerek kullanılabilecektir. Design and analysis of new helicopter blades need to be verified by testing under combined multiaxial loading including centrifugal force, chord bending, beam bending and torsion loadings. In this thesis, an actuator load calculation tool for a rotating beam like aerospace structure structural test system is developed and is verified by multiaxial testing of a dummy component.The actuator load calculation tool development consists of an analysis and testing part. A dummy structural component is designed and analyzed with a commercial FEM software. A dynamic analysis model of the helicopter blade structural test system is conducted using a commercial multibody dynamic simulation software. The model is used to find the strain data on the dummy component using the modules of multibody dynamic simulation software. Calibration dynamic analysis model is created for the calculation of calibration coefficients for the dummy component. By using calibration coefficients and strain data found from dynamic analysis model of the test setup, section loads on the dummy component are calculated.For the testing part, a dummy component is manufactured, and is wired with strain gages, after which calibration and crosstalk compensation operations are accomplished, and the section loads on the dummy component are measured from the multiaxial test. Using measurements of six strain bridges, chord bending, beam bending, torque, and centrifugal force, on two different sections are calculated. The developed methodology is validated by executing a multiaxial test on the dummy component with a combined loading of chord bending, beam bending, torsion, and centrifugal force loading, resulting in an average absolute percentage error rate of 4.92% between the testing and estimated section loads. The tool developed in this thesis can be used for the calculation of actuator loads in the multiaxial loading test of real helicopter blades by importing the finite element model and the composite material properties of the actual helicopter blade. 120

Halk tarafından genelde kara kutu olarak bilinen FDR (Flight Data Recorder) ve CVR (Cockpit Voice Recorder) kayıt cihazları havacılık için çok önemlidir. Havacılıkta FDR ve CVR cihazlarına takılı olarak kullanılan ULB (Underwater Locator Beacon) ise su ile temas ettiğinde belirli bir frekansta akustik sinyal yayan bir sualtı ses vericisidir. Enkazın suya battığı hava aracı kazalarında, arama – kurtarma ekiplerinde bulunan akustik alıcılar vasıtası ile ULB sinyalleri tespit edilir ve kayıt cihazlarının sualtındaki konumları hesaplanır. Bu sayede kayıt cihazlarına ve uçak enkazına ulaşılabilir, kazanın kök nedenlerini bulmak için araştırmalar yapılabilir. Son yıllarda yaşanan bazı uçak kazalarında okyanusa düşen uçakların arama çalışmalarında ULB cihazlarının tespit edilemediği görülmüştür. Havacılık dünyasında sık tartışılan bir konu haline gelen ULB regülasyonları ile ilgili otoriteler bazı değişiklikler yapmışlardır. Bu çalışmada, sualtı akustik doğasının karakteristik özelliklerinden kaynaklanan etkiler, ULB cihazlarından beklenen performansın alınamamasının olası nedenleri, otoriteler tarafından yapılan değişikliklerin muhtemel etkileri ve hali hazırda problemin devam etmesine neden olabilecek faktörler incelenmiştir. FDR (Flight Data Recorder) and CVR (Cockpit Voice Recorder) devices, which are known as black boxes by the public, are very important for aviation. ULB(Underwater Locator Beacon) is an underwater sound projector which is activated by water immersion and it is attached to FDR and CVR in aviation use. If an aircraft is submerged in water after an air accident, ULB signal can be detected by hydrophones held by SAR teams and then underwater locations of the recorder devices will be calculated. Thus, wreckage and recorders can be found and investigations can be carried out to find out root causes of the accident. ULB devices could not be detected during search operations of some accidents occurred over the ocean in recent years. Authorities have been making some changes to ULB regulations which become a matter of debate in aviation community very often. In this study, the effects originated by natural characteristics of the underwater acoustic environment, possible causes of the unexpected low performance of ULB devices, potential improvements of changes made by authorities, and existing other factors which may contribute to the problem were examined. 76

Hava araçlarının aerodinamik tasarımı, analizi ve eniyilemesi, akışkanlar dinamiği bilimiyle uğraşan araştırmacıların üzerinde durduğu karmaşık ve esasında çok-disiplinli mühendislik problemleridir. Bu kapsamda, günümüzde uygulanan Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (CFD) çözümleri tasarım sürecinin ilk aşamalarında birçok sebeple uygun görülmemektedir. Onun yerine daha basit çözümler sunan, akış alanıyla ilgili temel yaklaşımlarda bulunanarak çözümü hızlandıran yöntemlerin kullanımı daha yaygındır.Hesaplamalı aerodinamik uygulamalarında sıkça kullanılan Girdap Kafes Yöntemi (VLM) taşıyıcı yüzeylerin üzerindeki potansiyel akışı çözmektedir. Ludwig Prandtl'ın 1918 yılında tanıttığı taşıyıcı çizgi modeli (PLL) sonlu düz kanatlar için analitik bir çözüm sağlarken, yine Prandtl'ın ortaya koyduğu teoriyi esas alan VLM ile herhangi bir konfigürasyondaki çok elemanlı taşıyıcı yüzey sisteminin incelemesi girdap-kafes modeli ile mümkün olmaktadır. Bu modelde yüzeyler çözümlemenin yapılacağı panellere bölünür ve her panele taşıyıcı özelliğini veren atnalı girdapları yerleştirilir. Potansiyel akım sınır şartı kullanılarak çözülen girdap şiddetleri ile taşıyıcı yüzey üzerine etki eden aerodinamik kuvvetler Kutta-Joukowski Kanunu ile hesaplanır.Konsept ve ön tasarım süreçlerinde ilgili hava aracının taşıyıcı yüzeyleriyle ilgili kanat açıklığı, açıklık oranı, kök ve uç veter uzunlukları gibi birçok parametrenin belirlenmesi gerekmektedir. Ancak, her bir parametrenin belirlenmesi başlı başına bir eniyileme çalışması gerektirmektedir. Bunun sebebi ise taşıyıcı yüzeyler birbirleri arasında aerodinamik etkileşim içindedir. Bir yüzeye ait parametre diğer bir yüzey üzerinde etki yaratmaktadır ve hava aracının genel performansı açısından bu etkinin incelenmesi önem arz etmektedir.Doğanın genetik mekanizmalarını açıklayan Darvinci Evrim Teorisi (DET), yapay sistemlerin eniyilemesinde de etkin bir şekilde kullanılabilmektedir. Evrimsel Algoritmaların (EA) bir alt sınıfı olan Genetik Algoritmalar (GA), doğanın kanunlarını yapay sistemlere uygulayarak, zorluklar karşısında kendi kendini geliştiren sistemler üretmektedir. Bu uygulamanın temellerini John H. Holland 1975 yılında atmıştır. Holland'ın yürüttüğü çalışmalar hem yapay sistemlerin eniyilemesi hem de doğal sistemlerin bilimine büyük katkı sağlamıştır.Bu tez kapsamında çok elemanlı taşıyıcı yüzeylerin nümerik incelemesi için VLM yönteminin bir bilgisayar programını geliştirilmiştir. MATLAB programlama dili kullanılarak geliştirilen yazılımın öncelikle PLL yöntemi ile düz bir kanat analizi için karşılaştırılmış ve elde edilen sonuçlar doğrulanmıştır. Çok elemanlı sistemler içinse ek doğrulama çalışmaları yürütülmüştür. Ters açılı bir çift kanat kullanılarak yer etkisi analizi yapılmış ve kanatlar arası uzaklık artırıldıkça yer etkisinin azaldığı görülmüştür. Bir diğer doğrulama çalışmasında ise bir kanat arkasında yerleştirilen yatay kuyruğun analizi yapılmıştır. Bu analizde aşağı sapmanın etkisiyle kuyruk üzerindeki etkin hücum açısının serbest akımın geliş açısından daha düşük hesaplanması incelenmiştir.Doğrulama çalışmaları neticesinde, taşıyıcı yüzeylerin incelenmesi amacıyla geliştirilen VLM yazılımı evrimsel döngüler sırasında çağırılabilecek bir fonksiyona dönüştürülmüştür. Evrimsel döngülerin değerlendirme aşamasında, her bir birey için bu fonksiyon çağrılmış ve aerodinamik katsayılar hesaplanmıştır. Hesaplanan katsayılar güçlü bireylerin belirlenmesine yarayan uygunluk fonksiyonlarında kullanılmıştır. Çaprazlama ve mutasyon evrelerinden sonra elde edilen çocuk bireylerin sonraki nesle nasıl aktarılacağı konusunda farklı yaklaşımlar denenmiş olup, elde edilen sonuçlar karşılaştırılmıştır. Sonuç olarak geliştirilen taşıyıcı yüzey sistemlerini eniyileme yazılımı uygulamalarda kullanılmış ve elde edilen bulgular paylaşılmıştır. The design and optimization of aircraft has been a center of interest for researchers working in the field of fluid dynamics. The science of aircraft design has always been a multidisciplinary subject and therefore, a rather complex field of research. The analysis process of aircraft is nowadays carried out by means of Computational Fluid Dynamics (CFD), which requires a great amount of effort and resources. In consequence, simpler methods based on some basic assumptions about the fluid domain are employed during the concept or preliminary design phase. Methods that solve the inviscid flow are essentially predominant.In the past century, extensive research has been made on methods based on the potential flow. Ludwig Prandtl and his colleagues from Göttingen, Germany introduced Prandtl's Lifting Line (PLL) Theory in 1918. Lifting surfaces are modelled as lines, hence the name of the method. PLL proved to be invaluable for the analysis of finite wings. Nevertheless, the theory can only be used with straight wings (no sweep or dihedral angle) having only one lifting surface. Moreover, numerical derivatives of the method are developed in order to overcome its deficiencies.For instance, the Vortex Lattice Method (VLM) has become increasingly popular in the 1960's and it's still used today for analyzing lifting surfaces. In PLL, a lifting line is an infinite number of nested horseshoe vortices with the bound vortices passing through the quarter chord of the surface and the trailing vortices following the surface until the trailing edge, where they go to infinity parallel to the freestream. The induced velocities by these vortices are calculated at the three-quarters of the surface sections. This quarter-three-quarter method is the fundamental rule of panel methods which arises from the Kutta condition. In VLM, wings are discretesized as a lattice of panels with horseshoe vortices on each individual panel, unlike an infinite number of nested horseshoe vortices in PLL theory. The vortex strengths on these panels are computed using the potential flow boundary condition: the velocity component normal to the surface should be zero. After calculating the vortex strengths, the Kutta-Joukowski Theorem is used in order to calculate the acting aerodynamic forces on the lifting surface. Finally, the lift coefficient and the induced drag coefficient can be calculated.In the concept and preliminary phases of aircraft design, several paramaters such as the span, aspect ratio, root and tip chord lengths have to be determined. These parameters cannot be considered separately since determining each parameter affects the other regarding the overall performance of the aircraft. An optimization has to be made for each parameter, which sometimes requires making a compromise. Hence, this process has to be handled carefully. Current optimization methods offer various solutions while having limitations on the search space concerning continuity, existence of derivatives and other matters.Selecting and applying the right optimization method can be a tedious task. However, one type of optimization is more flexible for varying requirements compared to others: Genetic Algorithms (GA). Genetic algorithms are stochastic searching algorithms known as a subclass of Evolutionary Algorithms (EA).The laws of nature described in the Darwinian Evolution Theory (DET) drive GAs. Features of self-guidance, development and reproduction are the rules of genetics. These rules when applied to artificial systems have the potential to create the fittest product for a given objective. The pioneering experiments on GA introduced by John H. Holland and his colleagues at the University of Michigan in 1975 not only contributed to the science of artificial systems but also biological systems. GA employs the genetic mechanism of the nature through three main principles: heredity, variation and selection. A very robust tool can be created by studying each of these principles and incorporating them in an optimization framework.First, a computer program for the analysis of lifting surface systems is developed using the formulations in the VLM method. The MATLAB programming language is used since it offers many intrinsic functions and tools to generate graphic interfaces. The VLM code is then put to test by analyzing a straight wing and the results are compared with the PLL output. Another analysis is carried out using symmetrically placed lifting surfaces. The ground effect is then simulated on the surfaces by changing the distance between them. Lastly, the downwash effect on the horizontal tail behind a wing is analyzed and the decreasing effective angle of attack on the tail surface is observed.After the validation process, the VLM code is transformed into a function and implemented into another code which carries out evolutionary loops in order to optimize the lifting surface by means of GA.First of all, a random population is generated and analyzed using the VLM function. The code then uses fitness functions with the aerodynamic coefficients as inputs in order to determine the strongest specimen. If the variation is no longer satistifed, the evolutionary loop is broken. This is handled by checking the mean fitness curve of the population at each generation. If the curve's slope reaches zero, it means that the variation principle is compromised.A mating pool is created in which the strong specimen having a better chance of reproducing. Parent genes are used in a process called `crossover` and by consequence, an offspring is produced. The offspring must have traits coming from both their parents. Additionaly, the offspring are sometimes subjected to mutation which can completely alter their genes. At the end of each generation, the offspring are added to the population while weak specimen are removed. This process forces the population to produce better specimen by removing defective genes and developing better ones.The way the offspring are added to the next generation is another matter. In this work, three different ways of handling this process are analyzed: inheritance, controlled inheritance and survival. In the first method, the offspring takes the place of its parents. In the controlled inheritance method, the offspring is only added to the population if its fitness is greater then its parents. In the last method, the offspring takes the place of the weakest specimen in the population and if its fitness is even lesser, the offspring is discarded. The first method results in an everchanging mean fitness curve while other converge towards a fitness value.The GA code is used in two applications in order to fully demonstrate its capabilities. An arbitrary wing design is defined in the code with a goal lift coefficient. A fitness function is written with alues closer to the goal lift coefficient returning a higher value. After entering its limitations, the wing is added to a randomly generated wing population with the same goal. After several generations, a better wing is obtained with a greater fitness value.In the following application, a horizontal tail is placed behind the optimized wing and the longitudinal stability requirement is added to the fitness function. The genes of both lifting surfaces are subjected to evolutionary process and the resulting fittest specimen is analyzed. The addition of the tail to the system and the longitudinal stability requirement with it, forced the previously optimized wing to change and adapt.In conclusion, the use of GAs in optimization of lifting surface systems offers a robust multi-objective design framework. This thesis only conducts aerodynamic analysis and checks for simple aerodynamics and stability requirements. However, any type of requirement and related analysis procedure can be added to the process without making major changes to the optimization framework. This is essentially why GAs are widely used in the field of design and optimization, they are flexible and compatible with any change or addition to evaluation process of the design parameters.The use of GAs are mostly encouraged for the optimization procedure of very complex systems where a great amount of variables is present. Considering all these variables are to be handled in a population of specimen, calculating the fitness of each specimen at each generation is significantly time consuming for problems of higher order. Therefore, the computers of today are only capable of optimizing relatively simple problems in the matter of preliminary design of artificial systems. However, the future of computer science can overcome this issue of time and resource consumption since the quantum computers hold a great potential. 95

Bu tez çalışmasında amaç, güneş enerjisini toplayarak ısı enerjisine çeviren ve ısıtma sistemlerinde kullanılmasını sağlayan, güneş kollektörlerinin önemli bir parçası olan güneş ışını alıcı kabını incelemek ve yenilebilir bir enerji kaynağı olan güneşten sağlanabilecek enerjinin maksimum seviyede kullananılması için çözümler sunmaktır. Güneş enerjisinden sağlanan verimi artırmak için, güneş ışını alıcı kabında doğal taşınım, ışıma ve rüzgâr gibi dış etkenler yüzünden meydana gelen ısı kayıplarının azaltılması gerekmektedir. Bu amaçla öncelikle güneş ışını alıcı kabı için literatürde yapılan çalışmalar incelenmiş ve ısı kaybına sebep olan ana etkenler belirlenmiştir. Öncelikle güneş ışını alıcı kabının şekli belirlenmiştir. Bunun için literatürdeki çalışmalar incelenmiş ve en az ısı kaybı olan kap şeklinin kare olduğu anlaşılmıştır. 2 boyutlu, eğimli, kare şeklindeki güneş ışını alıcı kabı için literatürde yapılmış ısı transferi analiz çalışmaları incelenmiş ve bu tez çalışmasında ANSYS Fluent kullanılarak analizler yapılmış ve literatürdeki benzer çalışma sonuçları ile karşılaştırılarak sonuçlar doğrulanmıştır. Bu tez çalışmasının motivasyon noktası, 2 boyutlu, kare bir kapta izolasyon ve sıcak duvar malzemelerininin gerçek ışıma yayma değerleri tanımlanmış ve bu değerler kullanılarak ısı kaybına neden olan farklı etkenler analiz edilmiştir. Güneş kollektörü üreticileri için en uygun güneş ışını alıcı kabı tasarımı ve üretimi için faydalı önerilerde bulunulmuştur.Bu tez çalışmasında güneş ışını alıcı kabı, 2 boyutlu, kare şeklinde, sol duvardan sabit ısı akısı ile ısıtılıp, üst ve alt duvarları yalıtılmış, sağ duvarı ise açık olarak modellenmiştir. Isıtılan sol duvarın sıcaklığı 350 K, açık olan duvardan gelen havanın sıcaklığı ise 300 K dir, güneş ışını alıcı kabının sıcaklık farkı da 50 K dir. 102 den 106 kadar farklı Rayleigh sayıları için çalışma yapılmıştır. Rayleigh sayısı için değiştirilen parametre ya yerçekimi ya da kap boyutu olmuştur. Akışkan için yapılan varsayımlar, sıkıştırılamaz, sabit halde ve laminer akış olduğudur. Akışkanın özkütlesi için Boussinesq yaklaşımı kullanılmıştır. Kap duvarlarında kayma ihmal edilmiştir.Güneş ışını alıcı kabını çalışmak için, hesaplamalarda ve ANSYS Fluent'te kullanılan matematik model ve sınır koşullarını doğrulamak için 6 tip doğrulama çalışması yapılmıştır. Isı kayıplarının temel nedenlerini bulmak için hem saf doğal taşınım hem de doğal taşınım ve yüzey ışımasının birleşiminden meydana gelen birşelik ısı transferi için hesaplamalar ve analizler yapılmıştır. Analizlerde kapalı kap, tam açık kap, eğimli tam açık kap ve kısmi olarak açık kap olmak üzere 4 tip geometri kullanılmıştır. 4 tip geometri için sınır koşulları ve başlangıç koşulları belirlenerek ısı transferi analizleri yapılmıştır. Farklı tip geometrilerde yapılan bu analizlerin bir kısım sonuçları birbiri ile karşılaştırılmış ve ısı kaybını önlemek için doğru geometri belirlenmeye çalışılmıştır. Tüm doğrulama çalışmalarında Nusselt sayıları, literatürde yayınlanmış benzer çalışma sonuçları ile karşılaştırılıp doğrulanmıştır.İlk doğrulama çalışması kapalı kare bir kapta saf doğal taşınım analizidir. Düşük Rayleigh sayılarında iletim baskın iken, yüksek Rayleigh sayılarında taşınımın baskın hale geldiği gözlemlenmiştir. Bu durumu, Rayleigh sayısı arttıkça, akışkanın hızının artması ve kap duvarlarına daha fazla yaklaşarak ve hız sınır tabaka kalınlığının azalması kanıtlamaktadır. Ayrıca Rayleigh sayısı arttıkça, sıcak duvar üzerindeki sıcaklık gradyanının arttığı, sıcak duvar üzerinde ısıl sınır tabaka kalınlığının azaldığı gözlemlenmiştir. Isınan akışkan kap içerisinde kaldırma kuvveti etkisi sebebiyle saat yönünde dolaşmaktadır. İkinci doğrulama çalışması tamamıyla açık olan kare bir kapta doğal taşınımla ısı transferi incelenmesidir. Tamamıyla açık olan 2 boyutlu bir kabın tamamıyla kapalı bir kaptan farklı olarak, sadece açık duvarının sınır koşulu basınç girişi olarak değiştirilip analiz edilmiştir. Basınç dağılımı sonuçları, kabın üst duvarına yakın kısmında soldan sağa doğru, aynı şekilde sağ üst köşeden sol alt köşeye doğru ve sağ alt duvardan sol alt duvara doğru da bir basınç azalması olduğunu göstermektedir. Akışkanlar, basıncın yüksek olduğu yerden düşük olduğu yere doğru hareket eder bu sebeple de, üst duvarın solundan sağına doğru ve sağ üst köşeden, sağ alt köşeye doğru ve sağ alt duvardan sol alt duvara doğru bir akışkan akışı meydana gelmektedir. Akışkan hareket yönü saat yönündedir. Hız vektör sonuçları, akışkanın kabın alt kısmından girdiğini, sıcak duvara ulaştığında ısındığını ve kaldırma kuvveti etkisi ile kabın üst sağ kısmından çıktığını gösteriyor. Açık kapta, sıcak duvar yakınında hem ısıl hem de hız sınır tabakaları oluşur ve Rayleigh sayısı arttıkça bu tabakaların kalınlıkları azalır. Üçüncü doğrulama çalışmasında açık kap eğim açısının doğal taşınım üzerindeki etkisi incelemiştir. Sonuçlar gösteriyor ki, bütün Rayleigh sayıları için en az ısı kaybı eğim açısı φ= 180o olduğunda, en çok ısı kaybı ise, Rayleigh sayısı 103 ve 104 için eğim açısı φ = 60o, ve Rayleigh sayısı 105 ve 106 için eğim açısı φ = 75o olduğunda meydana gelir. Rayleigh sayısı 103 ve 104 için, eğim açısı φ = 60o 'ye kadar arttıkça ve Rayleigh sayısı 105 ve 106 için eğim açısı φ = 75o 'e kadar arttıkça, ısı kaybı azar azar artarken, bu açılardan sonra ısı kaybı dramatik bir şekilde düşmeye başlar. Dördüncü doğrulama çalışması kabın hava giriş açıklık oranının doğal taşınım ısı transferi üzerine olan etkisini incelemektir. Kısmi olarak açık olan kare kap için hesaplanan Nusselt sayıları, tamamen açık olan kare kap için olanlar ile karşılaştırılmış ve ısı kaybı azaltımı için en uygun olan tartışılmıştır. Ayrıca, kısmi olarak açık olan kabın sıcaklık ve hız dağılımları Bilgen ve Öztop' un çalışmasının yayınlanmış sonuçları ile karşılaştırılıp doğrulanmıştır. Sonuçlar, kap giriş açıklığının artması ile ısı kaybının artacağını göstermiştir ve bundan dolayı, kısmi olarak açık kare bir kap kullanmak ısı kaybını azaltır. Son olarak, son iki doğrulama çalışması ışınım modeli doğrulama ve birleşik ısı transfer analizinden bulunan Nusselt sayılarının yayınlanmış sonuçlarla karşılaştırılmasıdır. Doğrulama başarılıdır ve sonuçlar, Rayleigh sayısının artışı ile ısı kaybının artacağı ve ışıma ile ısı kaybının yüksek Rayleigh sayılarında baskın olduğunu göstermiştir. Doğrulama çalışmalarından sonra, güneş ışını alıcı kabının ısı kayıplarını incelemek için sıcaklık farkı, kap boyutu ve kap eğim açısı gibi farklı parametrelerin analizleri yapılmıştır. Sıcaklık farkı ve kap boyutu değişikliği sadece Ra= 106 için çalışılmıştır. Sonuçlar gösteriyor ki, sıcaklık farkı arttıkça, ısı kaybı daha çok ışıma ısı kaybı sebebiyle artar. Işıma Nusselt sayısı, sıcak duvarın sıcaklığının artması ile dramatik bir şekilde artar iken, doğal taşınım Nusselt sayısı tamamen aynı kalmaktadır. Kare şeklindeki güneş ışını alıcı kabının boyutundaki artış, konveksiyonla ısı kaybını %97' den %42' lere düşürerek, ışımayla ısı kaybının baskın olmasına neden olur. Kap eğim açısının ısı kaybına olan etkisini incelemek için yapılan çalışma, ısı kaybı ile eğim açısı arasında doğrusal olmayan bir ilişki olduğunu göstermiştir. Ayrıca, kap duvarlarında kullanılan malzemelerin ışıma yayma değerlerindeki artış ile ışıma ile ısı kaybı artarak, kap içindeki toplam ısı kaybını arttırmaktadır. Bu çalışmalardan elde edilen sonuca göre, güneş ışını alıcı kabı içinde meydana gelen ısı kayıplarını azaltmak için, kısmi olarak açık bir kap kullanılabilir. Bu kısmi açık kabın küçük boyutlarda ve düşük ışıma yayma değerlerine sahip malzemelerden yapılması gerekmektedir. Buna ek olarak, bulunulan ortam için hesaplanan Rayleigh sayısına göre en düşük ısı kaybına yol açan uygun eğim açısısı kullanılmalıdır.Sonuç olarak, kapalı kare bir kap gibi bir kabın ısı transferi analizlerinden sonra ve açık bir kap için çalışma başlatılmıştır. Açık kap için tamamıyla açık kap, kısmi açık kap ve eğimli açık kap gibi farklı durumlar çalışılmıştır ve sonuçların doğrulanması için yayınlanmış sonuçlarla karşılaştırılmışlardır ve en yüksek termal performansa sahip güneş ışını alıcı kap modeli önerilmiştir. Hem saf doğal taşınım ısı kaybı hem de birleşik ısı kayıpları çalışılmış ve baskın olan belirlenmiştir. The purpose of this thesis is to investigate steady, laminar, combined pure natural convection and surface radiation in a tilted 2D solar square cavity receiver, perform thermal analysis by using ANSYS Fluent, and compare the results with published ones and to be able to offer a new solution to the investigated reasons of thermal losses. This study is important to propose an optimum thermal design for solar concentrators. 2D solar square cavity receiver has a constantly heated left wall, and insulated top and bottom wall and an opening right wall. The temperature of the heated left wall is 350 K and temperature of the air coming from opening wall is 300 K, so the temperature difference investigated for the solar cavity receiver is 50 K. Different Rayleigh numbers from 102 to 106 were studied. Parameter changed for Rayleigh number depends on the factor investigated in the different cases for this study, such as it could be gravity or dimension. 2D, laminar, steady state flow, with SIMPLE scheme, presssure-based solver was studied and for air density, Boussinesq approach was applied. Operating temperature, density and pressure were defined as ambient airflow and for Radiation mode, S2S method was used. The default values for the relaxation factors were applied. The residual for continuity, x-momentum, y- momentum convergence criteria was taken as 10-3, on the other hand, for energy convergence it was taken as 10-6. In this thesis, in order to study the solar cavity receiver, six types of validation studies were performed for validating the mathematical model and boundary conditions used at both numerical calculations and ANSYS Fluent. The numerical and thermal analysis for both pure natural convection and combined natural convection and surface radiation were studied for finding the main reasons of thermal losses. In all the validation studies, the computed Nusselt numbers were validated with the published ones. The first validation study was for a pure natural convection analysis in a closed square cavity. The results indicated that, as Rayleigh number increases, the fluid velocity increases and fluid gets more close to the walls of the cavity and thermal boundary layer and velocity boundary layer thicknesses decrease. The heated fluid circulates in clockwise direction in the cavity because of the buoyancy effect.The second validation study was to investigate the pure natural convection heat transfer in a fully open square cavity. A fully open, 2D, square cavity thermal analysis was performed by just changing the opening wall boundary condition as pressure inlet. The velocity vector results indicated that fluid enters from bottom part of the cavity, reaches to the hot wall, gets heated, and exits from right side of the top wall of the cavity by buoyancy effect. There forms both thermal boundary layer and velocity boundary layer near the hot wall but as the Rayleigh number increases the thicknesses of these boundary layers' decrease. The third validation study was to investigate the tilt angle of open cavity effect on the pure natural convection heat transfer. The result showed that, the minimum natural convection heat loss occurs when φ= 180o, whereas, the maximum heat loss occurs when φ = 60o for the Rayleigh numbers of 103 and 104, and when φ = 75o for the Rayleigh numbers of 105 and 106. As the tilt angle increases up to φ = 60o for Ra= 103 and 104 and up to φ = 75o for Ra= 105 and 106, the heat loss increases slightly and then after that angles the heat loss decreases as dramatically.The fourth validation was to investigate the effect of opening ratio of cavity aperture on the natural convection heat transfer. The Nusselt numbers calculated for a partially open square cavity were compared with the ones for a fully open square cavity and then the optimum one was discussed for the heat loss reduction. In addition, isotherms and streamlines of a partially open square cavity were validated by comparing with the published results of study of Bilgen and Oztop. The result indicated that increasing the aperture size of the cavity increases the heat loss, so that using a partially open square cavity can reduce the heat loss. Finally, the last two validation studies were to validate the radiative model (S2S) used and to validate the Nusselt numbers found from combined heat transfer analysis by comparing with the published ones. The validation succeeded and the results indicated that, as the Rayleigh number increases, heat loss increases and radiation heat loss becomes dominant at high Rayleigh numbers.After validation studies, thermal losses in a solar cavity receiver were investigated by analyzing different parameters such as temperature difference, cavity dimension and cavity tilt angle. The temperature difference and dimension changing of cavity were studied just for Ra=106 and the results were discussed for investigating the heat loss. The results indicated that, as temperature difference increases, the heat loss increases mostly due to radiation heat loss. The Nusselt number for radiation increases dramatically as increasing the temperature of the hot wall, on the other hand, the Nusselt number for natural convection remains almost same. The increase in the length of the solar square cavity makes radiation heat loss dominant because the heat loss of convection decreases from % 97 to % 42. The results of the study performed for investigation of the tilt angle effect on the heat loss in solar cavity indicated that there is a nonlinear relationship with heat loss and tilt angle.To come up, background of a cavity such as a closed cavity and then an open cavity were studied. Different cases of open cavity were studied such as a fully open cavity, a partially open cavity, an inclined open cavity and all the results were compared with the published similar studies, and the best optimum cavity model at the highest thermal performance was proposed. Both pure natural and combined heat losses were studied and the dominant one was determined. 91

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

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

Bu çalışmada ana gaye Girdap Kafes Yöntemlerinin girdap halkaları kullanarak pervane analiz çalışmalarında kullanılmasıdır. Seçilen farklı profil verileri ve Froude disk, momentum ve pala elemanı teorileri kullanılarak, pervane tasarımı yapılıp ve farklı ilerleme oranları için aerodinamik katsayıları pala elemanı teorisi yardımıyla geliştirilen bir analiz yöntemi aracılığı ile bulunuyor. Sonuçların modern bir teori sonuçları ile karşılaştırılması tasarım ve analiz hakkında fikir sahibi olunmasını sağlayacaktır.Modern teorilerden bir olan girdap kafes metotları ince profiller de uygulama alanı bulmakta ve gerçekçi sonuçlar vermektedir. Taşıyıcı eleman olarak profil kamburluğu alınmakta ve çözüm aranmaktadır (Katz ve Plotkin, 2001). Bu metotlardan biri olan girdap halkası yöntemi (GHY) ile kanat ve pervane üzerinde uygulamalar yapılmaktadır.Girdap halkası yöntemi ile çözüm aranırken gerçekçi sonuçlar elde edilmeye çalışılacaktır. Nümerik çözümlerin gerçekçi sonuçlar verdiği literatür araştırması ve geçmiş çalışmalardan bilinmektedir. Girdap kafes yöntemlerinin nümerik olarak çözümünde en etkili yöntemlerden biri panel metodudur (Katz ve Plotkin, 2001). Bu tez kapsamında kanat ve pervane analizinde 3B panel metodu kullanılmaktadır.Birinci bölümde tezin motivasyon kaynakları, literatür araştırması ve tezin amacına yer verilmiştir.Sonraki bölümde tasarım ve analiz verileri karşılaştırılmak istenen pervanenin, tasarım ve analiz verilerinin elde edilme yolları hakkında genel bilgiye ve akış şemalarına yer verilmiştir. Örnek bir pervane tasarım ve analizi yapılıp sonuçlarına yer verilmiştir.Üçüncü bölümde Prandtl taşıyıcı çizgi yöntemi, Nümerik taşıyıcı çizgi yöntemi, Girdap kafes yöntemi hakkında bilgi verilmiş ve hesaplama formüllerine değinilmiştir. Bu tez kapsamında kullanılacak olan girdap halkası yöntemi hakkında teorik bilgi verilmiş ve hesaplamada kullanılacak formüllere yer verilmiştir. Sonrasında kanat ve pervane üzerinde girdap halkası yönteminin uygulanması için gerekli formül, akış şeması ve bilgilere yer verilmiştir.Dördüncü bölümde kanat üzerinde 3B panel metodu aracılığı ile girdap halkası yöntemi uygulaması yer almaktadır. Kanat ve pervane analizinde kullanılacak olan panel sayılarının belirlenmesi için kullanılan metot anlatılmıştır. Kullanılan metotla uygun panel sayıları belirlenmiştir. Farklı açıklık oranları (AO-AR) için bu hesap tekrarlanarak her biri için panel sayıları elde edilmiş ve kullanılan metodun akış şemasına yer verilmiştir. Elde edilen sonuçlar çizelgelerde verilmiştir. Girdap kafes yöntemlerinde iz bölgesi girdaplarının çok önemli olduğu ve belli bir uzaklığa kadar sonucu etkilediği bilinmektedir (Katz ve Plotkin, 2001). İz bölgesindeki girdap halkası sayısı belirlenmesi amacıyla algoritma geliştirilmiş ve son panel üzerinde meydana getirdiği değişiklik miktarlarına göre çizelgelerde verilmiştir. Bu veriler ışığında izdeki girdap halkası sayısı belirlenmiştir. Bulunan bu veriler kullanılarak, farklı kalınlık ve kamburluğa sahip profiller ile oluşturulmuş kanat ve pervane üzerinde analiz yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar karşılaştırmalı olarak grafik ve çizelgelerde verilmiştir.Son bölümde elde edilen sonuçlar üzerinde yorumlar ve öneriler bulunmaktadır. The main purpose of this work is to use the Vortex Lattice Methods in propeller analysis studies using vortex rings. The choice of different profile data and Froude disk, momentum and blade element theories, the propeller design was made and the aerodynamic coefficients for different advance ratio were found via an analysis developed with help of the blade element theory. Comparing the results with the results of a modern theory will ensure that you have an idea about design and analysis.Vortex Lattice Method (VLM), which is one of the modern theory which is using with the thin profiles and give us realistic results. The lifting element is taken as the camber of profile and solution is sought (Katz & Plotkin, 2001). One of these methods is the Vortex Ring Method (VRM) which is applied on the wing and propeller.While seeking solutions with the Vortex Ring Method, realistic results will be tried to be obtained. Numerical solutions are known from literature research and past studies that give realistic results. One of the most effective methods for numerical solution of vortex lattice methods is the panel method (Katz & Plotkin, 2001). In this thesis, 3D panel method is used for analysis of wing and propeller.In the first part motivation sources of thesis, literature research and thesis purpose are given.In the next section, general information and flow chart is given about the ways to obtain the design and analysis data. This data will be use to compare vortex ring method's aerodynamic coefficients data. A sample propeller design and analysis was carried out and its results were given.In the third part, Prandtl lifting line method, Numerical lifting line method, Vortex lattice method are given and calculation formulas are mentioned. Theoretical information is given about the vortex ring method to be used in this thesis and the formulas to be used in calculation are given. Afterwards, the formula, flow chart and information for the application of the vortex ring method on the wing and the propeller are given.In the fourth section, the analysis steps to be performed using the 3D panel method and the Vortex Ring Method on the wing and propeller are mentioned. The method, formulation and flow charts to be used at these analysis steps are given. The method used to determine the panel numbers to be used in the wing and propeller analysis is described. The panel numbers are determined according to the method used. This calculation was repeated for different Aspect Ratios (AR) to obtain panel numbers for each. Relevant results are given in charts and graphs.It is known that wake vortexes are very important in the Vortex Lattice Methods and affect the result to a certain distance (Katz & Plotkin, 2001). Algorithms have been developed to determine the number of vortex rings in the wake area and results are given in the charts according to the amount of sensitivities. Sensitivity graphs are drawn and given in the tables. The number of vortex rings in the scene was determined in this data.Using these data, analysis was made on the wing and propeller formed with profiles with different thickness and camber. The obtained results are given in comparative graphs and charts.In the last section, there are comments and suggestions on the obtained results. 159

Bu yüksek lisans tezinde, havacılık alanında sıklıkla kullanılan ince cidarlı kirişler için birleşik yükleme altında burkulma analizinde delik etrafı güçlendirmenin etkisi ele alınmıştır. Burkulma analizi çalışması geometrik parametrelere bağlı olarak yürütülmüştür. İlk olarak çalışmanın yürütüleceği farklı parametrelerde kirişler tasarlanmıştır. Kiriş geometrisi olarak yolcu uçaklarında yer alan zemin kirişi ele alınmış ve parametre için üç temel geometrik değişken belirlenmiştir. Bunlar kiriş gövdesi (web) genişliğinin kiriş gövdesi yüksekliğine (aspect ratio) oranı (a/b), güçlendirme yüksekliğinin kiriş gövdesi et kalınlığına oranı (h/t) ve güçlendirme genişliğinin delik çapına oranıdır (w/d). Yine uçak yapıları baz alınmış ve kiriş malzemesi olarak alüminyum 7075 serisi seçilmiştir. Tasarlanan bu kirişler için yürütülen burkulma analizlerinde ticari bir sonlu elemanlar (SE) programı olan ABAQUS kullanılmıştır. Sonlu elemanlar modellemesinden önce kullanılacak SE programı için doğrulama işlemi yürütülmüştür. Doğrulama işlemi, ABAQUS programından elde edilen analiz sonuçların; analitik el hesap ve literatürdeki uluslararası makalelerdeki test datalarının ve farklı SE programından elde edilen dataların karşılaştırılması ile yapılmıştır. SE programı kullanılarak saf yüklemeler altında (saf basma, saf kayma, saf eğilme), tasarlanan yapının kritik burkulma gerilmesi değerlerinin farklı tasarım kriterlerine bağlı eğrileri elde edilmiştir. Bu eğriler yardımı ile hafifletme deliğine sahip kiriş yapısı için burkulma değeri ve kiriş ağırlığına bağlı olarak ideal tasarım belirlendi. İdeal geometrik parametrelerine sahip kiriş için bu defa birleşik yüklemeler (basma, kayma, eğilme) altında analizler yürütülmüş ve kritik burkulma gerilme değerleri hesaplanmıştır. Saf yüklemeler altında elde edilen kritik burkulma gerilmeleri değerine ve birleşik yükleme koşulundaki yükleme senaryolarına bağlı olarak yükleme oranları hesaplanmıştır. Sonuç olarak, basma, kayma ve eğilme yükleme oranlarına bağlı olarak parametrik etkileşim eğrileri elde edilmiştir. Etkileşim eğrileri deliksiz yapılar, delikli yapılar ve delik etrafı güçlendirmeye sahip yapılar için oluşturulmuştur. Daha sonra, güçlendirme etkisini görmek için bu eğriler yorumlanmış ve birbirleri ile karşılaştırılmış ve konunun daha rahat kavranabilmesi adına nümerik bir örnek verilmiştir. Bu çalışma ile elde edilen etkileşim eğrileri yardımı ile mühendisler tasarımlarının istenilen yük koşulunda burkulmaya sebebiyet verip vermeyeceğini grafik üzerinden gözlemleyebilecektir., In this master's thesis, the effect of hole reinforcement on the buckling behaviour of thin-walled beams mostly used in aviation field is considered for combined loading conditions. The buckling analysis was carried out based on the geometric parameters. Firstly, the beams are designed with different parameters. The fuselage floor beam on the passenger aircraft was selected as the beam geometry and three basic geometric variables were considered for the parametric analyses. These are the aspect ratio of the web plate (a/b), the ratio of reinforcement height to web plate thickness (h/t) and the ratio of reinforcement width to hole diameter (w/d). Once again based on aircraft structures, aluminium 7075 series was chosen as beam material. The commercial finite element (FE) analysis program, ABAQUS was used in the buckling analyses that are carried out for the designed beams. Validation was carried out for the finite element model with the analytical hand calculations. The verification process includes comparison between analysis results obtained from the ABAQUS program and the test data in the international articles in the literature and the data obtained from different FE programs. Using the FE program, the curves of the critical buckling stress values of the designed structure depending on different design criteria under pure loads (pure compression, pure shear, pure bending) are sketched. With the aid of these curves, the ideal design was determined for the beam structure with the lighting hole depending on the critical buckling stress and the beam weight. For beams with ideal geometric parameters, analyses were then carried out under combined loads (compression, shear, bending) and critical buckling stress values were calculated. The loading rates were calculated based on the critical buckling stress values obtained under pure loads and loading scenarios under combined loading conditions. As a result, parametric interaction curves were obtained depending on compression, shear and bending loading rates. Interaction curves are designed for structures without holes, with holes and with reinforcement around the hole. After that these curves are interpreted and compared with each other to observe the effect of hole reinforcement. A numerical example is given in order to make it easier to comprehend interaction curve approach. With the help of the interaction curves obtained in this study, the engineers will able to observe graphically whether their designs will cause buckling at their desired load condition or not.

Bu tez çalışmasında, optimizasyon yapılması amaçlanmıştır. Uçaklar, hava taşımacılığının en önemli unsurlarından birini oluşturmaktadır. Uçakların yapılarına bakıldığında gövde, kanatlar, motorlar, iniş takımları gibi bölümleri içerir. Uçakların yapısına bakıldığında gövde en büyük hacmi kapsamaktadır, bu nedenle o bölümde gerçekleşicek bir optimizasyon çalışmasının yeri çok büyük olacaktır. Burada gerçekleşen bir optimizasyon çalışmasının göstergesi tüm gövdeye yansıyacağından getirisi de daha fazla olucaktır.Bu çalışmayı kısaca özetlemek gerekirse söze şu şekilde başlanabilir. Bu çalışmada, uçak gövdesininden bir kanal kesiti sunulmuştur. Bu bağlamda bir kanal kesiti için perçin optimizasyonu analiz edilmiştir. Perçinler uçak yapılarında önemli bir rol oynarlar. Yükleri birbirlerine aktarma ve katmanlar arasında bağlantı sağlamak gibi şekillerde kullanılabilirler, bu nedenle perçinler hakkında bir sürü çalışma yapılmıştır. Perçinlerin kullanılması için bir çok sebep vardır bunlar perçinlerin ucuz bir yöntem olması, yüksek direçli olmaları ve esnek bir çözüm bulmaları sayılabilir.Airbus A380 uçağında yaklaşık 3 milyon perçin olduğu düşünüldüğü takdirde, burada gerçekleşen bir optimizasyon çalışmasının etkisinin ne kadar büyük olacağı anlaşılabilir.Bu optimizasyon çalışması İTÜ'nün lisansı kullanılarak ANSYS Workbench Academic Edition'da gerçekleştirilmiştir. Esinlenen problem Flabel'in Practical Practical Stress Analysis for Design Engineers adlı kitabındaki Connection Analysis kısmından alınmıştır. Kitaptaki çözüm bilgisayar programının çıktılarını kullanarak elle çözümle gerçekleştirilmiştir. Bu çalışmadaki optimizasyon çalışmasında ise kitaptaki esinlenen problem öncelikli olarak modellenmiştir ardında değişik açılardan ele alınarak optimizasyon gerçekleştirilmiştir.Perçinler, kesme kuvvetlerini daha kolay okuyabilmek adına ANSYS Workbench'te kiriş elemanları kullanılarak simule edilmiştir, kullanılan perçin çapı 3/16 inchtir. Kitapta incelenen perçin grubu 9 sağda 9 solda olmak üzere 18 tanedir, ancak simetri kullanılarak hesaplar 9 perçin üzerinden yapılmıştır, bu nedenle ANSYS'de de modellenen yapı 9 perçinden oluşmaktadır.Modelde verilen yükler X ve Y yönlerinde kuvvetler ve momenttir. Uygulama noktası olarak vertex seçilerek noktasal bir şekilde belirlenmiştir.Sonlu elemenlı model çözülmeye başlanmadan önce, meshin hassaslığı çalışması gerçekleştirilmiştir, bu çalışma mesh büyüklüğünün seçiminin eleman sayısına olan etkisine bağlı olarak yapılır. Amaç mesh büyüklüğünü bir noktadan başlatarak küçültmek bunu yaparken de amaç eleman sayısının başlangıçtaki eleman sayısını ikiye katlamaktır. Eleman sayısı başlangıçtaki eleman sayısının iki katını yakaladığı zaman analiz durdurulur. Burda farklı mesh büyüklüğünün sonuca etkisi bulunmaya çalışılır. Bu çalışmada mesh büyüklüğü 0.059 a kadar düşürülmüştür, burada eleman sayısı 0.060 dakinin iki katını geçtiği için durdurulmuştur. Bu farklı mesh büyüklüklerinde 9 numaralı perçinin üzerinden okunan kesme kuvveti karşılaştırma kriteri olarak seçilmiştir. Sonuçlara göre esinlenen problemle, modellenen yapı arasındaki fark %4 gibi bir farkla elde edilmiştir. Burdan sonlu eleman modelinin kullanılabilir olduğu yorumu çıkarılır, bir başka deyişle oluşturulan modelin el hesabına karşılaştırmasına oranla ne kadar benzerlik yakalandığından emin olunması hakkında fikir verir.Bu aşamadan sonra optimizasyon kısmına geçilmiştir. Optimizasyon çalışması bir kaç farklı açıdan ele alınmıştır, bunlar perçinlerin yer dağılımı, farklı malzemelerde perçin kullanımı, ve perçin sayılarının değiştirilmesidir.Optimizasyon çalışmasına geçmeden önce, el hesabı ile çözüm gerçekleştirilmiştir, ardından ANSYS'de farklı parametreler kullanılarak gövde çerçevesinde optimizasyon seçenekleri bulunması amaçlanmıştır.Farklı yeni tasarım seçenekleri örneğin perçinlerin yeniden konumlandırılması bu çalışmanın ilk koludur. Burada 4 farklı yeni tasarım incelenmiştir. Bu 4 tasarım perçinlerin düşey ve yatak yönde belli ölçülerde yaklaştırılıp uzaklaştıralarak elde edilmiştir. Burdan çıkan kesme kuvvetleri karşılaştırılıp ona bağlı olarak emniyet katsayıları hesapnalmıştır. Perçinlerin seçilen alanda daha yakınlaştıkça daha fazla emniyet katsayısı verdiği gözlemlenmiştir.İkinci optimizasyon ise farklı malzemelerde perçinlerin kullanılması yani kesme dayanımlarının ne kadar önemli olduğunu gösteren bir kısım olmuştur. Başlangıç tasarımı aluminyum alaşımdan perçinler kullanırken, optimizasyon seçenekleri olarak 3 farklı malzeme daha kullanılmıştır bunlar arasında Monel, Ti45-Cb ve paslanmaz çelik bulunmaktadır. Burada görülen sonuç kesme dayanımı daha fazla olan malzemeler kullandıkça emniyet katsayısının arttığıdır. Perçinler üzerindeki kuvvetler dikkate alınmayacak kadar küçük oranda değişim göstermiştir, çünkü kullanılan formüllerden de anlaşılcağı üzere kuvvetler sadece verilen değerlerin perçinler üzerine dağıtılması ile hesaplanmakta ve malzeme özellikleri bu aşamada dahil olmamaktadır.Üçüncü optimizasyon ise amaçlanan kullanılan perçin sayısının düşürelerek daha ekonomik bir çözüm oluşturmaya çalışmaktır. Bu seçenek yapılırken 8, 6 ve 4 sayıda perçin kullanılarak incelenmiştir, 6 adet rivetin kullanıldığı durumda perçinlerin yatak ağırlıklı ve düşey ağırlıklı olmak üzere iki farklı konumlandırılması incelenmiştir. Özetle daha az sayıda perçin kullanılarak analizler çözdürülmüş ve görülmüştür ki başlangıç tasarımında kullanılan aluminyum alaşımı kullanılmaya devam ettikçe, perçin sayısının azalması, gerekli olan emniyet kat sayısı gerekliliğini yerine getirmesini engellemektedir. Yani, aluminyum alaşımdan yapılmış olan perçin kullanmaya devam edildikçe, perçin sayısını 9 perçinden daha aşağıda tutmak mümkün olmamaktadır. Ancak, perçin malzemesi kesme dayanımı aluminyum alaşımdan daha yüksek olan malzeme kullanıldığında daha az sayıda perçinle gerekliliği yerine getirebilmektedir.6 adet perçinin kullanıldığı durumda ise yine başlangıç tasarımı olan aluminyum perçin kullanıldığı takdirde bazı perçinlerin emniyet katsayıları negatif değerlerde gözlemlenmiştir. Havacılık gibi emniyetin çok önemli olduğu bir sektörde tabi ki de bu sayılar kabul edilemez ölçüdedir. Bu nedenle 6 perçinli yapıda birinci opsiyon olarak isimlendirilen tasarım için farklı rivet malzemeleri denenmeye başlanmıştır. Yine burada da görülmüştür ki kesme dayanımı fazla olan perçin malzemesi kullanıldığı takdirde emniyet katsayıları kabul edilebilir oranlara çıkmaktadır.4 adet perçinin kullanıldığı tasarımda ise emniyet katsayıları negatif çıkmıştır, 4 adet perçin kullanılması çok gerçekçi olmadığı düşünüldüğünden bu optimizasyon seçeneğinde farklı malzemeler kullanılarak analiz yaptırılmamıştır.Farklı malzemede perçinler kullanılırken bazı varsayımlar yapılmıştır. Örneğin Monel malzemesi Nikel-Bakır alaşımıdır ancak ANSYS Workbench in kütüphanesinden seçilen malzeme bakır alaşım seçilerek yapılmıştır. Burada yapılan varsayım Monel için alınan malzeme özellikleri ile ANSYS Workbench kütüphanesindeki alaşımın aynı özellikleri gösterdiğidir. Alaşımlar içerisindeki malzeme oranlarına göre malzeme özelliklerinde küçük farklılılar gösterebilir.Ti-45Cb malzemesi ise ANSYS Workbench kütüphanesindeki Titanyum alaşımı malzemesini direkt kullanılarak analizlerde kullanılmıştır. Kesme dayanımı ise Ti-45Cb malzemesinin özellikleri kullanılarak hesaplanmıştır.A286 ise paslanmaz çelik olarak geçmektedir, bu da ANSYS Workbench kütüphanesindeki paslanmaz çelik malzemesinin seçilmesi ile analizler gerçekleştirilmiştir.Havacılık sektöründe öncelikle emniyetli uçuş ardından da ekonomik çözümler önemli bir etken oluşturmaktadır. Bu çalışma ile amaç emniyeti kaybetmeden ekonomik olarak nasıl daha iyi bir sonuç elde edilebilir onu göstermek amaçlanmaktadır. Unutulmamalıdır ki bu tarz çalışmalar bir trade-off dur, bazı parametreler iyileştirilmeye çalışılırken bazılarında kayıplar yaşanabilmektedir. Mesela daha fazla emniyetli bir malzeme kullanılması bize daha fazla ağırlık katabilir, burada isteklerin ne olduğu belirlenmeli ve amaca en yakın ideal çözüm oluşturulmalıdır.Bu optimizasyon çalışması farklı yönleri ele alarak, perçin ve uçak yapılarıyla ilgilenen mühendisler ve araştırmacılar için faydalı sonuçlar vermeyi amaçlamaktadır. In this study, rivet optimization is analyzed for a channel section of a fuselage frame. Rivet have crucial roles in aircraft structures. Their usage is for transferring load one to another and making connection between layers. Therefore, there are many studies about rivets and their phenomenon. This optimization analysis is performed in ANSYS Workbench Academic Edition. Rivets are captured by using beam elements which enable to obtain shear forces easily.There are few different aspects of this optimization study such as location of rivets, material of rivets and number of rivets. Before performing to optimization analysis, hand calculation was conducted then different parameters in ANSYS is used to find out optimization options on fuselage frame. While doing this analysis, mesh sensitivity is also studied so as to make sure selected mesh size is capable enough to verify the model compared to hand calculation.Different redesign options in terms of rivet relocations are analyzed, where it gives higher safety margins when rivets get closer to each other in the center point. The second optimization is carried out with using different rivet materials where shear strength of different material takes a critical role. Baseline design has aluminum alloy where the optimization options are checking 3 different rivet materials: Monel, Ti45-Cb and Stainless Steel. The third optimization is conducted with reduced number of rivets; it shows that having the same rivet material does not satisfy the safety margin requirements when the number of rivets are less than 9 which is the baseline design. However, reduced number of rivets design can work well when the rivet material is changed to another one which has higher shear strength than aluminum alloy. By having different approaches of optimizations, it is aimed to give some beneficial outputs for future engineers and researchers for those who is interested in rivets and aircraft structures. 69

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

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

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