Search

A CdZnTe based semiconductor X-ray detector (XRD) and its associated readout electronics has been developed by the Space Systems Design and Testing Laboratory of Istanbul Technical University and the High Energy Astrophysics Detector Laboratory of Sabanci University along with an SME partner. The XRD will be the secondary science mission on board BeEagleSat, which is developed as one of the double CubeSats for the QB50 project. QB50 is a European Framework 7 project carried out by a number of international organizations led by the von Karman Institute of Belgium. The heart of the XRD is a 2.5 mm thick, 15 mm x 15 mm CdZnTe crystal with orthogonal electrode strips on top and bottom for position resolution on the crystal. There are 3 sets of steering electrodes in between anodes. A commercial off the shelf (COTS) high voltage source provides necessary potential difference to transport electrons and holes towards electrodes. The signals from each strip are read by a COTS ASIC, RENA-3b, controlled my MSP 430. The XRD board (single ~10 cm x 10 cm board) also carries the necessary power regulators and 7 COTS batteries. In a previous paper presented at the IAC 2014, we discussed the main design of the XRD and provided results from some of the early vibration tests of the mechanical design. At the time, the CdZnTe crystal has not been attached, and the readout electronics and software were still in development phase. In this paper, we present the laboratory performance of the electronic readout system and discuss the current phase of the XRD development.

In this article the computational and asymptotic methods used in aeroacoustics are reviewed. In particular, two different aeroacoustic applications are demonstrated.In the first problem we investigate the first and second order asymptotic predictions of the thickness and loading noise of a subsonic B-bladed helicopter rotor in the far field and compare the SPL noise results with those of full numerical computations. The results of the second order asymptotic formula seem to be in better agreement with full numerical computations than the first order asymptotic formula. In the second problem, the effect of acoustic wave propagation in transonic nozzle flow is investigated by solving the unsteady quasi-one-dimensional transonic nozzle equations in conservative form using high order computational aeroacoustic schemes, where a novel non-reflecting boundary condition is implemented in addition to the standard non-reflecting boundary condition using characteristics. Excellent agreement with the exact solution is obtained in each case. Publisher's Version

Her geçen gün daha da gelişen teknolojik imkanlar ile birlikte insanoğlunun keşfetme arzusu güçlenmiş ve evrenin işleyişini anlamaya yönelik yapılan çalışmalar artış trendine girmiştir. Uzay araştırmaları ile öncelikle Dünya ve atmosferini keşfetmek amacıyla duyulan meraktan yola çıkılarak yapılan çalışmaların sonucu olarak birçok uzay aracı geliştirilmiş ve bu doğrultuda yapılan çalışmalar zamanla bütün evreni anlamaya evrilen merak duygusu ile birlikte derin uzay araştırmaları başlamıştır. Derin uzay araştırmaları için planlanan görevler oldukça kapsamlı çalışma yapmayı, ileri teknoloji ürünleri kullanmayı gerektirmekte ve yüksek bütçeler ile gerçekleştirilebilmektedir. Gelecek yıllar içerisinde insanoğlu, evrenin keşfi için insanlı uzay laboratuvarları kuracak, bu laboratuvarlarda, gelecek görevlere hazırlık için deneyler gerçekleştirecek ve bu laboratuvarları dış gezegenlere daha kısa sürede, düşük maliyet ile ulaşmak için sıçrama tahtası olarak kullanacaktır. Bu çalışmada, derin uzay görevi araştırmalarında kullanılacak insanlı laboratuvarların kurulacağı ortam uzay şartlarının canlılar üzerinde yaratacağı etkilerin tespit edilmesi ve insanların yaşayabilmesi için ihtiyaç duyulan ortamın oluşturulması adına yapılacak çalışmalara katkıda bulunacak, nano ölçekli uydular ile gerçekleştirilecek, düşük maliyetli bir uzay görevi önerisi hazırlanmıştır. Bu konsept görev önerisinde, piyasada hazır olarak bulunan ürünler arasından uygun olanların seçilerek sistem mimarisinin oluşturulması, gerek duyulan sistemler için yeni konsept sistem tasarımlarının gerçekleştirilmesi ve faydalı olabilecek yeni fikirler sunulması amaçlanmıştır. Görev, son yıllarda oldukça popüler olan küp uydular ile uzaya taşınacak ve belirlenen süre zarfında hiçbir ek kaynağa ihtiyaç duymayan, canlı mikroorganizmaların bir arada yaşadığı tamamen kapalı bir mikro biyolojik ekosistem görev yükü ile icra edilecek şekilde tasarlanmıştır. Bu görev ile, ileride gerçekleştirilecek insanlı derin uzay görevlerinde uzay yolculuğu yapacak insanların maruz kalacağı uzay ortamı etkilerinin belirlenmesi ve bu etkilere yönelik önlemler alınabilmesinin mümkün kılınması hedeflenmiştir. Bu doğrultuda, 6U'luk bir küp uydunun görev ömrü boyunca bulunacağı uzay ortamının, görev yükü içerisinde yer alan mikroorganizmaların yaşamsal fonksiyonları üzerindeki etkilerinin çeşitli sensörler aracılığı ile ölçülmesi ve Dünya'da bulunacak yer istasyonuna dolaylı olarak veya doğrudan aktarılmasına yönelik konsept bir derin uzay görevi planlanmıştır. Bu çalışmanın konusunu oluşturan, derin uzay görevi araştırmalarına ve uzayda kolonileşme çalışmalarına katkıda bulunmak amacı ile tasarlanan bu görev ile daha önce hayata geçirilen ve halihazırda planlama aşamasında olan derin uzay görevlerine farklı bir boyut kazandırılarak, canlı organizmalardan oluşan ve kendi kendine yetebilen bir ekosistem görev yükü olarak kullanılacaktır. Büyük ölçekli uydu görevlerine kıyasla çok daha düşük bir maliyetle ve küp uydu görevlerine kıyasla Dünya'dan çok daha uzakta icra edilmek üzere tasarlanan bu görev ile derin uzay ortamının canlılar üzerindeki bilinmeyen etkilerinin tespit edilmesi hedeflenmiştir. Bu çalışma kapsamında oluşturulan konsept görev önerisi ile gelecek yıllarda icra edilecek insanlı derin uzay görevleri ve Türkiye uzay araştırmaları için kaynak, literatür ve motivasyon sağlanması hedeflenmiştir. Bu çalışmanın içeriğinde, küp uydu konsepti ve tarihçesi hakkında bilgiler verilmiş, literatürde yer alan ve bu görev için temel teşkil eden uydu görevleri hakkında yapılan araştırma sonuçları sonuçları ve görev için belirlenen hedeflere ilişkin bilgiler verilmiştir. Verilen bilgiler ve sunulan konsept doğrultusunda planlanan görevi icra etmek üzere 6U formundaki bir küp uydu konsept tasarımı gerçekleştirilmiştir. MASTERSAT adı verilen 6U formundaki uydu tasarımını oluşturan alt sistemler için piyasada hazır bulunan ürünler arasından getir götür analizi ile en uygun olanları seçilmiş, uydu bütçeleri, haberleşme yöntemleri, fırlatma ve muhtemel yörüngelere ilişkin bilgiler ile tahmini bütçe projeksiyonu verilmiştir. Son olarak, sunulan bu konsept görev önerisinin geliştirilmesi için ileride yapılması planlanan çalışmalar hakkında bilgiler verilmiştir. The ever-evolving technological opportunities day by day, the desire of the discovery of human beings has been strengthened and there has been a great increase in the works to understand the running of the universe. As a result of the studies, which are powered by the curiosity to discover the Earth and its atmosphere, many spacecraft have been developed and studies conducted in this direction have begun to investigate deep space with the development of the sense of curiosity to understand the whole universe.For the discovery of the universe, mankind will establish manned space labs outside the world in the coming years, conduct experiments in these laboratories and use these laboratories as a big step to reach the outer planets in a shorter time and with low cost. Accordingly, a lot of pre-space mission and experiment was performed in recent years. One of the greatest steps for these studies was the International Space Station. Many nations were involved in the construction and operation phase of International Space Station since the program has been started. The first module of International Space Station has launched in 1998 and numerous experiments were held since the first crewed mission.Although International Space Station hosts many kinds of living organisms onboard and provides experiment environment, all these studies remain limited with only Low Earth Orbit. To carry living organisms from Earth to other planets like Mars and to deep space requires more works and experiments. After the research and planning phase, pioneer space missions are designed to gain knowledge and get the answers for reaching more. These pre-works and pioneer missions are important for planning more complex and critical manned space missions to the deep space for determining possible problems and for finding the best solutions. The missions planned for deep space exploration require extensive work, high technology, and huge mass satellites due to the needs like communication, attitude control, thrust and supplies then it causes an increase on development and launch costs. In this study, a low-cost deep space mission proposal is prepared to contribute to the further studies, which are going to determine the effects of the space environment on living organisms to be used in deep space mission research and to create the environment needed for people to live. In recent years, CubeSats are frequently used for low-cost scientific missions. In this conceptual mission proposal, it is planned to use CubeSats for the mission. Related to this, aimed to select the appropriate ones among the systems available in the CubeSat market and also to present new conceptual system designs and new ideas that may be useful for this project. Accordingly, a detailed literature search is performed and the CubeSat subsystem database is created. Regarding project needs, appropriate products are filtered and selected products are implemented into the analysis table. After that, appropriate subsystem candidates are selected applying trade study analyses.In this study, general information about the concept and history of the CubeSats is provided. Moreover, a literature survey about the satellite missions which is the basis for this mission and the objectives for the mission information is explained in detail. A CubeSat conceptual design in 6U form was carried out to perform the planned mission in line with the information provided and the concept presented. This conceptual design study consists of appropriate subsystem selection from the market and creating usable subsystem and payload concepts for 6U CubeSat called MASTERSAT. Furthermore, initial design architecture is given covering information on satellite budgets, communication methods, launch, and possible trajectories and estimated budget projection. Finally, brief information is provided about the studies planned for the future in order to develop this conceptual mission proposal. MASTERSAT is planned to have following subsystems; structure, thermal control and mechanisms subsystem, electrical power subsystem, command and data handling subsystem, attitude determination and control subsystem, propulsion subsystem and scientific payload. The conceptual mission is planned with a 6U CubeSat that will consist of a fully enclosed micro-biological ecosystem where microorganisms live together. This system will be transported into space by CubeSats that are quite popular in recent years and will not need any additional supplies during the specified period. Hence, it will be possible to determine the effects of space environment on astronauts before manned deep space missions to be carried out in the future. The impact of the space environment on the vital functions of these microorganisms over the life of the mission will be measured by various sensors and will be transferred directly or indirectly to the ground station to be located on Earth. To make this possible, an exclusive mission payload is designed. This payload hosts some living organisms that are evaluated to resist the harsh space environment and demonstrated that in practice in space like tardigrades. Tardigrades are going to be supported with algae and cyanobacteria in the manner life support systems. Vital activities of the living organisms and the system are going to be monitored using biosensors and optical sensors. In addition, space environment effects like radiation dose and temperature are planned to measure with related sensors and radiation dosimeters.This study briefly includes literature search on CubeSat technology, deep space and biological CubeSat missions, a conceptual mission proposal, CubeSat architecture design and selection of CubeSat subsystem configuration, payload conceptual design, study on possible ground station solutions, system engineering applications like technical budgets, launch vehicle and trajectory alternatives, project budget projection, conclusion and future work. In the section of payload design, a brief summary of the scientific payload is given. The payload is divided into subsections and product designs are presented. The main part of the payload is enclosed ecosystem including living organisms like tardigrades, lichens, cyanobacteria and other stuff like sea water, glass and chips. The ecosystem is surrounded by a kind of transparent, reinforced, multi layer panes. A sensor complex is located around the ecosystem to measure and monitor vital functions of the organisms. The payload is designed to host other units like radiation dosimeter and various sensors to detect space environment effects on the satellite. A camera will be used to monitor the ecosystem and living organisms during the mission phase. The payload will have integrated systems like heaters and pressure release valves to balance the system.Ground station and support systems part discusses the best ground station option for this project. Deep Space Network facility and antenna properties are given in this section as the optimal solution for this project. Systems engineering part briefly summarizes MASTERSAT's subsystem architecture and properties, provides initial power, link, mass and volume technical budgets, introduction and initial plans for reliability analysis and risk management process for CubeSat project. In the launch part, initial trajectory design issues are given for a two years lifetime, current and incoming possible alternatives for launch vehicle are reviewed. Mission trajectory is proposed as two parts. The first part is going to be around Earth-Moon L4 or L5 points for 6 months and the second part is to the deep space for 18 months. In the project budget projection table, regarding the mission proposal, project budget outline is summarized except labor cost. Cost budget includes satellite hardware, testing services, launch services, application/license fees and some other fees. As a result of cost budget shows that total cost for hardware as a protoflight model of 6U CubeSat is around $ 430 k and other engineering services like testing, launch and ground station, etc. are around $ 2 M and final cost is going to be around $ 2.5 M. The final part summarizes the works have done in this study and mentions about future works.This study is prepared for designing a mission which is going to contribute to manned deep space missions and space exploration. In this study, it is aimed to perform experiments in deep space and to contribute to understanding the unknown effects of deep space environment on living organisms. MASTERSAT provides a mini space laboratory simulation in deep space using a miniature ecosystem consisting of living organisms as payload. Thus, a biological deep space mission is designed to perform using CubeSats with low cost rather than other missions using expensive, complex satellites and payloads. Consequently, scientific payload concept is designed to assist possible future space colonies on orbit around planets and surfaces on celestial bodies. On the other hand, this study is planned to contribute Turkish space research in manner of resources, literature and motivation. Accordingly, initial design parameters are given and mentioned about future works and plans to finalize the study. 152

İnsanoğlunun Ay'a ayak basışının 50. yılını kutladığımız bu günlerde, insanoğlu geçen 50 yılda arttırdığı bilgi birikimi ve geliştirdiği yüksek teknolojili ürünleri ile gözünü yeniden Ay'a dikmiş durumdadır. Öyle ki, birçok uzay ajansı ve büyük ölçekli şirket ajandalarında Ay görevine mutlaka yer vermektedir. Küçük çaplı şirketler ve üniversiteler bu çalışmalara ay görevlerinde kullanılabilecek alt sistemlerin geliştirilmesi, test edilmesi ya da küçük bir uydu ile uzayda denenmesi gibi destekler vermektedir. Ay görevleri popülerleşirken, nano uyduların gezegenler arası ve derin uzay görevlerinde kullanımısına yönelik çalışmalar yaygınlaşmıştır. Bu tarz görevlerde kullanılan nano uydular itki sistemlerine ihtiyaç duymaktadırlar. Tüm bu sebepler bu çalışmanın motivasyonunu oluşturmuş ve çalışmanın amacı Alçak Ay Yörüngesinde görevini icra etmek için yola çıkan 6U formunda bir küp uyduyu hedef yörüngesine ulaştıracak bir itki sisteminin geliştirilmesi olarak belirlenmiştir.Küçük uydularda kullanılan ya da kullanılmak üzere geliştirilme süreci devam eden itki sistemleri büyük itki sistemlerinin miniyatürleştirilmesi ile oluşturulmuştur. Göreve özel itki sistemi tasarlayabilmek için küçük uydularda kullanılabilecek itki sistemi tiplerinin tanınması ve sağlayabileceği faydaların örneklendirilmesi gerekmektedir. Kullanılabilecek itki sistemlerini tanıma ve gelecekte küçük uydu itki sistemleri üzerinde yapılacak çalışmalar hakkında fikir sahibi olmak amacı ile küçük uydu itki sistemleri araştırılmış ve bu çalışmada örneklendirilerek anlatılmıştır.Tasarlanacak itki sisteminin sağlaması gereken performans değerlerinin belirlenmesi için konsept bir Ay görevi oluşturulmuştur. Küp uydunun park yörüngesine ulaşmasını sağlayabilecek fırlatma araçları araştırılmış ve uygun bulununanlar listenmiştir. Bu ay görevinde fırlatma aracından ayrılan 6U formundaki bir küp uydunun itki sistemi kullanarak Alçak Ay Yörüngesi'ne ulaşması ve Alçak Ay Yörüngesi'nde sahip olduğu kamera ile jeolojik ve topografik incelemeler yapılabilmesine yönelik bir görev kurgusu belirlenmiştir. Bu amaçlarla tasarlanacak bir küp uyduda olması gereken alt sistemler belirlenmiş ve 6U formundaki küp uyduya uygun olacak şekilde boyutlandırılmıştır. Yapılan literatür araştırmaları sonucunda alt sistemlerin uydu içerisinde kaplayacağı boyutlar ve kütleler belirlenmiştir. 6U formundaki bir küp uydunun standart olarak 12 kg olması ve 10 cm x 22.6 cm x 36.6 cm boyutlarında olması beklendiği için itki sistemi için ayrılabilecek maximum yer ve kütle belirlenmiştir. İtki sistemi için ayrılabilecek yer ve kütle belirlendikten sonra diğer bir önemli konu olan itki sistemi için ayrılabilecek elektriksel gücün kaç Watt olduğunun hesaplaması yapılmıştır. Küp uydunun alt sistemlerinin etkili bir şekilde çalışıp görevlerini icra edebilmeleri için gerekli olan güç, uydunun güneş panelleri aracılığıyla üretilmektedir. Bu çalışmada katlanabilir ve dönebilir güneş panelleri kullanılarak güneş enerjisinden daha fazla yararlanılması sağlanmıştır. Güneş panellerinin uydu üzerindeki yerleşimi yapılan 3D tasarım ile gösterilmiştir. Yapılan analizler sonucunda yerleşimi verilen güneş panellerinin yaklaşık olarak 80 W değerinde nominal güç üretebileceği hesaplanmıştır. Yine yapılan literatür araştırmaları sonucunda kullanılan alt sistemlerin harcayacağı güç değerleri belirlenip uydunun güç bütçesi oluşturulmuştur. Oluşturulan bu güç bütçesi sayesinde itki sistemi için ayırılabilecek güç miktarının yaklaşık olarak 50-60 W civarı olması beklenmektedir. İtki sistemi için belirlenen boyut, kütle ve güç kısıtları itki sisteminin tasarımında öncül girdiler olarak kullanılmıştır. İtki sistemi küp uydunun başlangıç noktasından hedef yörüngesine taşınması için kullanılacağından dolayı itki sistemi tipini ve gerekli olan delta-V miktarını belirlemek için uydunun hangi transfer yolunu izleyeceğini belirlemek önemlidir. Bu hedefle bir kaç transfer yöntemi avantajları ve dezavantajları ile karşılaştırılmıştır. Bu çalışmada Alçak Dünya Yörüngesi'nden doğrudan transfer, Yer Sabit Transfer Yörüngesinden Alçak Ay Yörüngesine doğrudan transfer, Yer Sabit Yörünge'den spiral transfer ve Zayıf Stabilite Sınırı transfer metodları incelenmiş ve karşılaştırılmıştır. Her bir transfer yöntemi için kullanılabilecek fırlatma araçları belirtilmiştir. Bu inceleme sonucunda sağladığı faydalar, yakıt ve güç sarfiyatı gibi konular sebebi ile küp uydulu görev için uyumlu olacak spiral transfer metodu seçilmiştir. Sonuç olarak fırlatma aracı ile Yer Sabit Yörünge'ye bırakılacak buradan da Alçak Ay Yörüngesi'ne taşınacak bir 6U formundaki küp uydu için itki sistemi tasarımı planlanmıştır. İtki sisteminin bu görevi başarılı bir şekilde uygulanabilir kılması için sağlaması gereken delta-V değeri spiral metod ile hesaplanmıştır. Bu senaryoya göre uydunun ihtiyaç duyduğu delta-V değeri yaklaşık olarak 3.6 km/sn olarak öngörülmüştür. İtki sisteminin sahip olabileceği maksimum kütle ve yakıt kütlesi göz önüne alınarak sistemin bu delta-V değerini sağlayabilmesi için üretmesi gereken özgül itme ve egzoz hızı sırasıyla yaklaşık olarak 3420 sn ve 33540 m/sn olarak hesaplanmıştır. Görevin gerçekleştirilebilmesi için gereken performans değerlerinin de belirlenmesi ile birlikte bu özellikleri sağlayabilecek itki sistemi tipinin seçimi için gerekli olan parametreler belirlenmiştir. Background kısmında detayları verilen farklı küçük uydu itki sistemlerine ait örneklerden küp uydu formu için uygun olabilecekler arasında getir-götür analizi yapılmıştır. Getir-götür analizinde itme kuvveti, özgül itme, güç tüketimi, yakıt tipi, kütle, boyut ve teknoloji hazırlık seviyeleri değerlendirme kriteri olarak kullanılmıştır. Yapılan bu getir-götür analizinde elektrik itki sistemleri ailesine ait iyon motorlu itki sistemleri en yüksek puanı alarak göreve özel olarak tasarlanacak itki sisteminin tipi belirlenmiştir.İyon motorlu itki sistemleri üzerine literatür araştırmaları yapılmış ve örnekler incelenmiştir. Bu araştırmalar sonucunda iyon motorlu itki sistemlerinin kendi içerisinde çalışma prensiplerine göre doğru akım elektron boşalımlı iyon motoru, Kaufman iyon motoru, Radyo frekansı iyon motoru ve mikrodalga iyon motoru olmak üzere 4 kategoriye ayrıldığı görülmüştür. Yapılan karşılaştırma sonucunda katota sahip olmadığı ve bu sayede katot erozyonuna sahip olmadığı için dayanım ömrü daha uzun olduğu belirtilen RF iyon motorları seçilmiştir. RF iyon motorları temel olarak yakıtın iyonize edildiği boşaltma odası, yakıtın iyonize olmasını sağlayan RF sinyallerini taşıyan RF bobini, iyonize edilmiş taneciklerin hızlandırılması için kullanılan iyon optikler, iticinin bu çalışmaları yapabilmesi için sisteme dahil olması gereken güç sağlama ünitesi, yakıt tankı, akış kontrol ünitesi, RF jeneratörü ve nötürleyiciden oluşmaktadır. Bu çalışmada detaylı olarak itici tasarımı yapılmıştır. Tasarım yapılırken itki üretmek için gerekli olan aşamalar ve temelinde yatan fizik incelenmiştir. İyon optiklerin 3lü ızgara sisteminden oluşmasına karar verilmiş ve tasarımı yapılmıştır. Daha önce başarılı bir şekilde kullanılan ızgaralı itki sistemlerinin ızgaralarının sahip olduğu açıklıkların çapı, ızgaraların kalınlıkları, ızgaraların birbirine olan uzaklıkları arasında geometrik bir ilişki kurulmuş ve bu çalışmada NSTAR itki sisteminde kullanılan ızgaralar arasındaki ilişki temel alınmıştır. Bu ilişkiden yola çıkarak iticinin iyon optik parametreleri hesaplanmıştır. İtme kuvveti, özgül itme, güç tüketimi, verim gibi hesaplanması gereken performans değerleri için formüller verilmiştir. Bu bilgilerden yola çıkılarak boşaltım odasının, ızgaraların, RF bobinin ve bütün halde itki sisteminin sahip olacağı boyutlar belirlenmiştir. Bütün olarak 4.7 cm çapında 4.2 cm uzunluğunda olacak iticinin performans değerlerini etkileyen en önemli faktörlerden biri olan yakıt seçimi gerçekleştirilmiştir. Yıllardır elektrik itki sistemlerinde kullanılmış, kullanılmaya devam eden ya da kullanımı değerlendirilen Civa, Ksenon, Argon, İyot ve Kripton yakıtları arasında karşılaştırmalar yapılmıştır. Elektrikli itki sistemlerinin yeni yeni kullanılmaya başlandığı yıllarda yaygın olarak kullanılan Civa, yüksek toksiklik seviyesi sebebi ile uzayda uyduya zarar verdiği ve yer testlerinde çalışan personellerin sağlığını olumsuz yönde etkilediği için daha sonrasında uygun bulunmamıştır. Uzun yıllardan beri geleneksel olarak kullanılan ve günümüzde halen kullanımı devam eden Ksenon gazı kullanımı performans açısından en ideal yakıtlardan biridir. Ancak Ksenon gazının sınırlı kaynaklar sebebi ile çok pahalı olması ve kaynakların gittikçe azalması sebebiyle maliyet artışı öngörüldüğü için ksenon gazı yerine kullanılabilecek alternatifler olan Argon, İyot ve Kripton gazları da değerlendirilmiştir. Bu dört yakıt seçeneğinin itme kuvveti, özgül itme, çıkış hızı vb. gibi performans grafikleri çıkarılmış ve Ksenon gazına performans olarak en yakın performansı, doğada katı halde bulunan, İyot yakıtının sağladığı görülmüştür. Halihazırda İyot'un Lunar IceCube uydusunda itki sistemi olarak kullanılacak Busek firmasına ait BIT-3 itki sisteminde kullanılması planlanmaktadır. İyot'un Kripton'a kıyasla daha toksik olması sebebiyle ekstra güvenlik ekipmanlarına ihtiyaç duyulacaktır. Dolayısıyla tasarlanan itki sisteminde Kripton gazının yakıt olarak kullanılmasına karar verilmiştir. Kıyaslama yapabilmek ve itki sistemine iki farklı yakıt alternatifi sunabilmek için geleneksel olarak kullanılan, kendini performans ve güvenlik olarak ispat etmiş Ksenon gazının ve deneysel olarak kullanımı planlanan Ksenon'dan sonra en yüksek atomik kütleye sahip soygaz olan Kripton gazının kullanılmasına karar verilmiştir.Yakıt tiplerinin belirlenmesinin ardından, itki sisteminin sağlaması gereken özgül itme ve egzoz hızı değerlerinden yola çıkılarak ızgaralara verilmesi gereken gerilim değerleri hesaplanmıştır. Child-Langmuir plazma kılıfı denkleminden ve ızgaraların geometrik özelliklerinden yola çıkılarak plazma kılıfının kalınlığı hesaplanmış ve bu sayede plazmanın sahip olduğu akım yoğunluğu hesaplanmıştır. Izgaraların aktif yüzeyinin çapı ve sahip oldukları açıklıkların çapından yola çıkılarak akım değerleri bulunmuştur. Bu akım değerleri sisteme verilmesi gereken gücün hesaplanabilmesi için önemlidir. Işın akımı, akselerasyon voltajı ve akım yoğunluğunun hesaplanması ile birlikte, tasarlanan itki sisteminin Ksenon gazlı ve Kripton gazlı versiyonları için itme kuvveti hesaplanmıştır. Ksenon gazının Kripton gazına oranla daha fazla itme kuvveti üretebildiği görülmüştür. Her iki versiyonun da hedeflenen özgül itme ve çıkış hızı değerlerini sağladığı görülmüştür. Kütle akış kontrolcüsünün bu itme kuvvetini sağlayabilmek için sisteme vermesi gereken akış hızı ve sistemin iyon akış hızı hesaplanmıştır. Bu değerlerden yola çıkılarak sistemin bünyesinde bulunan yakıtı ne kadar süre etkili olarak kullanabileceği hesaplanmıştır. Ksenon gazlı versiyon yaklaşık olarak 180 günde yakıtı tüketirken Kripton gazlı versiyon yaklaşık olarak 443 günde yakıtı tüketmektedir. Güç tüketimi elektrikli itki sistemleri için en önemli performans değerlerinden biridir. Bu sebeple sistemin itme kuvveti üretirken tüketmiş olduğu elektriksel gücün hesaplanması gerekmektedir. İticiye boşaltım odasındaki yakıtı iyonize ediebilmesi için RF gücü verilmesi gereklidir. Güneş panelleriyle üretilen DC güç, itki sistemi komponentlerinden biri olan RF jeneratörü tarafından RF gücüne çevirilerek sisteme verilmektedir. Yüklü parçacıkların hızlandırılabilmesi için iticinin iyon optiklerine DC gücünün verilmesi gerekmektedir. Farklı aşamalarda ihtiyaç duyulan bu elektriksel güç, güç dağıtım ünitesi tarafından komponentlere ulaştırılmaktadır. Sisteme girdi olarak verilen RF ve iyon optik güçlerine ek olarak nötürleyiciye de çalışabilmesi için güç verilmesi gerekmektedir. Tüm bu güçlerin toplamı sistemin çalışabilmek için ihtiyaç duyduğu elektriksel güç miktarını ortaya koymaktadır. Sistemin ürün olarak ortaya koyduğu hızlandırılmış parçacıklardaki elektriksel güç ise çıkış gücünü göstermektedir. Sistemin ürettiği itme kuvveti ile de jet gücü hesaplanır. Güç hesaplamaları sonuncunda, Kripton gazlı versiyonun itki üretebilmek için yaklaşık olarak 51 W değerinde güce ihtiyacı olduğu bulunmuştur. Uydunun itki sistemine sağlayabileceği güç değerleri düşünüldüğünde bu güç tüketimi oldukça makuldür. Diğer taraftan, Ksenon gazlı versiyon yaklaşık olarak 84 W güce ihtiyaç duymaktadır. Bu değer, güneş panellerinin üretebileceği nominal güç miktarından fazladır. Dolayısı ile, Ksenon gazlı versiyonun kullanımının mümkün kılınabilmesi için panel konfigürasyonunu değiştirilip üretilen güç miktarını arttırılması gereklidir. Tüm bu güç hesaplamalarının ve diğer performans hesaplamalarının ardından sisteminin verimi bir kaç yönden hesaplanır. Sistemin kullandığı elektrik gücüne karşılık ne kadar itme kuvveti üretebildiğini gösteren elektriksel verim, kullandığı yakıt kütlesinin ne kadarı etkin olarak itme kuvveti üretiminde kullandığını gösteren kütle faydalanma verimi, ürün olarak ortaya konulan çıkış gücünün ne kadarının itme kuvveti üretiminde kullanıldığını gösteren itici verimi ve son olarak elektriksel ve kütle faydalanma veriminin kombinasyonu olan toplam verim hesaplanmıştır. Sonuç olarak Ksenon gazlı versiyonun verimi Kripton gazlı versiyondan daha fazla çıkmıştır. Ancak Kripton gazlı versiyonun yakıt maliyetinin ve güç tüketiminin Ksenon'a kıyasla çok daha düşük olması sebebi ile Kripton gazlı versiyonun kullanımı ön plana çıkmıştır.Boyutları belirlenen itici ve diğer alt sistemlerin 3D tasarımı CAD programı aracılığıyla yapılmıştır.İhtiyaç duyulan yakıt miktarının fazla olması ve yakıtların düşük yoğunluklara sahip olması sebebi ile yakıtın 6U formundaki küp uyduya uygun bir şekilde sığdırılabilmesi için krayojenik tank içerisinde sıvılaştırılarak depolanmasına karar verilmiştir. Malzeme seçimi ve gerekli olan termal önlem bu durum göz önünde bulundurularak yapılmıştır. İticinin detaylı tasarımı hesaplamalara dayandırılarak yapıldığı için 3D tasarımı buna uygun olarak yapılmıştır. İticinin boşaltım odası, RF bobini, iyon optiklerinin ve kabuğunun malzeme seçimi, yapılan literatür araştırmaları doğrultusunda, termal kontrole ve radyasyonun zararlı etkilerini önlemeye çalışacak şekilde seçilmiştir. İtki sisteminin diğer komponentlerinin 3D tasarımı piyasada mevcut olan komponentlerin boyutlarından yola çıkılarak temsili olarak yapılmıştır. Son olarak tasarlanan itki sisteminin uydu içerisindeki yerleşimi verilerek Ay görevinde kullanılacak olan 6U formundaki küp uydunun alt sistemleri ile birlikte öncül 3D tasarımı ortaya çıkarılmıştır.Konsept ay görevinde kullanılmak üzere ön tasarımının yapıldığı bu itki sisteminin her bir komponentinin tasarımının detaylandırılması, plazma hesaplamalarına yoğunluk verilerek tasarımın geliştirilmesi ve test düzeneklerinin kurulup gerekli testlerin yapılması ile birlikte gelecekte son tasarım evresinin tamamlanması beklenmektedir. Tasarımın ilerleyen fazlarında itki sistemi komponentlerinin ihtiyaçları ve sağladıkları performans değerleri değişebileceği için 3D tasarımı, malzeme seçimi, alınan termal ve radyasyon önlemleri değişebilir. In these days, as we celebrate the 50th anniversary of mankind's step on the Moon, human beings have set their sights on the Moon with the knowledge and high-tech products they have developed in the last 50 years. Nowadays, many of the space agencies and large-scale corporation agendas necessarily include the lunar missions. Small-scale companies and universities support these studies, such as the development of subsystems that can be used for lunar missions, ground testing or testing in space with a nanosatellite. Using nanosatellites for interplanetary missions increased its popularity due to its advantages and propulsion system became a necessary subsystem for this type nanosatellite missions. These situations constitutes the main motivation of this study. The aim of the study determined as developing a propulsion system used for transport 6U CubeSat to Low Lunar Orbit from parking orbit.The propulsion systems, which are currently used or planned to be used in small satellites, were formed by miniaturization of propulsion systems of large spacecrafts. In order to design a mission-based propulsion system, the types of the propulsion system that can be used in small satellites should be recognized and their benefits should be exemplified. In this study, the small satellite propulsion systems have been researched and explained to know and to have an idea about studies of small satellites propulsion system in the future by given examples.A concept lunar mission was created to determine the required performance values of the propulsion system to be preliminary designed. In this study, the concept lunar mission was determined as a 6U CubeSat separated from the launch vehicle can reach the Low Lunar Orbit by using a propulsion system. After orbiting, lunar surface observation is performed by using its payload which is hyperspectral camera. Required subsystems of the satellite to be designed for these purposes were identified and were scaled to fit in the 6U CubeSat. As a result of the literature review, size and mass limitations of the propulsion system were determined. After specification of the size and mass limitations, another important issue, power limitation of propulsion system was calculated by considering the power generation of solar panel and power consumption of other subsystems. The deployable rotating panel configuration was selected in order to utilize more advantage of solar energy. It is expected that the deployable rotating solar panels can generate approximately 80W. Power budget of the satellite was formed after literature review of other subsystems power consumptions. Using this power budget, the amount of power that can be allocated for the propulsion system is expected to be around 50-60 W. The size, mass and power limitations of propulsion system were used as preliminary inputs in the design. In addition to these limitations, the trajectory determination is necessary to calculate required delta-V value for mission and to decide type of propulsion system to be used in this transfer. For this purpose, several transfer methods have been compared including their advantages and disadvantages. In this study, direct transfer from LEO, direct transfer from GTO, spiral transfer from GEO and weak stability boundary methods were examined and compared. Spiral transfer method, which is appropriate for CubeSat mission, has been chosen due to its benefits such as less fuel and power consumption. As a result, a propulsion system design was planned for 6U CubeSat, which would be located to GEO by launch vehicle and then transferred to LLO by spiral transfer method. According to this scenario, the delta-V value was predicted as approximately 3.6 km/s. Considering the maximum mass of 6U CubeSat and fuel mass that propulsion system can have, specific impulse and exhaust velocity that the system must produce in order to achieve this delta-V value were calculated as approximately 3420 sec and 33,540 m/s respectively. The most appropriate propulsion system type, which can be compatible with the limitations and can provide these performance values, was selected by using trade study method. As a result of this trade study, the type of propulsion system to be designed for the concept mission was determined by getting the highest score of ion thruster propulsion systems belonging to electric propulsion systems family.Literature researches have been made on ion thruster propulsion systems and examples have been examined. As a result of these studies, it has been observed that ion engine propulsion systems have four categories. RF ion thruster type have been chosen because they do not have cathodes and thus do not have cathode erosion, as their lifetime is longer. RF ion propulsion system generally has thruster, power supply unit, fuel tank, flow control unit, RF generator and neutralizer. In this study, thruster design is made in detail. RF ion thusters basically consist of the discharge chamber where the fuel is ionized, the RF coil carrying the RF signals that enable the ionization of the fuel, the ion optics used to accelerate the ionized particles. At the beginning of the design process, the necessary steps to generate thrust and the underlying physics were explained. For ion optics design, a geometric relationship was established between the diameter of the apertures, the thickness of the grids, and the distance of the grids to each other. Formulas were given for performance values such as thrust, specific impulse, power consumption and efficiencies. Based on this information, the dimensions of the discharge chamber, grids, RF coil and whole thrust system have been determined. The propellant selection, which is one of the most important factors affecting the performance values of the thruster, was performed. Comparisons have been made between Mercury, Xenon, Argon, Iodine and Krypton propellants, which have been used in electrical propulsion systems for many years or still being tested. As a result, it was decided to experimentally use Krypton gas, the noble gas having the highest atomic mass after Xenon, as propellant in the system. In order to make comparisons and to offer two different propellant alternatives for propulsion system, it was decided to use Xenon gas, which has traditionally been proven as performance and safety. After the decision of the propellant types, beam voltage, net voltage and potentials of grids could be calculated for two versions of propulsion systems. Based on the Child-Langmuir equation and the geometric properties of the grids, the current density of the plasma was also calculated. The current values were determined by using the diameter of the active surface of the grids and the diameter of the apertures. These current values are important for calculating the power requirements of the system. By calculating the beam current, acceleration voltage and current density, the thrust values were calculated for the Xenon gas and Krypton gas versions of the designed propulsion system. Xenon gas is able to produce more thrust force than Krypton gas. Both versions were found to provide targeted specific impulse and exhaust velocity values. Burn times of Xenon and Krypton versions were found as approximately 180 days and approximately 443 days respectively. Power consumption is one of the most important performance values for electrical propulsion systems. For this reason, the electrical power consumed by the system while producing the thrust must be calculated. PPU of the system should provide DC power to ion optics to accelerate charged particles and to RF generator to convert it to RF power to ionize the propellant. In addition to the RF generator and ion optics, the neutralizer and mass flow control unit must also be powered to operate. The sum of all these power requirements indicates the amount of electrical power the system needs to operate. As a result of the power calculations, it was found that the Krypton gas version needed approximately 51 W to generate the desired thrust. This power consumption is very reasonable considering the power values that the satellite can provide to the propulsion system. On the other hand, the Xenon gas version requires approximately 84 W. This value is greater than generated nominal power by solar panels. Hence, either panel configuration should be changed or CubeSat size should be enlarged to enable usage of the Xenon gas version of propulsion system. After the power calculations, electrical, mass utilization, thruster and total efficiencies of the systems were calculated to compare two version of the system. As a result, the efficiency of the Xenon gas version resulted higher than the Krypton gas version. However, the use of the Krypton gas version has come to the fore since the fuel cost and power consumption is much lower than the Xenon gas version.The 3D design of the thruster and other subsystems has been done with the help of the CAD program. Since the detailed design of the thruster is based on the calculations, the 3D design is reproduced with a detailed sizing. It was decided to store the propellant as liquid in a cryogenic tank in order to fit the 6U CubeSat appropriately, since required propellant amount is high and densities of the Krypton and Xenon is quite low. Material selection and required thermal measures were decided by taking into account this situation. Materials discharge chamber, RF coil, ion optics and shell were selected in order to decrease harmful effects of radiation and to provide thermal control. The 3D design of the other components of the propulsion system is representative of the dimensions of commercially available components. The designed propulsion system was shown in the satellite, which is planned to use in lunar mission. Hence, preliminary 3D design of propulsion system and 6U CubeSat were represented.The detail design of each component of this propulsion system, improving the design by concentrating on plasma calculations, testing on ground and completion of final design of the propulsion system are expected as future works. 3D design, material selection, thermal and radiation measures may change in next phases of the design because requirements of the components and their performance values, which can be provided by system, may be changed. 131

Fırlatma Aracı teknolojisi birçok ulus için uzaya özgürce ulaşabilmek adına kritik teknolojilerdir. Uzay, dünya üzerinde birçok ülke için yeni yarış ve savunma alanıdır. Soğuk savaşın başlangıcından itibaren fırlatma araçları daha çok askeri ve gözlem amaçlı uyduların fırlatılması için kullanılmıştır. Ayrıca daha çok devlet amaçlı kullanılmış ve bilim için limitli sayıda kullanılmışlardır. Bahsi geçen dönemde Roket ve uydu teknolojileri geliştirme maliyetleri çok yüksek düzeydedir ve bu durum bu teknolojilerin geliştirilmelerinin kontrolünün daha çok devlette olmasına sebebiyet vermiştir. Fakat günümüzde bu alanlardaki geliştirme maliyetlerindeki azalma ve bu sistemleri daha küçük yapabilme yetilerinin oluşması ile birlikte birçok üniversite ve bu üniversitilerin öğrencileri kendi roket ve uydu sistemlerini geliştirmeye yönelmiştir. Bahsi geçen küçük uydular nano ve mikro uydular olarak adlandırılmaktadır hatta bu uydular sayesinde üniversieteler için geniş bir araştırma alanı oluşmuştur. Uzay teknolojilerine bakıldığı zaman, fırlatma araçları dönemin ihtiyaçlarına bağlı olarak tasarlanmış ve inşa edilmiştir. Günümüzde, nano ve mikro uydularının sahip olduğu artış trendi göstermektedir ki bu uyduların da fırlatma taleplerini karşılayabilmek için yeni sistemlerin tasarlanması gerekmektedir. Bu teknolojik alan şu an tüm dünya için yenidir `Nano-Mikro Uydu Fırlatma Araçları Teknolojileri`. Bu Türkiye için dünyadaki teknoloji trendini yakalamak adına büyük bir fırsattır. Tüm bunlar göz önünde bulundurularak, bu çalışma kapsamında hibrit roket motorlu nano- mikro uydu fırlatma araçlarının kavramsal tasarımını gerçekleyen bir programın kodlanmasına karar verilmiştir. Bu programın doğrulama çalışmaları da yine bu tez kapsamında gerçekleştirilmiştir. Çalışma sonunda bu program ile öncül görev gereksinimlerini analiz etmek amacıyla, hibrit roket motorlu bir fırlatma aracı sistemi tasarlanmıştır. Nano-Uydu Fırlatma aracının kavramsal gösterimi ve bu gösterime uygun hibrit roket motorunun tasarımı, bu programın ana çıktılarıdır. Program kapsamında bazı kullanıcı tanımlı parametereler girilmektedir. Bunlar, fırlatma aracı çapı, boyu ve mümkün olabilen en yüksek anlık itki değeridir. Program önce bu kısıtlara ve görev tanımına göre uygulanabilir bir tasarımın mümkün olup olmadığını tayin etmektedir. Eğer uygulanabilir bir tasarım mümkünse, program fırlatma aracını ve onun motorunu tasarlamaya başlar. Bu çerçevede, kodlar MATLAB ortamında yazılmıştır. Kod uygun fırlatma aracının öncül tasarımını bulmak için birbirini besleyen 6 modülden oluşmaktadır. Bu modüller, sondan başa olacak şekilde sıralanmıştır; Yörünge Modülü, Malzeme Seçimi Modülü, Fırlatma Aracı Geometri ve Kütle Modülü, İtki Ssistemleri Modülü, Kademelendirme Modülü ve Hız Değişimi modülü. Bu modüllerin ana amacı belirtildiği gibi bir fırlatma aracının kavramsal tasarımını oluşturmaktır.Literatürde, bu tarz simülasyon kodları yörünge optimizasyonu üzerine kurgulanmıştır. Bu çalışmalarda, ana amaç istenilen görev kısıtlarını gerçekleyebilmek için belli bir motor tasarımı kullanarak yörüngenin optimizasyonunun gerçekleştirilmesidir. Bu çalışmalardan farklı olarak, şu an anlatılan çalışmada istenilen görev kısıtlarını gerçekleyebilmek için odak alan motorun tasarımı ve optimizasyonudur. Bu çalışma kapsamında yörünge modülü sadece istenilen görev kısıtlarının gerçeklenebilip gerçeklenemediğini kontrol etmek için kullanılmıştır. Ayrıca bir itki sistemi tasarımı kodu kavramsal tasarım koduna entegre edilmiştir. Böylece, eğer tasarlanan araç hedeflenen irtifa ve yörüngeye ulaşamazsa, kavramsal tasarım aracı motorun belli özelliklerini geliştirmek amacıyla itki sistemi tasarım aracını çağırır. Bu özellikler; yanma süresi, anlık itki değeri, yakıt miktarları ve eğer gerekirse tüm sistemdir. Sonrasında kavramsal tasarım aracı tüm sistemi tekrar tasarlar. Bu iteratif süreç uygun fırlatma aracının tasarımının bulunmasıyla beraber sonlanır. Kavramsal tasarım programının algoritması öncelikle itki sistemi tasarım programını çalıştırmakla başlar. İtki sistemi tasarım programında yakıcı-yanıcı yakıt çiftinin performans parameterelerinin hesaplanması gerçekleştirilir ve bu performans parametreleri yukarıda belirtilmiş olan kavramsal tasarım programının alt modüllerini besler. Bu kapsamda itki sistemi tasarım programı belirlenmiş olan yakıcı – yanıcı çifti için en yüksek özgül itki değerinin elde edildiği karışım oranını bulur. Bu değeri bulurken yanma odası sıcaklığı gibi motorun belli başlı özelliklerini hesaplar. Bu hesaplamalar kapsamında yanma odasında gerçekleşen tepkimeleri tepkime kinematiği kapsamında analiz edrek yanma sonucu oluşan ürünleri ve mol sayılarını belirler. Sonrasında yanma odası sıcaklığı ve buna bağlı tüm motor performans parametreleri hesaplanır. Burada çözüm için Gibbs Enerji Enazaltması yöntemi kullanılmaktadır. Sonrasında program ilk modülü olan hız değişim modülünü çalıştırır. Bu modül gerekli hız değişimini bulabilmek için öncelikle hedeflenen irtifadaki dairesel bir yörüngede gerekli olan hızı hesaplar sonrasında bütün sürüklenme, yerçekimi ve itki kayıplarını dahil ederek bir marjin içerisinde toplam gerekli hız değişimini bulur. Bu hesaplamayı yaparken Tsiolkovsky'nin roket denklemini baz alır. Gerekli olan hız değişimi belirlendikten sonar bu değer ve itki sistemi tasarımı programından elde edilen motor performans verileri kullanılarak kademelendirme modülü aracılığı ile kademeler arası en optimum kütle dağılımı hesaplanır. Bu hesaplama yapılırken yapısal kütle oranı için ilksel bir değer atanır. Kademeler arası kütle dağılımı belirlendikten sonra uygun itki değerleri belirlenerek itki sisteminin boyutlandırılması ve tasarımı gerçekleştirilir. Bu aşamada itki sistemi modülü kullanılır. Ardından 4. ve 5. adımlar olarak, belli komponentler için malzeme tercihleri gerçekleştirilerek bütün fırlatma aracının kütlelendirilmesi yapılır. Bu aşamadan sonra final yapısal kütle oranları her kademe için hesaplanır ve ilksel olarak atanan değerler ile karşılaştırılır. Eğer bu karşılaştırmada değerler birbrine yeteri kadar yakın değilse, değerler birbirine yakınsayana kadar program iteratif bir süreç başlatır. Bu iteratif sürecin tamamlanması ile birlikte bütün fırlatma aracının tasarımı tamamlanmış olur. Bütün tasarım verileri yörünge modülüne simülasyon için aktarılır. Yörünge modülü 2 boyutlu bir analiz gerçekleştimektedir. Bu analizleri gerçekleştirebilmek için 3 serbestlik derecesinde harelet denklemleri kullanmaktadır. Bütün kod yazıldıktan sonra çalışırlığının kontrolü için benzer sistemlerin dataları ile karşılaştırılması gerekmektedir. Bu doğrulama çalışması öncelikli olarak itki sistemi tasarım programı için gerçekleştirilmiştir. Bu kapsamda öncelikli olarak NASA tarafından geliştirilmiş olan CEA programının sonuçları ile programın sonuçları karşılaştırılmıştır. Bu karşılaştırma farklı yanıcı – yakıcı çifti karışım oranları için hesaplanan özgül itki değerleri için yapılmıştır. Elde edilen veriler grafik haline getirilerek üst üste getirilmiş ve birbirine olan yakınsamaları değerlendirilmiştir. Aradaki farklılıkların sebepleri yorumlanmıştır. Sonrasında aynı program aracılığı ile elde edilen itki zaman grafiği PARS Roket Grubu tarafından çalışmanın yazarı ile birlikte geliştirilen labaratuvar skalasındaki bir hibrit roket motorunun sıcak akış denemesi sonucu ile karşılaştırılmıştır. Bu sıcak akış denemesindeki kütle debisi gibi real datalar programa aktarılarak bir itki zaman grafiği oluşturulmuş ve grafik test sonucu elde edilen grafikle karşılaştırılarak sonuçları değerlendirilmiştir. Bu çalışmanın akabinde kavramsal tasarım programının kütlelendirme ve yörünge modüllerinin validasyonu gerçekleştirilmiştir. Kütlelendirme modülünün doğrulama çalışması için literatürden bir hibrit roket motorlu nano-uydu fırlatma aracı çalışmasındaki değerler baz alınarak program kapsamında benzer tasarım elde edilip edilmediği ve değerlerin elde edildiği çalışmadaki tasarlanmış olan fırlatma aracının kütle değerlerine ne kadar yakınsandığı değerlendirilmiştir. Aynı zamanda bir katı yakıtlı fırlatma aracı olarak Minotaur da bu doğrulama çalışması kapsamında değerlendirilmiş ve elde edilen sonuçlar Minotaur'un Kullanıcı Manual'indeki verilerle karşılaştırılmıştır. İki doğrulama çalışmasının sonuçları arasındaki farklar değerlendirilerek nedenleri açıklanmıştır.Yörünge modülü doğrulama çalışmaları kapsamında VEGA LV baz alınmıştır. Bu fırlatma araçları kontrollü yörünge tasarımlarına sahip oldukları için belli başlı bazı farklıklıklar gözlemlenmiştir.Ancak yapılan doğrulama çalışması kapsamında bu farklılıklar gözardı edilerek değerlendirmeler gerçekleştirilmiş ve böylece modülün kendi şartları kapsamında ne kadar yakınsayabildiği değerlendirilmiştir. Yörünge Modülünün de doğrulaması gerçekleştirildikten sonra son olarak program ile 60 kg faydalı yükü 300 km irtifaya taşıyabilecek olan bir fırlatma aracının tasarımı yapılmıştır. Launch Vehicle technology is a critical technology for many of nations to reach space freely. Space is new `racing` and `defense` area for the most of the countries on the earth. Launch Vehicles were used to transport the military and observational satellites from the beginning of the cold war. They were used mainly for governmental purposes and limitedly for science. Rocket and satellite technologies were extremely expensive to develop in that era, hence these technologies were under the control of governments. However nowadays, decreasing on the development cost on satellite and rocket technologies and ability to scale them to smaller size with the same mission requirements lead many universities and their students to develop rocket and satellites on their own.These small satellites are called as nano and micro satellites, moreover they create a wide range of experimental researches for universities. When the space history is analyzed, a variety of launch vehicles systems are developed according to mission requirements. Today, according to trend of the nano – micro satellites, there should be new launch vehicle systems to meet with the nano- micro satellite developers demands. This technological area is new for the world. `Nano – Micro Satellite Launch Vehicle Technology area`. This is great opportunity to catch world's technological trend on this area for Turkey. As a result of this situation, a conceptual design tool is developed and verified for hybrid rocket engine powered nanosatellite launch vehicles according to purpose of this study. At the end of this study, a hybrid rocket launch vehicle system (PANUFA) is designed for preliminary mission analysis with this tool. A conceptual layout of nanosatellite launch vehicle and its hybrid rocket engine are the main outputs of this tool. There are some user defined limitations such as diameter, length and maximum available instantaneous thrust. According to these limitations and the mission requirements, tool is firstly checking the whether a feasible design is possible. If a feasible design is possible, tool starts to design the launch vehicle and its required hybrid motor. In this frame, a code has been written in MATLAB. This code consists of 6 modules which are feeding each other to find the preliminary design of the launch vehicle which is meeting with the user limitations. These modules are listed from last module to first one: Trajectory Module, Material Selection, LV Geometry - Mass Model, Propulsion System Module, Staging Module, ΔV Module. These modules are mainly for creating a conceptual design of nanosatellite launch vehicles. In literature, these type of simulation codes are based on the optimization of the trajectories. In these studies, the main objective is optimizing the trajectory to achieve mission targets using a certain motor specifications. Unlike to these studies, the current study is focusing on designing and optimizing the propulsion system to achieve the mission targets. The trajectory module is just used for checking whether the vehicle design is reaching to targets and additionally a propulsion system design tool is integrated to this conceptual design tool. Thus, if the designed vehicle is not capable to reach the targeted mission orbit, the conceptual design tool is calling the propulsion system design tool to improve the motor specifications which are burn time, instantaneous thrust ,propellant amounts and if required complete system. Then conceptual design tool redesign the launch vehicle. This iteration process is ending with the proper launch vehicle and motor design. The algorithm of the tool start with firstly the propulsion system design tool which is creating the performance parameters of the propellant combination and these parameters are feeding the conceptual design tool modules. Secondly, according to the mission requirements, the required velocity change is calculated with ΔV Module via employing the Tsiolkovsky's Rocket Equation then the staging optimization module runs to find the optimum mass distribution along the stages according to initial structural mass ratios. In this module, the performance parameters of the propulsion system design tool is used. The next step is defining the propulsion system requirements of the launch vehicle then sizing the motor according to these requirements. This step is realizing by the propulsion system module. The fourth step is mass determination of each system according to material selection of the user then the recalculating the structural mass ratios for each stages. If the initial and final structural mass ratios are not close enough to each other, tool iterates this procedure till these initial and final ratios converge to each other. Finalization of these fourth and fifth steps mean that the launch vehicle conceptual design is created. All these design information is transferred to trajectory module to simulate the design trajectory of the vehicle. The whole algorithm of the tool can summarized as above. The validation of the mass and trajectory modules are realized via comparing with the VEGA Rocket information. Finally a hybrid rocket nanosatellite launch vehicle is designed to carry a 60 kg payload to 300 km altitude. 182

Şu anda dünya çapında tam kapasite ile çalışan ya da kurulum aşamasında olan 4 küresel (GPS, GLONASS, Galileo, BeiDou) ve 2 bölgesel (QZSS, NavIC/IRNSS) uydu tabanlı konumlama sistemi bulunmaktadır. Tüm bu sistemleri ifade etmek için GNSS (Global Navigation Satellite Systems) kısaltması kullanılmaktadır. GNSS; uzay segmenti, kontrol segmenti ve kullanıcı segmenti olarak adlandırılan üç bileşenden oluşur. GNSS'de alıcının pozisyonu, uydulardan iletilen konumlandırma sinyallerinin yayılma süresi ölçülerek hesaplanır. Alıcı, kendi 3 boyutlu konumunu doğru olarak hesaplayabilmesi için en az 4 uydunun konumlama sinyallerini yakalamalıdır. Küresel sistemlerde kullanılan yaygın yörünge türü MEO iken, bölgesel sistemlerde genellikle GEO ve IGSO tercih edilmektedir. Saatler ve radyo navigasyon yükleri, konumlandırma uydularının en kritik alt bileşenleridir. Navigasyon uydu sistemleri ağırlıklı olarak L-bant sinyallerine dayanır. Küresel olarak dağıtılan yer segmentine sahip GPS ve Galileo hariç, her bir sistemin yer istasyonları ait olduğu ülke topraklarında yer almaktadır. Uydu tabanlı konumlama sistemlerinin tamamı hem sivillere hem de askeri kullanıcılara hizmet sağlamaktadır. Türkiye'nin mevcut durumu, bir uydu konumlandırma sistemi kurabileceğini ortaya koymaktadır. Bu çalışmada, mevcut sistemlerin fayda-maliyet analizi ve Türkiye'deki eğilim dikkate alınarak yeni bir konumlama uydu sistemi tasarımı önerilmiştir. Kurulum maliyetlerini azaltmak ve Türkiye'nin konumlama gereksinimlerini karşılamak için bölgesel bir uydu sisteminin daha uygun olduğuna karar verilmiştir. GEO için geliştirilen uydu yapılarının yanı sıra, önerilen sistemin konumlama uydularının yapımında CubeSat platformları da tercih edilebilir. TÜRKSAT iletişim uyduları konumlama uydu takımının bir parçası olmaya elverişlidir. QZSS, uydu takımı tasarımında örnek alınabilecek en uygun sistemdir. Bu etkenler gözetilerek, TÜRKSAT GEO uyduları ve 4 quasi-zenith IGSO uydudan oluşan bir uydu takımı tasarımı önerilmiştir. Sistemin verimliliği, İstanbul'daki bir hedef alıcı için Hassasiyet Kaybı (DOP) değerleri hesaplanarak değerlendirilmiştir. Başlangıçta tasarlanan sistemin DOP değerleri yüksek olduğundan yeterli doğruluk elde edilememiştir. Bu yüzden, IGSO uyduların yörünge eğikliği ve yörünge basıklıkları daha az DOP değeri elde etmek için değiştirilmiştir. Son uydu takımı tasarımında, DOP değerleri azaltılmış; konumlandırma doğruluğu performansı azaltılarak iyi kategoriye yükseltilmiştir. Currently, there are 4 global (GPS, GLONASS, Galileo, BeiDou) and 2 regional (QZSS, NavIC/IRNSS) positioning satellite systems around world operating with full capacity or in installation phase. The acronym used to phrase all of these systems is GNSS (Global Navigation Satellite Systems). GNSS consist of three elements called as space segment, control segment and user segment. In GNSS, the position of the receiver is calculated by measuring the propagation time of positioning signals transmitted from the satellites. The receiver must simultaneously capture the positioning signals of at least 4 satellites to be able to calculate its accurate position in 3D. The common orbit type used in global systems is MEO while GEO and IGSO are generally preferred in regional systems. The clocks and radio navigation payloads are the most critical subcomponents of positioning satellites. Navigation satellite systems predominantly rely on L-band signals. Except GPS and Galileo which have globally distributed ground segment, each system's ground stations are located in the territory of belonging country. All of the navigation satellite systems provide services for both civilians and military users. The current situation of Turkey reveals that it is capable of establishing a satellite positioning system. Within this study, a new positioning satellite system design has been proposed considering cost-benefit analysis of existing GNSS and tendency in Turkey. It has been decided that a regional positioning satellite system is more appropriate to reduce establishment costs and meet positioning requirements of Turkey. As well as the satellite buses being developed for GEO, CubeSat platforms can be also preferred to build positioning satellites of the proposed system. TURKSAT communication satellites are available to be part of the constellation. QZSS is the most suitable system to take as an example in constellation design. Regarding these factors, a constellation design consisting of TURKSAT GEO satellites and 4 quasi-zenith IGSO satellites has been proposed. The efficiency of the system has been evaluated by calculating Dilution of Precion (DOP) values for a target receiver in Istanbul. DOP values of the initial design were high and its precision level was not satisfactory. Thus, the eccentricity and inclination parameters of IGSO satellites has been changed to obtain less DOP values. In final constellation design, positioning accuracy performance increased to the good category by reducing the DOP values. 187

Fırlatma araçları ya da taşıyıcı roketler bir ya da birden fazla faydalı yükün dünyanınyüzeyinden uzaya transfer edilmesini sağlayan araçlardır. Genellikle, ticari veyaaskeri uyduların taşınması, meteorolojik gözlemler ve deneysel çalışmalar yapmaklaile görevlendirilirler. Gelişmekte olan teknolojiler ve üzerinde çalışılmakta olanprojeler ile birlikte uzay görevlerinin başarıyla gerçekleştirilebilmesi için yüksekperformanslı ileri teknolojik fırlatma sistemlerine ihtiyaç duyulmaktadır. Günümüzdetek kademeli araçlardan tekrar kullanılabilir araçlara kadar çok çeşitli fırlatmasistemleri bulunmaktadır. Fırlatma araçları fırlatıldıkları platforma göre karadan,denizden ve havadan, boyutlarına göre `small-lift`, `medium-lift`, `heavy-lift` ve`super-heavy lift`, hede?enen faydalı yük yörüngelerine göre yörüngealtı, yörüngesel,ay ötesi ve gezegenler arası olmak üzere pek çok şekilde sını?andırılabilmektedirler.Fırlatma araçlarının kapasitesi ve özellikleri, taşıdıkları faydalı yükün özelliklerine,görevin gerekliliklerine ve hedef yörüngeye göre değişiklik göstermektedir.Bu tez kapsamında, uydu fırlatma araçlarının yörüngesinin benzetiminin yapılabilmesiiçin altı serbestlik dereceli model oluşturulması, bu modelin doğrulanması,doğrulanmış modelin örnek bir fırlatma sistemi üzerinde benzetiminin koşturulmasıve bu sistemin hassasiyet analizi üzerinde çalışılmıştır.Öncelikle, üç boyutlu çizgisel ve dönme hareket denklemleri ve bu denklemleriçin gerekli koordinat dönüşümleri, Euler ve quaternion dönüşümü ve matematikselişlemler gibi alt fonksiyonların bulunduğu kütüphane MATLAB programlama dilindebilgisayar ortamına aktarılmıştır. Bu fonksiyonlara ek olarak, aracın dinamiğinietkileyen atmosfer modeli ve yerçekimi modeli oluşturulmuştur. Atmosfer modeliolarak US Standart Atmosfer Modeli 1976 ve yerçekimi modeli olarak EGM2008modeli kullanılmıştır. Kullanılan atmosfer modeli sadece irtifaya bağlı olarakatmosferik basınç, yoğunluk, sıcaklık ve ses hızı değerlerini vermektedir ve dünyanınyüzeyinden 1000 km irtifaya kadar verileri içermektedir. Bu model oluşturulurken bellibir irtifaya kadar analitik denklemlerden, belli bir irtifa üstü içinde modelin kullanımkılavuzundan elde edilen veriler üzerinde eğri uydurma yönteminden yararlanılarakmodel geliştirilmiştir. Yerçekimi modeli ise ECEF pozisyonuna bağlı olarak ECEFkoordinat sisteminde üç boyutlu olarak yerçekimi ivmesini vermektedir.NASA tarafından altı serbestlik dereceli sistemler için dokümanı hazırlanan farklıyazılımlardan sistem dinamiği çıktılarının elde edildiği veri tabanı kullanılarak geliştir-ilen kodun doğrulanması yapılmıştır. Hareket denklemlerinin ve etkileşimlerinindoğrulanması kapsamında, basit küre, tuğla ve iki kademeli roket olmak üzere üçfarklı model üzerinde gerçekleştirilen dokuz farklı senaryo koşturulmuştur ve çıktılarıkarşılaştırılmıştır. İlk senaryoda, sürüklemesiz bir küre belirli bir yüksekliktenbırakılmıştır ve yerçekimi etkisi ve çizgisel hareket denklemleri doğrulanmıştır. İkinci senaryoda, dörtgen prizma olan tuğla bırakılmış ve dönme hareket denklemleridoğrulanmıştır. Üçüncü senaryoda ise dinamik sönümlemesi olan bir tuğla bırakılmışve ataletsel bağlaşımlar doğrulanmıştır. Dördüncü ve beşinci senaryolarda, düz dünyave sadece irtifaya bağlı değişen yerçekimi modeli bulunan sabit sürükleme etkisindekiküre bırakılmış ve yerçekimi kuvvetinin, integral yönteminin ve dünya dönüsüdoğrulanmıştır. Altıncı senaryoda, sabit sürükleme etkisindeki küre elipsoit şeklindekidünya üzerinde çalışılmış ve dünyanın şekli doğrulanmıştır. Yedinci senaryoda,ekvator üzerinde yerden doğuya doğru bir küre atılarak çizgisel hız doğrulanmıştır vesekizinci senaryoda, bu küre kuzey yönünde atılarak Coriolis etkileri doğrulanmıştır.Son senaryo olan dokuzuncu senaryoda ise iki kademeli bir roket üzerinde çalışılarakkademelendirme ve bütün atmosfer boyunca gerçekleştirilen hareket için doğrulamayapılmıştır.Doğrulanan kod ile daha önce 11 kez kullanılıp bütün görevlerini başarıylatamamlamış Minotaur-I fırlatma aracının benzetimi elde edilmiştir. Minotaur-I,Amerika Birleşik Devletleri Orbital Sciences şirketi tarafından geliştirilen, ilk uçuşunu27 Ocak 2000 tarihinde yapmış, bütün kademeleri katı yakıtlı olan dört kademelive şu anda hala aktif olan bir fırlatma aracıdır. 11 görevin altısı VandenbergSLC-8 fırlatma rampasından, beş görev ise MARS LP-0B fırlatma rampasındangerçekleştirilmiş ve faydalı yüklerin tamamı akçak dünya yörüngesine başarılı birşekilde yerleştirilmiştir. Bu çalışmada, Minotaur-I fırlatma aracının Vandenbergfırlatma rampasından fırlatması gerçekleştirilen 302 kg faydalı yükü 741 km irtifadadairesel yörüngeye yerleştireceği görev seçilmiştir. Bu amaçla, her bir kademeiçin ayrı ayrı aerodinamik modellemesi DATCOM yazılımı kullanılarak yapılmıştır.Aerodinamik model hücum açısı, yana kayma açısı ve Mach sayısı parametrelerinigirdi olarak kullanmaktadır ve sürükleme kuvveti, taşıma kuvveti, yana kaymakuvveti, yuvarlama momenti, yunuslama momenti ve sapma momenti katsayılarınıve bu katsayıların bazı kısmi türevlerini çıktı olarak vermektedir. Kütle, eylemsizlikmomenti, kütle merkezi ve bu parametrelerin değişimleri, fırlatma aracı CATIAprogramında modellenerek bulunmuştur ve meydana gelen değişim, uçuş boyuncatüketilen yakıta göre interpolasyon yapılarak bulunmaktadır. İtki modeli, atmosferikbasınca bağlı değişimleri göz önünde bulundurularak oluşturulmuştur. Oluşturulanalt sistemlerin geliştirilen koda entegre edilmesi ile elde edilen çıktılar sonucundahede?enen yörüngeye ulaşılmıştır ve ilk üç kademenin dünya yüzeyine tekrar düşeceğikonumlar bulunmuştur, bu değerler fırlatma aracının kullanım rehberinden elde edilendeğerler ile karşılaştırıldığında, değerlerin birbiri ile örtüştüğü gözlemlenmektedir.İleride Türkiye' den yapılacak olan atışlar için biri Sinop' ta diğeri Muğla' da olmaküzere iki farklı rampa kullanılabileceği gündeme gelmektedir. Bu nedenle, birebiraynı özellikteki görev için iki ilden atış gerçekleştirilip düşüş noktaları belirlenmiştir.Sinop' tan yapılan atışta bütün kademelerin karaya düştüğü, Muğla' dan yapılan atıştaise ilk kademenin denize diğer kademelerin karaya düştüğü gözlemlenmektedir. İleriteknolojik sistemlerde geliştirilen manevralarla bu kademelerin denize düşmesinin yada bütün kademelerin karaya geri dönüşünün sağlanabileceği değerlendirilmektedir.Son olarak, fırlatma aracının performansını etkileyen parametreler ve bu parame-trelerin aracı nasıl etkilediğini değerlendirmek amacı ile hassasiyet analizi yapılmıştır.Aracın ilk ağırlığı, bütün kademelerin özgül itmesi, manevranın başlama vebitiş zamanı, bütün kademelerin ateşleme zamanları ve manevra açısı değerlerideğiştirilerek araç üzerindeki etkileri gözlemlenmiştir. Elde edilen sonuçlardoğrultusunda, ilk kademenin özgül itme değişiminin, değiştirilen diğer parametreleregöre araç üzerinde daha baskın olduğu görülmektedir. Bütün çıktılar göz önündebulundurulduğunda, aracın herhangi bir özelliği ya da ateşleme zamanı, manevra açısıya da zamanı gibi parametreler üzerinde yapılan değişikliğin aracın performansında veuçuş yolunda kritik önem taşıdığı ve bu değişikliklerin görevin başarısında önemli roloynadığı değerlendirilmektedir. For the purpose of this thesis, a six degrees of freedom trajectory model was developedand verified for launch vehicle systems and an already operated launcher Minotaur-Iwas simulated with this tool. Moreover, the same tool was also used for sensitivityanalysis for several important parameters of the vehicle.Launch vehicles or carrier rockets are used to transport one or more payloadsfrom Earth's surface to space and launch vehicles are used for both commercial ormilitary satellites, meteorological observation, and experimental researches. From thebeginning of the space race, a variety of launch vehicle systems have been developedand operated to reach space, accomplish the assigned mission and gain global prestige.A six degrees of freedom equations of motion model using translational andangular motions was developed with its library functions such as coordinate systemstransformation, mathematical operations, Euler and quaternions transformation,atmosphere and gravity models. US Standard Atmosphere Model 1976 and EGM2008Gravity Model were implemented to use with equations of motion. Nine differentcheck cases data for a simple sphere, brick and two-stage rocket verified byNASA were used for verification of the developed tool. The verification processincluded gravitational, translational, rotational equations of motion, inertial coupling,integration method of differential equations, rotation of the Earth, ellipsoidal Earth,Coriolis effects, staging and entire atmosphere verification steps, respectively. Inaddition to verified library functions and equations of motion with rotating oblateEarth, an example mission of Minotaur-I launch vehicle was simulated. For themodeling of Minotaur-I, CATIA for mass and inertia model and Missile DATCOMfor the aerodynamic model were used and the desired parameters were achieved at theend of the simulation.The sensitivity analysis of some essential parameters for flight path and performance oflaunch vehicles were fulfilled after the successful simulation. The analysis parametersinvolved gross lift-off weight of the vehicle, specific impulse of each stage, pitch-overmaneuver initial and final times, each stage ignition time and pitch-over maneuverangle. The analysis showed that the specific impulse of the first stage is the mostdominant parameter among the whole variables. Overall results demonstrated that evensmall modifications in launch vehicle parameters play a substantial role in launchertrajectory, performance and reliability. 201

SGP4 (Simplified General Propagation 4) algoritması, küp uydu operatörleri tarafındanuyduların gelecekteki konumlarını tahmin etmek için en sık kullanılan yöntemdir. Heruzay cismi için ayrı yayılanan ve günde ortalama birkaç kez güncellenen TLE (Two LineElements) verisi ile kullanılır. TLE verileri, yayınlandıkları anda uydunun yörüngesi hakkında çeşitli bilgiler içerirler.Operatörlerin ihtiyaç duymasına rağmen, ne SGP4 algoritmasında ne de TLE verilerinde, bu algoritmayla yapılan konum tahminlerinin hata payına ait bir veri yoktur. Bu da bu alanda bir çok çalışma yapılmasına sebep olmuştur. Bu çalışmaların çoğu sadece bir ya da birkaç uydu üzerine yapılmıştır. Aynı zamanda çoğunda, uydunun konumuna ilişkin sayısal modelleme, yörünge belirleme ya da alternatif veri kaynakları (gps gibi) kullanılmıştır. Sayısal modelleme ve yörünge belirleme gibi işlemler, her uydu için üzerinde ayrıca çalışılması gereken ve yüksek işlem gücü gerektiren yöntemlerdir.Alternatif veri kaynakları kullanımı da benzer şekilde her uydu için (özellikle bu tezin kapsamı olan küp uydular için) çoğu zaman ulaşılabilir değildir.SGP4 ile ilgili bir diğer sorun da, veri kayağı olan TLE'lerdeki bozukluklardır. Zaman zaman hatalı gözlem gibi sebeplerle yanlış TLE verileri yayınlandığı bilinmektedir.Yanlış TLEler, arşivlerden de silinmemektedir. Yanlış TLE'lerin belirlenmesi hem hata analizleri hem de yörünge tahminleri için önemlidir.Bu tez kapsamında ilk olarak küp uydulara ait TLE'ler üzerine çalışma yapılmıştır.Öncelikle, belirlenen tarihlerde yörüngede olan ve Celestrak (TLE yayımlayan bir kurum) tarafından küp uydu olarak tanımlanmış tüm uyduların (82 adet) üç farklı zaman aralığında 45'er TLE'leri test havuzu oluşturmak üzere kaydedilmiştir. Bu TLE'ler kullanılarak, tekrar eden TLE'lerin (bir yörünge turu tamamlanmadan aynı uydu için tekrar yayınlanan TLEler) adet ve oranları raporlanmıştır. Tekrarlanan TLE'lerin genel sebebi, TLE verisindeki bir elemanın güncellenmesidir.Bozuk TLE'lerin tespiti için, tutarlılık üzerine kurulu bir yöntem uygulanmıştır.Manevra yapmayan uzay cisimleri için olağan ve hatasız durumlarda, yayınlanma tarihleri birbirine yakın olan TLE'ler arasında SGP4 ile tahmin yapıldığında oluşan pozisyon farkının az olması beklenmektedir. İncelenen TLE ile bir önceki ve sonrakiTLE arasındaki farklar, önceki ve sonraki TLE'nin kendi aralarındaki farklarıyla karşılaştırılmıştır. Eğer önceki ve sonraki TLE'ler arasında daha az fark varsa, normal şartlarda ara eleman olması gereken TLE, elde edilen sonuçlara göre ikisine de uzaksa o TLE tutarlılık testinde başarısız olmuştur. Bu test, her TLE için birer, ikişer ve üçer önceki ve sonraki TLE çiftleri kullanılarak üç kez uygulanmıştır. Üç testte de başarısız olmayan TLE'ler `mükemmel`, sadece bir testte başarısız olan TLE'ler `kabul edilebilir`, iki veya üç testte başarısız olan TLE'ler ise `kötü` olarak sınıflandırılmıştır.Mükemmel, kabul edilebilir ve kötü TLE'lerin adet, oran ve uydulara dağılımları raporlanmıştır. Tezin geri kalan çalışmalarında kötü TLE'ler filtrelenmiştir, analizlerden çıkartılmışlardır.Bu tezde gerçekleştirilen bir diğer çalışma, SGP4 algoritmasının cubesatlar üzerinde genel performansının incelenmesidir. Performans, zamana bağlı hata gelişimi olarak raporlanmıştır. Hata gelişimi gözlemlemek için, geçmiş TLE'ler kullanılmıştr. TLE'ler yayınlandıkları anda doğru (gözlem verisi yerine) kabul edilmişlerdir. Önceki paragrafta açıklanan 45'erlik her TLE setindeki tüm TLE'ler, birbirlerinin yayınladıkları zamana kadar SGP4 ile yürütülmüş ve oluşan farklar kaydedilmiştir. Oluşan farklar hem net fark olarak raporlanmış, hem de 36 diğer koordinat sisteminde izdüşümleri incelenmiştir. Bu sayede, SGP4 ile küp uydu yörünge simülasyonları yapılırken bir günde hangi koordinat düzleminde ne kadarlık hata payı beklenebileceği ile ilgili bilgi verilmiştir.Sonraki bölümde ise, her uydu için zamana bağlı hatanın boyutunu tahmin etmek için benzer iki yöntem test edilmiştir. ˙Iki yöntemde de geçmiş TLE'ler kullanılarak her uyduya özel hata gözlemleri elde edilmiş ve bu gözlemler en küçük kareler yöntemiyle gelecek hataları tahmin edecek denklemleri oluşturmuştur. Birinci ve ikinci derecedenpolinomlar ile üssel denklem kullanılmıştır. Denklemler hem net hata büyüklüğü için, hem de TEME, RSW, NTW ve PQW koordinat sistemlerinin eksenlerinde oluşturulmuştur. Her test için en iyi denklem ortalama karesel hatanın karekökü değerlerini karşılaştırarak, en küçük olanın seçilmesiyle belirlenmiştir. Hata boyutu tahmin etmek için kullanılan ilk yöntemde doğrudan hata tahmini yerine %95 güven aralığı yöntemi kullanılarak minimum ve maksimum hata tahminlerinde bulunulmuştur.İkinci yöntemde ise doğrudan hataların boyutu tahmin edilmeye çalışılmıştır.İlk yöntemin verimli çalıştığını söyleyebilmek için makul boyda aralıklar belirtmesi ve bu aralıkların da gelecek hataları içermesi gerekmektedir. Ancak süreç analizi yapıldığında bu iki kriter aynı anda karşılanamamıştır. İkinci yöntemle ise başarı sağlanmış, testlerin çoğu için hata makul yakınlıkta tahmin edilebilmiştir. Hatayı makul yakınlıkta tahmin edebilmek için ideal olan TLE geçmişi uzunluğu da raporlanmıştır.Sonuç olarak, yörünge belirleme veya sayısal modelleme kullanmadan, sadece halka açık yayınlanan TLE'ler işlenerek bir hata tahmini yöntemi sunulmuştur.Son olarak, hata eğilimi fark etme ve kaldırma yöntemiyle SGP4 doğruluğunun arttırılması üzerine çalışma yapılmıştır. Literatürdeki bir çok çalışmada, bu tezde de gösterildiği gibi SGP4'ün hatalarının simülasyon süresi arttıkça büyüdüğü ve bu büyümenin genellikle rastgele değil bir yöne doğru olduğu gözlemlenmiştir. Hatanın büyüme hızı ve yönü genellikle tüm uydularda farklıdır. Hata eğilimi fark etme ve kaldırma yöntemi, bu yönlü hataları tespit ve tahmin ederek yörünge tahminlerinin doğruluğu arttırmayı amaçlar. Hata tahmini yöntemine benzer şekilde, tüm TLE setleri kullanılarak gelecekteki hataların boyunu ve yönünü tahmin eden denklemler 36 farklı yörünge elemanında ve koordinat ekseninde oluşturulmuştur. Bu yöntemin uygulanabilmesi için, rastgele hatalar ile sistematik (bir yöne eğilimli) hata artışlarının birbirlerinden ayrılmaları gerekir. Bu ayrımı yapmak için, %95 güven aralığı yöntemi kullanılmıştır. Eğer herhangi bir yörünge elemanı ve yürütme süresi için hesaplanan minimum ve maksimum hata tahminleri aynı işarete sahipse, hatanın o yönde sistematik arttığı kabul edilmiş ve SGP4 algoritmasının sonuçları o hatayı geri kaldıracak şekilde değiştirilmiştir. Değiştirilen sonuç ve orijinal sonuç, hedeflenen zamana ait doğru konumla (her TLE yayımlandığı anda doğru kabul edilmiştir) karşılaştırılmış ve değiştirilen sonuç daha yakın ise süreç başarılı olarak raporlanmıştır. Hata düzeltme işlemi için süreç analizi yapılarak, işlemin başarı oranının, hata tespit etme ve düzeltme oranının çeşitli parametrelere ilişkisi incelenmiştir. Bu parametreler verimli kullanıldığında bazı yörünge elemanları için %99'dan yüksek başarı oranlarına ulaşılabildiği görülmüştür.Özetle bu çalışmada, cubesatlar için yayınlanan TLE'ler tutarlılık ve tekrar durumları için incelenmiş, SGP4'ün günlük hata artışı farklı koordinat sistemlerinde raporlanmış, hata tahmini ve düzeltilmesi için yayınlanan TLE'ler dışında hiçbir veriye ihtiyaç duymayan yöntemler sunulmuştur. SGP4 (Simplified General Perturbations 4) algorithm is commonly used to predict future positions of satellites. TLE (Two Line Elements) data is used as a data source for SGP4. TLEs give information about the orbital parameters of a particular space object and usually updated a few times a day and published for almost all earth orbiting objects.Even though satellite operators needs error estimations in real life, neither SGP4 nor TLE come with a metric or parameter for estimating propagation accuracies. This situation lead to a lot of studies on SGP4 error evolution. Most of these studies are done for only one or a few satellites. Also, in most of them, numerical modeling, orbit determination or outside data sources are used to obtain desired results. Those methods require a study on each satellite separately and also require significant computing power. Outside data sources might not be available (especially for cubesats) for all space objects. Another problem with SGP4 is about TLEs. It is known that some TLEs are not efficient (due to reasons like observation errors) to be used in future propagations. Those problematic TLEs do not get removed from TLE archives even when they are detected. Therefore, detecting wrong TLEs is crucial for orbit propagations and error analysis on SGP4.First study in this thesis is about cubesat TLEs. Using Celestrak's categorical TLE lists, a total of 11070 TLEs are obtained for 82 different cubesats. Two different methods are used to detect problematic TLEs. Outlier TLEs are detected with a piecewise TLE consistency approach, comparing a TLE's propagation residuals to three past and three future TLEs. TLEs are classifed as perfect, acceptable and bad. Also, repeating TLEs are detected. If a new TLE is published again for satellite even before one orbit period duration, those TLEs are marked as repeating TLEs. Repeating TLEs mostly occur due to an update on an element. Older one of repeated TLEs and bad TLEs are removed from test pool.Secondly, a general overview of SGP4 propagation performance for cubesats is given. SGP4 performance is reported as error evolution by propagation duration. Historical TLE data is used to obtain error growth statistics. TLEs are accepted as true positions (observations) at their epochs. All TLEs for each satellite are propagated to all available future epochs' and error residuals are saved. Residuals are reported as total magnitude and also they are converted into 36 different coordinate elements. At the end, this chapter provides information about how much error growth can be expected in a coordinate element in a day when predicting future positions of cubesats with SGP4.Moreover, two methods are presented to estimate error growth for each satellite. Both methods rely on historical TLE data. Using historical TLEs, pseudo error observations are obtained. Error growth with respect to propagation duration is fit into first and second order polynomials and exponential equation. Error estimation equations are created for magnitude of error growth and it's residuals at RSW, NTW, TEME and PQW coordinate systems. For each test case, best type of equation is determined by comparing root mean squared errors. Equation with smallest root mean squared error is chosen. In the first method for error estimations, rather than obtaining a direct result for error magnitude, lower and upper bounds are created using 95/% confidence intervals. For the second method, a direct error estimation is done. Success criteria are defined for both methods. For the first method, two criteria are defined. Lower and upper error bounds must include real (observed) error and they should be small enough to be meaningful for satellite operators. For the second method, only success criteria is obtaining a result that is sufficiently close to real errors. A trend analysis is done on those success criteria with respect to propagation duration, fit span duration, number of TLEs used in fit span and goodness of fit parameter. Two criteria of first method was not satisfied at the same time. On the other hand, with second method it was possible to get reasonably close error estimations for half of the cases. Finally, a state of art bias detection and correction method is presented to increase SGP4 propagation accuracy. SGP4 suffers high error growth, especially for cubesats. Many studies on SGP4 note that error growth of SGP4 propagation is proportional to time and experiences a systematic growth in one direction, instead of being random. A bias detection method is necessary to automate bias detection. A bias detection concept is developed using 95/% confidence intervals. If error estimation lower and upper bounds for a coordinate element for each test case have the same sign (both positive or negative), that case is marked as biased. Whenever a bias is detected, SGP4 propagation results are modified with the error estimation. If the modified result is closer to the truth (TLE at that epoch) than the original SGP4, then that case is marked as successful and error reduction amount is reported. Using all the TLEs in the test pool, 34915272 different tests are done for 82 satellites and 36 coordinate elements for bias detection and correction. Most tests are done for propagations less than 15 days. Bias detection, error reduction and success rates of operation is investigated with a detailed trend analysis. It is shown that with an educated selection of certain parameters, it is possible to systematically increase SGP4 propagation with very high success rates.In conclusion, this thesis includes a study on TLE health, a look-up information chapter for daily SGP4 error growth, two methods to estimate future prediction uncertainties, a state of art method to detect and correct systematic (biased) error growths of SGP4 cubesat propagation. All these methods are supported with detailed trend analysis to obtain most efficient outcomes. All methods are tested for whole cubesat catalog. All methods use only publicly released TLEs, therefore they do not need outside data sources, orbit determination or numerical modeling like most studies require in the literature. 75

Ufak uydulara olan ilginin artmasıyla birlikte onlardan beklenen becerilerde artmaktadır. Bundan bir kaç onsene önce, ton ağırlığındaki uydular ile başarılan görevleri günümüzde Micro ve Nano boyutlardaki uydular ile başarmak mümkündür. Nano uydular iletişim ve yer gözlem gibi görevlerde kullanılmaya başlamıştır. Özellikle nano boyutlardaki uydularda 2012 yılı itibari ile uzaya gönderilmiş uydu sayısı yaklaşık 7 katına çıkmıştır. /cite{cho} Bunun en temel nedeni nano boyutlardaki uyduların üniversite bünyelerinde geliştirebilecek kadar uygun maliyette olmasıdır. Düşük maliyetler bir çok üniversitenin kendi küp uydusunu geliştirmesine olanak sağlamış ve ayrıca nano boyutlardaki uydular için alt sistem geliştirilmesini tetiklemiştir. Böylelikle küp uyduların kabiliyetleri artmaya başlamıştır. Bu gelişmeyle paralel olarak bu uydularda daha hassas yönelim belirleme ve kontrol sistemi ihtiyaci doğmuştur. Nano uydularda yönelim kontrolü için genellikle manyetik eyleyiciler ve reaksiyon tekerleri kullanılır. Bunun yanında uydunun yönelimini belirlemek için güneş sensörleri, ufuk sensörleri, manyetometreler ve jiroskoplar sıkca kullanılmaktadır. Bu sensör grupları birlikte kullanıldığında yaklaşık 0.5 derece hassasiyet ile yönelim tespit etmek mümkündür. Fakat yakın zamana kadar yıldız tarayıcılar bu sensör takımına dahil olamamıştır. Yıldız tarayıcı sistemleri yüksek maliyetleri, ağırlıkları ve yüksek güç enerji tüketimi gibi dezavantajları nedeni ile nano uydularda kullanılması pek mümkün olmamıştır. Fakat yüksek ışık hassasyetine sahip kameraların ve görüntü işleme yapabilecek bilgisayarların ucuzlaması ve boyutlarının küçülmesi ise nano uydularda kullanılabilecek boyutlarda yıldız tarayıcılar yapmak mümkün hale gelmiştir. Günümüzde piyasada nano boyutlardaki uydularda kullanılabilecek bir kaç farklı yıldız tarayıcı seçeneği mevcuttur. Bunlardan bölüm 1 de bahsedilmiştir ve tablo 1.1 de sıralanmıştır. Nano boyutlardaki uydularda da kullanılabilecek boyutlardaki yıldız tarayıcıların hali hazırda maliyetleri yüksek olsa da, yıldız tarayıcılarda kullanılan komponentlerin ulaşılabilirliğinin artmasıyla fiyatları düşmektedir.Güneş sensörleri, ufuk sensörleri ve manyetometreler çalışma prensipleri gereği tek bir yönelim vektörü sağlarlar. Oysa 3 eksende yönelim bilgisi için en azından 2 adet yönelim vektör bilgisi gerekmektedir. Bu durumun üstesinden gelmek için bu sensörler bir arada kullanılırlar. Bu durumda bile her sensörden sürekli yönelim bilgisi alınamamaktadır. Örneğin güneş sensörünün bir yönelim bilgisi sağlayabilmesi için kamerasının güneşi görüyor olması gerekmektedir. Bu durum ufuk sensörleri içinde geçerlidir. Manyetometreler ise sürekli yönelim bilgisi sağlayabilmesine rağmen sağladığı yönelim bilgisinin doğruluğu diğer sensörlere göre düşüktür. Kalman filtresi/cite{kalman} gibi filtreler kullanarak yeterli sayıda vektör bilgisi olmadığı durumlarda da yönelim bilgisi kestrimi yapılabilir. Fakat filtrenini sağladığı yönelim bilgisi doğruluğu, yeterli sayıda vektör bilgisi sağlanamadığı sürece düşmektedir. Ayrıca uydu dünyanın gölgesine girdiğinde güneş sensörü ve ufuk sensöründen yönelim bilgisi alınamyacak ve uydunun 3 eksende yönelim bilgisi, gölge süresince filtreler yardımı ile kestrilirken, doğruluğu düşecektir. Yıldızların bir kamera yardımıyla tespiti prensibi ile çalışan yıldız tarayıcılar, bozucu ışık etkilerinin olmadığı ortamlarda daha yüksek sayıda yıldız tespit edebildiği için daha iyi sonuçlar verebilirler. Bu nedenle uydu gölgede iken, kameranın görüş açısının güneşe veya dünyaya yakın olduğu durumlara göre daha kullanılabilir yıldız resimleri çekilebilecek ve daha çok sayıda yıldız tespit edebilecektir. Bu özelliği sayesinde yıldız tarayıcılar diğer sensör takımlarına tamamlayıcı sensör olarak kullanılmaya çok uygundurlar.Yıldız tarayıcıların bir diğer avantajı ise tek başlarına 3 eksende yönelim bilgisi sağlayabiliyor olmalarıdır. Diğer yönelim belirleme sensörleri ile kıyaslandığında, 3 eksende yönelim bilgisi elde etmek için en az 2 sensörden yönelim bilgisine ihtiyaç duyulurken, yıldız tarayıcılar tek başlarına bu bilgiyi sağlayabilmektedirler. Örneğin güneş sensöerü güneşin kendi eylem takımına göre yönelimini verirken tek vektör bilgisi sağlamkta, ufuk sensörü ise Dünyanın ufkunu tespi ederken yine tek vektör sağlayabilmektedir. Oysa yıldız tarayıcı çektiği resimdeki yıldızlar ile katalogundan eşleştirebildiği her yıldız bir yönelim vektörü bilgisi sağlamaktadır. Bu sayede yönelim tespi algoritmasına sadece yıldız tarayıcıdan gelen yönelim vektörleri sokulup yüksek hassasiyet ile yönelim bilgisi elde edilebilmektedir. Yıldız tarayıcının yönelim bilgisi sağlamasına engel olan en önemli unsur diğer ışık kaynaklarından gelen ışığın görüntüleyici üzerinde oluşturduğu gürültüdür. Örneğin güneşin, yıldız tarayıcıda kullanılan kameranın görüş açısına yaklaştığı durumda güneşden gelen ışınlar görüntüleyici üzerine düşmeye başlayacak ve resimdeki gürültüyü arttıracaktır. bu durum kameranın görüş açısında dünyanın olması durumunda da geçerlidir. Bu durumun üstesinden gelebilmek için kameralara buffle takılarak ışık gürültüleri minmuma indirilmeye çalışılır. Ayrıca kameraların görüş açıları diğer kameralara göre daha düşük tercih edilir böylece çekilen resimin gürültülü olma oranı düşürülür. Bunun dışında sadece yıldız tarayıcı kullanarak yönelim belirleme konusunda çalışmalarda bulunmaktadır/cite{onlystar}.Bu tezde bu durumlar göz önüne alınarak, düşük güç tüketimine sahip olan ve bir küp uyduda rahatlıkla kullanılabilcek boyutlarda bir yıldız tarayıcı için ön çalışma gerçekleştirilmiştir. Bu çalışma kapsamında öncelikle yıldız tarayacının yerde test edilmesinin sağlanabilmesi için yıldız kamerasının çektiği resimleri benzeten kullanıcı dostu bir simulasyon ortamı geliştirilmiştir.Simulasyon ortamı Unity /cite{unity} motorunu kullanarak geliştirilmiş ve programlama dili olarak $c/#$ kullanılmıştır. Gökyüzü resimleri oluşturulurken `Yale Bright Star Catalog`/cite{yale} kullanılmıştır. Bu katalogun tercih edilmesinin nedeni içerdiği yıldız sayısının makul sayıda ve belli bir ışık düzeyinin üstündeki yıldızları barındırıyor olmasıdır. Katalog ismindende anlaşıldığı gibi sadece dünya üzerinde gözle görülebilecek parlaklığa sahip yıldızları barındırmaktadır.Simulasyon ortamı farklı ışık hassasiyetine sahip görüntüleyicileri benzetebildiği gibi, çekilen resimlere istenen oranda gürültü eklenmesinede olanak sağlamaktadır. Uzayda istenen noktanın resmini oluşturabilen bu simulasyon ortamının en önemli özelliği, belirlenen açısal hızlar ile yıldız tarayıcı uydu gövdesinde dönüyormuş gibi davranabiliyor olmasıdır. Yerde gerçek gökyüzünü izleyerek gerçeklenmesi güç bu durumu simulasyon ortamı sayesinde kolayca benzetilebilmektedir. Bu açısal hareketi sağlayabilen benzetim ortamı özellikle yıldız takip algoritmalarının denenmesinde kullanılabildiği için değerlidir.Simulasyonda üretilen resimler algoritmaların denenmesinde doğrudan kullanılabileceği gibi gerçek bir yıldız tarayıcı kamerası ile fotoğraflanarak doğrudan yıldız tarayıcının performansıda test edilebilmektedir. Bu simualasyon ortamı henüz güneş ve dünyanın oluşturacağı gürültüyü benzetemesede bu geliştirmede planlar içinde bulunmaktadır. Simulasyon ortamının bir diğer özelliği ise çekilen gökyüzü resminin hangi görüş açısına sahip bir lense sahip kamera ile yapıldığını ayarlamanıza izin veriyor olmasıdır. Bu sayede farklı görüş alanları ile reim oluşturulup, aralarında performans değerlendirmesi yapılıp optimal bir görüş alanı tespi edilmesine de olanak sağlamaktadır.Bu çalışmada ikinci aşama olarak geliştirilen simulasyon ortamı yardımı ile farklı kamera özellikleri ve gürültü oranlarını benzeterek üretilen gürüntüler bir monitör üzerinden resmedilmiştir. Kameranın oluşturduğu resimler üzerinde öncellikle eşikleme algoritmları uygulanmış. Peşinden merkezleme algoritması çalıştırılarak yıldızların oluşturulan resim üzerinden hassas konumları tespit edilmiş ve en son olarak katalogdaki yıldız takımları ile karşılaştırılarak, yıldız tespit algoritmaları denenmiştir. Katalog ile çekilen yıldız resimlerindeki yıldızları eşleştirebilmek için, kullanılacak algoritmaya uygun bir veri tabanı oluşturulması gerekmektedir. Algoritmaların çalışma prensibleri gereği genellikle katalog ile resimdeki yıldızlar eşeltirilirken, yıldızlar arasındaki mesafeler ve açılar kullanılmaktadır. Kullanılan algoritma benzersiz üçgen yıldız gruplarını eşelştirme prensibi ile çalıştığından veri tabanında bir üçgeni tanımlamaya yeticek şekilde iki mesafe ve bir açı bilgisi bulunmaktadır. Bu çalışma kapsamında makul sayıda üçlü yıldız grubunu temsil eden veri grupları kataloga eklenmiştir. Bu sayede algoritmaların testi için yeterli sayıda eşleşme yapılabilecek yıldız sayısına ulaşılmıştır. Yıldız tespit ve takip algoritmaları benzetim ortamı yardımı ile oluşturulmuş ve kamera ile resmedilmiş görüntüler üzerinde denenmiş ve performans değerlendirilmesi gerçekleştirilmiştir. Yıldız tespit algoritmasında üçgen tabanlı bir tespit algoritması geliştirilip uygulanmıştır. Bu olgoritmanın tercih edilmesinin nedeni basit ve kolay takip edilebilir olmasıdır.Bu nedenle başlangıç algoritması için uygun görülmüştür. Bu tespit algoritması yardımı ile bulunan yönelim bilgisinin doğruluğu değerlendirilmiş ve sonuçlar tezin son bölümünde sunulmuştur.Testlerde doğrudan benzeti ortamının ürettiği resimleri kullanmak yerine kamera ile bu görüntülerin fotoğraflanması yolu tercih edilmiştir. Yıldız tarayıcı kamerası olarak da Raspberry Pi NOIR Camera V2 kullanılmıştır. Bu kameranın testler için seçilmiş olmasının nedeni Raspberry Pi geliştirme kartıyla kolay şekilde entegre edilip kullanılabilir olmasıdır. Kameranın özellikleri bir yıldız tarayıcıda kullanılan kamera özelliklerinden farklı olsada testler için yeterli görülmüştür. Algoritmalar Python dili ile Raspberry Pi geliştirme kartı üzerinde ve masaüstü bilgisayarda geliştirilip denenmiştir. Test ortamında istenilen sonuçlar alınmış ve algoritmalarda bazı düzeltmeler sonraki çalışmalar olarak öngülmüştür. With increasing interest to the small satellites, the capabilities demanding from them also increasing. For several years now, the missions can be performed with about thousand kilogram satellites, can be accomplished with micro and nano satellites nowadays. Especially the number of nano satellites that send to space is increased 7 times in 2012. [5] Primary reason of this is the cost of the nano satellites are decreased to let them be developed in a university. Low cost of a small satellites lead up to many universities to develop their own Cubesat and stimulate the development of subsystems for nano satellites. Thus the capabilities of Cubesats begin to increase. Parallel to this advance, more accurate attitude determination and control required at Cubesats. To compensate this increasing attitude determination requirements, sun sensors, nadir sensors, magnetometers and gyros are used many times. However, the star trackers was not a part of this sensor set for a while. Because of their high cost, high mass and high power consumption rates it was not possible to use them on Cubesats. Nowadays it is available a few different start trackers systems can be used in nano satellites. Their cost is already high but with increasing availability of the components used in a star tracker they are becoming cheaper.In this thesis, with taking into account of this situation , a preliminary work has been performed to develop a star tracker with a low power consumption, low cost and low mass for Cubesats. Primarily a used friendly simulation environment developed to simulate the images taken with a star tracker. With using this simulation environment, images with different camera properties and various noise ratios are generated and projected to a screen. The algorithms that will be used are run on this images and the performance of the algorithms monitored. With the help of this simulation environment an efficient star detection algorithm is developed and a preliminary work for star tracking algorithm is performed.As Star tracker camera Raspberry Pi NOIR Camera V2 is used in tests. The reason of choosing this camera for test is its easy integration with Raspberry Pi development board. Although the cameras properties are different from a star tracker camera, it is considered sufficient for tests. The algorithms are developed and tested in Python language on Raspberry Pi board and on a desktop computer. Desired results have been taken in test environment and some improvements in algorithms foreseen as future work. 64

Tez çalışmasında incelenen uydu dizaynı ile Ay yörüngesel görevin konsept, analiz ve karar verme bölümleri yapılmıştır. `Ay yörüngesine, Lazer Projeksiyon teknoloji görev yükü ile bir uydu yerleştirmek` konsepti ile yola çıkılmış, reklam, erken uyarı sistemi, askeri ve sivil havacılık uygulamalı v.b. alanlarda görev icra edebilme hedeflenmiştir. Görevin; `İhtiyaç ve Hedefleri` ile `Gereklilikleri` ortaya konulmuş, `Çalışma Konsepti` belirlenmiştir. Görev yükü , İtki sistemi, Konum Kontrol (ADCS), Güç sistemi, Isıl Kontrol Sistemi, Komuta ve Bilgi İşlem Altsitemi, İletişim ve Yapısal uydu alt sistemleri ayrıntılı incelenmiş ve görev gerekliliklerine göre tasarlanmıştır. Ayrıca; `Fırlatma` ve fırlatma aracı seçme adımlarına değinilmiş, `Türkiye'den fırlatmanın gerçekleştirilip gerçekleştirilemeyeceği` analiz edilmiş ve olası fırlatma bölgeleri incelenmiştir. Son olarak ` Yer Kontrol Sistemi` incelenmiş , Yer kontrol istasyonu yapısalı ve gereklilikleri ortaya konulmuştur. Çoklu yer istasyonu gerekliliğinin incelenmesi durumunda maliyetin artabileceği ön görülmüştür. Maliyet analizi yapılarak en maliyet-etkin tasarım yapılmıştır. Çalışma, Ay yörüngesel uydu Tasarımında rehber niteliğindedir. The objective of this thesis is to developing a spacecraft with Lunar trajectories for this purpose is explained, Spacecraft‟s all subsystems‟ and instruments, its mission duration and verifying the project is introduced through different disciplines. Depending on the researches, trade studies, analysis, operations and computational verifications, the whole mission plan emerged precisely.Subsystems as if, Payload, Propulsion, Attitude Determination and Control Systems (ADCS), Power Systems, Thermal control, Command and Control, Cominication systems are designed according to missions requirements.Besides, Launch and Launch vehicles choosen steps are focused. It was analysed that the possibility to launch might be on Turkey location or not. launch locations are investigated . And the last; Ground station is focused; the requirements of ground stations are decided and multible ground stations combination is analysed for mission. Cost effective lunat trajectories satellite was designed. This study is life a quide for satellite design. 135

Son yıllarda küp uyduların artan yetenekleri ile uzay sektöründe büyük atılımlar meydana gelmiştir. Üretilen ve uzayda çalışan ilk küp uydularla uzay kalifiye ürünler de kullanmadan uzay sistemlerinin geliştirilebileceği ve farklı görevlerde kullanılabileceği gösterilmiştir. Günümüzde fırlatıcı firmalarının roketlerde küp uydulara ana uydu yanında yer vermesiyle fırlatma maliyetleri de karşılanabilir olmuştur. Daha önceleri büyük bütçeli orta/küçük uydular ile yapılabilen görevler artık çoklu küp uydular kullanılarak yapılabilir hale gelmektedir. Özellikle üniversitelerin ve küçük uzay firmalarının uzay yarısına katılması ile uzay sektörüne deneyimli iş gücünün sağlanmasının kapıları açılmıştır. Böylece uzay alanında çalışan mühendisler daha tecrübeli olmaktadır. Günümüzde birçok uzay alanı akademik kurumları üretilmiş ve uzayda test edilmiş sistemleri hazır alarak kendi uydularını yaparak yörüngeye yerleştirip görevlerini yerine getirebilme durumuna gelmektedir. Ancak görev hazır bir uydu yapmanın hazır sistemleri bir araya getirmenin çok ötesinde bilgi ve hazırlıklar gerektirdiği de unutulmamalıdır. Aksi takdirde uydu yörüngede istenen başarımı göstermeyebilecektir. Küp uydular ile temel uzay çalışmaları yapılabildiği gibi, gözetleme uyduları gibi ileri seviye çalışmalar da çoklu küp uydular kullanılarak belli ölçülerde yapılabilmektedir.Bu tezde, önceki uydu çalışmalarında (ITUpSAT, TURKSAT3USAT) görülen sıkıntılar, hazır sistemlerin tam olarak uyduya göre üretilmiş olmamasının getirdiği eksiklikler ve birçok alt sistem barındıran uydulardaki yer ve güç sorunu nedeniyle geliştirilmesi planlanmış tümleşik uçuş bilgisayarı ve haberleşme sisteminin tasarım, üretim ve test aşamaları anlatılmıştır. Literatür araştırması, tasarım kriterlerinin belirlenmesi, PCB üretim aşamaları, test süreci bu tezin konusudur.Tez boyunca bir küp uyduda yer alan alt sistemler araştırılmıştır. Bu alt sistemlerden özellikle UGB ve haberleşme sistemi ayrıntılı ele alınmıştır. Yapılan araştırmalar sonucunda COTS ürün özelliklerinden ve uydu görevi isterlerinden tümleşik uçuş bilgisayarı ve haberleşme sistemi (OBCOMMS)'nin sistem özellikleri belirlenmiştir. Tez süresince 4 farklı versiyon OBCOMMS üretilip denenmiştir ve bunlardan 2 versiyon 4 uyduda kullanılmıştır. Yapılan Termal Vakum Çevresel Testleri anlatılmış, sonuçları tezde incelenmiştir.Sonuç olarak çok fonksiyonlu bir uçuş bilgisayarı tasarlanmıştır. Birçok giriş/çıkış birimi bulunan, haberleşme portlarına sahip ve gerekli tüm korumaları olan, aynı zamanda FSK modem barındıran bir OBCOMMS üretilmiştir. Gerekli tüm testleri yapılmış ve sistem bu testleri geçmiştir. Bu sistem sayesinde uydu içerisinde yerden, kütleden ve güçten tasarruf edilmiştir. With the recent improvement on the CubeSats there have been big developments in space sector. With manufacture and delivery to its orbit of the first CubeSat, it can be seen that subsystems, without the space qualified elements, can be build and used is space missions. Launching a CubeSat as a piggyback significantly decreased the launch cost. Most of the missions which required enormous budget, now can be done by using multiple CubeSats. Especially when the universities and start-up companies being included in the space race, employment rate increased in the space sector. Therefore, the engineers in this sector became more experienced. Even an unexperienced research institute/country can integrate their CubeSat and place them in orbit easily by using COTS subsystems with space heritage. By using CubeSats not only basic space missions but also high level earth observation missions can be done.In this thesis; design, manufacturing and test stages of a combined OBC and modem subsystem has been explained with respect to problems experienced in the previous CubeSat projects ( ITUpSAT, TURKSAT3USAT ), insufficiency of COTS products for the projects and power and volume problems caused by usage of individual subsystems in the CubeSats. Also; literature review, definition of designing criteria, PCB manufacturing steps and test procedures are the topic of this thesis.For the first criteria of designing, it is important that the product needs to meet the international standards. All the subsystems which are being designed and developed need to fulfill the CubeSat standards and in addition to this they also need to fulfill the `European Cooperation for Space Standardization` (ECSS) standards. Especially these requirements become more crucial with respect to orbital insertion and rocket launch phases due to their critic operations.The second design criteria is that the subsystems need to withstand the radiation effects in the space environment. Radiation effects are the charges which occurs due to highly energized particles when they hit the electronic equipment. There are five known radiation effects. The three of these are the most dangerous types. These are; total dose effect, single event effect and single event latch up effect. With respect to these events tests are being made for space flight readiness.The last design criteria is to choose the correct component which are space compatible. Elements which are being used in the subsystems needs to be able to work in space and proven that they are capable of working properly in space. Outgassing values of these elements needs to meet the NASA standards. With the tests applied on the elements it has been shown that they are capable to work in space environment conditions. Priority is given to elements which have a high `Technology Readiness Level` (TRL). An element with a space heritage requires less testing and decreases the total risk as a result of this, they are the first choice while designing a new subsystem. If an element does not have enough TRL or does not have any space heritage, an element which has successfully passed the thermal vacuum chamber tests with a temperature range of $-45^{o}~+125^{o}$ are being used in the systems.Throughout the thesis, subsystems which are being used in the CubeSats, reviewed. Especially OBC and communication subsystems are being researched in detail. With respect to researches of the COTS product's capabilities and mission requirements, specs of the OBCOMMS has been decided. In this thesis four different versions of OBCOMMS has been manufactured and tested. Two versions of this subsystem have been used in four CubeSats. OBCOMMS v1 is the first manufactured prototype. This prototype was developed in order to prove the concept of combination of the two different subsystems in to one. Combined tasks were the command and data handling (on board computer – OBC) and communication by using a single microcontroller MSP430 which is common in CubeSats. Design was made with 2-layer PCB. Cots modem modules were used to make the first iteration less complex. The aim of the first iteration was to develop and test the control software for a simple OBC system. This iteration was successful and it has been shown that two different subsystems can be combined.OBCOMMS v2 was the second prototype. In this iteration main microcontroller was upgraded in to an ARM and a secondary microcontroller was added. The secondary microcontroller was implemented in order to control the modem unit and to reduce the work load of the main microcontroller. Since the RF design phase was still not in progress, external modem modules were used in the development boards. The design was a two-layer PCB which is also PC-104 applicable. It works via 3.3V supply voltage. The main microcontroller was STM32F4 and the secondary microcontroller was MSP430. In addition to these 2 SD card were added where one of them as a backup.OBCOMMS v3 was the third version. This version is similar to OBCOMMS v2. With respect to the CubeSat which this subsystem was going to be used, a change was made in the modem unit. Receiver module of the modem was excluded from the system and transmitter module was changed in to a different module which was capable of delivering 1W RF power. This subsystem was capable of being used as an OBC and in addition to that it was capable of working as a modem transmitter and a beacon modem. This iteration was also PC-104 compatible. System was working via 3.3V and 5V supply voltages. Main microcontroller was STM32F4 and the secondary microcontroller was MSP430. It has 2 SD cards which can be up to 8 gigabytes.OBCOMMS v4 was the last version. It was improved in multiple aspects. RF design phase was included and a receiver and a transmitter module have been design and implemented in to the OBCOMMS. By adding an external Ram, processing power was improved. OBCOMMS has been turned in to a product with an eight-layer class three PCB which is space compatible. An aluminum shield has been designed and manufactured for the modem unit in order to provide EMI protection for the system itself and the surrounding systems. In addition to these, impedance matching was made to provide a high speed signal busses without any disturbances. System is PC-104 compatible. System works via 3.3V and battery supply voltages. Main microcontroller is STM32F7 and the secondary microcontroller is STM32F4. It has 2 SD cards, 64 MBit SD Ram. In addition to these it has 2xSPI, 2xI2C, 3xUART and CAN communications units.Thermal vacuum chamber is an equipment to simulate the space environment with respect to its pressure and temperature values. By decompressing the air inside the system, it is capable of creating a vacuum environment. In addition to this; by using the shroud inside the system, it is capable of heating and cooling the internal volume via radiation of heat. Tests are being made in order to prove that the system is able to work in space environment.TVAC tests which were performed for this subsystem and its results has been given in this thesis. Final topic of this thesis is functional tests which were performed during and after the development/manufacturing stages.As a result of the TVAC tests it has been proved that the OBCOMMS is capable of working in a temperature range of $-20^{o}~+60^{o}$. The system has been kept operational continuously during the tests without any problem. When it was operational there was not any overheating and the temperature of the system was close to the ambient temperature rates.As a result, multi-functional OBC has been designed. The subsystem has multiple I/O interfaces, communication ports (SPI, I2C, UART) and an FSK modem with all necessary protections. The OBCOMMS has passed all the required tests. Power, mass and volume has been saved with the development of OBCOMMS. As a future work, radiation tests of the OBCOMMS v4 are going to made and the system is going to be used in a satellite in order to provide space heritage. The current modulation (FSK) requires a special and dedicated ground station setup in order to receive and send the commands and data. As a result of this, communication modulation for the modem is going to be changed into AFSK at OBCOMMS v5 and there will be a two modem options for OBCOMMS. By doing this change amateur radio community will be able to communicate with the satellites which are using OBCOMMS, by using their own setups without any upgrades. Also with the latest version, main microcontroller of the OBCOMMS is going to be reprogrammed while it is in the orbit. This is going to be achieved by sending the programming codes to the secondary microcontroller via OBCOMMS's modem and secondary microcontroller is going to upload the new software into the main controller. 65

Gerek askeri gerekse sivil alanlarda görüntü ihtiyacı için, tek seferde büyük alanları kapsayabilmesi ve küresel olarak tüm coğrafi bölgelere ulaşım imkanları sebebiyle yer gözlem uydularına olan rağbet gittikçe artmaktadır. Bununla birlikte, gelişen teknoloji ile elektro-optik görev yükü ekipmanının içindeki aynalar büyümekte ve algılayıcı üzerindeki piksel boyları küçülmekte olup, böylelikle daha yüksek çözünürlüklere ve kaliteye ulaşılması mümkün olmaktadır. Günümüzde metre altı seviyelerde yer örnekleme mesafesine sahip elektro-optik yer gözlem uydularının sayısı gittikçe artmaktadır.Ancak, görüntüyü algılayacak kamera ekipmanının (görev yükü) yüksek çözünürlükte kaliteli görüntü algılama kabiliyeti olsa da, görev yükünün işlevini kalite, çözünürlük ve doğru hedefin görüntülenebilmesi bakımından tam olarak gerçekleştirebilmesi için uydunun da yeterli doğrulukta konum ve yönelim profiline sahip olması gerekmektedir.Push-broom tipinde elektro-optik görev yüküne sahip bir uydunun görüntüyü algılaması için görüş eksenini belirli bir sabit hızda yeryüzünde hareket ettirmesi gerekmektedir. Uydunun bunu sağlayabilmesi için görüntüleme aktivitesinin başında doğru konumda ve doğru yönelimde (ve yönelim hızında) olması gerekmektedir. Bununla birlikte, görüntüleme aktivitesi sırasında görüş ekseninin yeryüzünde sabit hızda hareket edebilmesi için referans yönelim profilini (örneğin yer istasyonundan sağlanan) yeterli doğrulukta gerçekleyebilmesi gerekmektedir.Bu çalışmada, push-broom tipinde görev yüküne sahip yüksek çözünürlüklü yer gözlem uydularının görüntüleme aktiviteleri sırasında takip etmesi gereken yönelim profilini oluşturmada kullanılabilecek bir yöntem olan ve iz düşüm yönlendirme metodu olarak adlandırılan yöntem sunulmaktadır. Çalışmada, tez kapsamında geliştirilen ve yöntemin uygulandığı iz sürücü algoritma tanıtılmaktadır.Bu yöntem ile hesaplanan yönelim profilinin çıktısı polinom katsayılarıdır. Polinom katsayılarının kullanılmasındaki sebepler, uydu bilgisayarında istenen zaman adımı (örneğin kontrol frekansında) ile çözülmesinin kısa zamanda oluşu, yer istasyonundan gönderilen tele-komuttaki parametreleri azaltması ve analitik türevinin alınmasındaki basitliktir. Görüntüleme aktivitelerinin ve hata analizlerinin gerçekleştirilebilmesi için gerekli tüm girdiler, yine tez kapsamında geliştirilen algoritmalar kullanılarak elde edilmiştir. Üst seviyede bu algoritmalar yörünge ilerleticiyi, randevu algoritmasını (görüntüleme olanaklarının hesaplanması), sayısal yükseklik modelinden yükseklik değerlerinin elde edilmesini, yeryüzünde yer izinin ilerletilmesini, görselleme araçlarını, test & hata analizi fonksiyonlarını ve uygulamaya yönelik analizlerin gerçekleştirilmesinde kullanılan fonksiyon ve arayüzleri kapsamaktadır. Yeryüzündeki görüntünün geometrik özelliklerini / gereksinimlerini ve push-broom görüntüleme tekniğinin temel prensiplerini kullanan ve tez çalışması kapsamında geliştirilen iz düşüm yönlendirme metodunun çıktısı, belirli bir görüntüleme aktivitesine ilişkin uydunun takip etmesi gereken yönelim profilidir (polinom formatında). Ancak, polinomun mertebesine bağlı olarak metodun kendisi de bir hata kaynağıdır. Tez çalışması kapsamında polinom mertebesine bağlı olarak görüntünün geometrik özelliklerinde ve yönelim profilinde oluşabilecek göreceli hatalar farklı entegrasyon sürelerine sahip görev yüklerini de içine katacak şekilde analiz edilmiştir.İz sürücü algoritmanın girdilerinde yapılabilecek hatalar da elde edilecek görüntünün özellikleri için birer hata kaynağıdır. Örneğin görüntülenecek bölgedeki yeryüzü yüksekliğinin hatalı olarak belirlenmesi ve/veya uydunun yörüngedeki konumunun hatalı olarak bilinmesi, üretilen yönelim profiline ve dolayısıyla görüntünün özelliklerine etkiyecektir. Bu hatalara ilişkin analizler de yine tez çalışması kapsamında gerçekleştirilmiş olup, sonuçları farklı özellikte yörüngeye veya görev yüküne sahip uydular için incelenmiştir.Referans olarak üretilen yönelim profilinde hiç hata olmasa dahi, uydunun bu referansı takip etmesi (gerçeklemesi) sırasında da hatalar meydana gelebilir. Bu hatalar, yönelim hassasiyeti ve kararlılığı kapsamında incelenmiştir (kararlılık analizlerinde katı cisim modeli kullanılmış olup yüksek frekanslı jitter etkileri incelenmemiştir). Görüntünün geometrik özellikleri ile yönelim hassasiyeti ve kararlılığı arasında ilişki kurulmuş ve Monte Carlo analizleri yardımı ile oluşabilecek hatalar incelenmiştir. Bununla birlikte, görev yüküne ve yörüngeye bağlı kararlılık gereksinimi hesaplanmasında kullanılabilecek bir basitleştirilmiş model elde edilmiştir. İz sürücü algoritma kullanılarak coğrafi olarak her bölgede görüntülemenin gerçekleştirilmesi için gerekli yönelim profili elde edilebilmektedir. Ancak elbette bu profil uydu tarafından gerçekleştirilebilse dahi, bu durum tüm coğrafi bölgelerden kaliteli görüntü alınması için yeterli olmayabilir. Elektro-optik görüntülemede görüntülenecek bölgeye yeterli seviyede Güneş ışını düşmelidir ki görev yükü bu ışığı toplayabilsin. Yörüngenin yükseliş düğümü saat açısına ve mevsime göre görüntülenebilecek coğrafi bölgeler (görev yükü kabiliyeti ile ilişkilendirilerek), Güneş başucu açısına bağlı olarak irdelenmiş ve grafiksel olarak sunulmuştur.Son olarak, görev yükü kabiliyetlerine ve yörünge yüksekliğine bağlı olarak tek sefer algılanabilecek en uzun şerit görüntüleme aktiviteleri analiz edilmiştir. Bu kapsamda gerçekleştirilen analizlerde uydunun hafıza, güç ve ısıl kısıtları kullanılmamış, sadece yer örnekleme mesafesi kısıtlarına göre algılanabilecek mesafeler irdelenmiştir. Bununla birlikte, push-broom tekniği ile uzun şerit görüntüleme aktivitelerinin bir problemi olan; yer örnekleme mesafesinin görüntü boyunca değişken olması durumuna çözüm olarak bir yöntem sunulmuştur. Bu yöntemde, yer örnekleme mesafesinden bir miktar ödün verilerek, görüntü içinde sabite yakın yer örnekleme mesafesi elde edilebilmekte ve ayrıca bu şekilde algılanabilecek görüntü uzunluğunda Güneş'in aydınlatma etkisi ve uydunun hafıza, güç ve ısıl kabiliyetleri haricinde bir kısıt oluşmamaktadır. Not edilmelidir ki, bu tip yöntemlerin uydu üreten firmalarca uygulandığı bilinmekle birlikte, nasıl yapıldığı bilinmemektedir. Tez kapsamında sunulan bu çalışma ise özgün bir çalışmadır.Sonuç olarak, tez çalışması kapsamında geliştirilen iz düşüm yönlendirme metodu, girdilerindeki hataların, metodun getirdiği hataların ve çıktılarının uygulanması sırasında oluşabilecek hataların etkileri incelenerek analiz edilmiştir.Tez çalışması kapsamında gerçekleştirilen hemen hemen tüm hata analizlerinde ve uygulamaya yönelik analizlerde, detaylı analizlerde elde edilen sonuçlara yakın değerlerin elde edilebildiği basitleştirilmiş modeller de oluşturulmuştur. Oluşturulan basit modeller kullanılarak, farklı yörüngelerde ve farklı kabiliyette görev yüküne sahip uydular için sonuçlar irdelenmiştir. For the need of the large scale images both in military and in civilian areas, the demand for the earth observation satellites increases because of they can acquire images from large areas at one time and they can cover globally all geographic regions in a short time interval depending on the orbit of the satellite. At the same time, with the developing technology, the mirror of the electro-optical payload equipment enlarging and the pixel size on the detector gets small which make it possible to achieve images having higher quality and higher resolution. Nowadays, the number of the electro-optical earth observation satellites being have below meter ground sampling distance increases. It is known that Turkey, Spain, Canada, China, England, Argentina, Russia, Kazakhstan, Australia and many other countries have tends to develop imagery satellites with sub-meter ground sampling distance levels. As an example, Spain launched their first very-high resolution satellite, DEIMOS-2 in 2014 and Turkey is working on Göktürk-1 satellite which has a launch date of 2015. Institutions and organizations have a trend of developing imagery satellites which have 0.5 meters of ground sampling distance values. For this reason, 0.5 meters of ground sampling distance requirement is taken into account for the analysis in this study.However, even if the capabilities of the electro-optical payload are enough to detect high resolution and high quality images, to perform the payload's tasks in terms of resolution, quality and targeting performance, the satellite shall have sufficiently correct position and orientation profile.To acquire an image, a satellite having an electro-optical payload in push-broom type shall scan the image on ground with a fixed rate (the velocity of the line of sight track on ground shall be constant). To allow this activity, the satellite shall be at the correct position and orientation (and at the correct attitude rate) at the starting point of the acquisition activity. At the same time, the satellite should track the reference attitude profile (which can be uploaded from ground station via mission plan) with high accuracy to maintain the line of sight axis in a fixed rate on ground during the image acquisition activity.In this study, a method named `line of sight track guidance` is developed which can be used to obtain reference attitude profile during an acquisition activity for a satellite equipped with high resolution push-broom electro-optical payload is presented. In the presented study, an algorithm called as `line of sight track driver` which uses this method is descripted with all related functions. The scope of this thesis is to describe the developed method, to identify its inputs (and to develop all algorithms necessary to obtain required inputs), to analyze the outputs (errors) and lastly to make analysis particular to applications which uses the presented method.The output (attitude profile) of the algorithm which uses the presented method is in the format of polynomial coefficients. The reasons for the usage of the polynomial coefficients are that polynomials are computationally simple to solve in satellites on board computer in any step size (such as in control frequency), it reduces the parameter size which is sent from the ground station via tele command and also for the simplicity of computation of analytical derivative of the polynomial.The all necessary inputs for the analysis of acquisition activities and errors are performed with the algorithms which are also developed in the scope of this thesis. At the top level, these algorithms cover the orbit propagation, rendezvous algorithm (for the calculation of data take opportunities), ground elevation values obtained from digital elevation model, incrementing a ground location in the given direction (direct geodetic problem), inverse geodetic problem, visualization tools, test & error analysis functions and functions & user interfaces for the implementation of the application analysis of the presented method.The line of sight track driver algorithm which is developed in the scope of this thesis uses the geometrical properties / requirements of the image and the fundamentals of the push-broom image acquisition technique. The output of this algorithm is the reference attitude profile (in the polynomial coefficients format) of the satellite for a given image acquisition activity. However, the method itself also an error source, primarily depending on the order of the polynomial. As an example, if the order of the polynomial is one, then the rate of change of the attitude will be constant which means a linear attitude profile, whereas the line of sight track on ground will be nonlinear due to the geometry of the Earth surface – satellite orbit relation. If the order of the polynomial is zero (it means constant attitude), then it is not possible to acquire images with different heading angles, only images which are oriented as parallel to satellites ground track can be acquired (this situation limits the operational usage of the satellite system). Higher than the order one of the polynomial makes it possible to define complex attitude behavior of the satellite during the image acquisition activity. In this study, the relative errors which can be occurred in the reference attitude profile and therefore in the geometrical properties of the image due to the order of the polynomial is analyzed. In this analysis, parameters such as integration time of different push-broom electro-optical payloads are also included to obtain a general conclusion.The errors in the inputs of the algorithm are also error sources effecting on the properties of the image which is going to be acquired. As an example, if the elevation data belonging to geographical place to be imaged is known with an error and/or the orbital position of the satellite is known with an error, the produced attitude profile will have errors and therefore the properties of the image will have errors, especially for the off-nadir acquisition activities. In the scope of this thesis, the analysis regarding to these errors also are performed and the results are investigated for the satellites having different altitudes and different push-broom electro-optical payload equipment.Even if there is no error in the produced reference attitude profile (ideal reference attitude profile), there could be errors occurred while the satellite is tracking the reference profile (realizing the attitude profile). These errors are investigated according to satellites pointing accuracy and stability (stability is analyzed assuming that the satellite is a rigid body and therefore high frequency jitter effects are not examined). The relationship between the geometrical properties of the image and the pointing accuracy and stability requirements is established and investigated for the errors which may occur due to the pointing accuracy and stability criteria by using Monte Carlo analysis. For this purpose, instead of modeling a complete disturbance model for a specific satellite configuration, an algorithm named as Attitude Dynamic Distribution is developed which produces perturbed attitude angles with respect to pointing accuracy and stability requirements. Monte Carlo analysis carried out by adding the attitude perturbation to the reference attitude profile and running the analysis code hundreds of time to observe the error behavior during the acquisition activities. This approach is selected to achieve generalized solutions. Furthermore, a simplified model which can be used to determine satellites stability requirement regarding to payload and orbit specifications is obtained.By using line of sight track driver algorithm, reference attitude profile can be obtained for the acquisition activities within geographically all regions of the world (constraints may come only by the orbits inclination and attitude limits of the satellite). However, even if the satellite performs the reference attitude profile perfectly, this may not be enough to acquire high quality image from all geographical regions. For the electro-optical observation missions, to receive enough light from the region to be acquired by the payloads detector, the region shall be sufficiently illuminated by the sun to ensure quality requirements such as signal to noise ratio. In this study, the regions which can be acquired with plenty amount of light are investigated associated to sun zenith angle and regarding to orbits local time of ascending node parameter, seasons and payload capabilities. Also illustrations of imageable zones for different sun zenith angle criteria and for different local time of ascending node parameters are given.Finally, the longest strip map activities are investigated regarding to payload capabilities and orbit altitude. The analysis under this scope is made by assuming that there are no constraints exist on satellites memory, power and thermal conditions. The only constraint is on the ground sampling distance related to range between the satellite and the image portion to be acquired. Furthermore, a method to be used to solve the problem of varying ground sampling distance throughout the strip for the long strip map images, is presented. In this method, it is shown that by giving an amount of concession on the ground sampling distance, it is possible and feasible to obtain constant ground sampling distance throughout the strip map image. Further, by using this method, there will be no constraints on the length of the strip map image excluding illumination factors, memory constraints, power and thermal effects. It should be noted that, it is known that companies which designs state of art earth observation satellite systems use these types of methods, however the way / approach is not known. Therefore, the presented method in this thesis is individual.As a conclusion, the method of line of sight track guidance which is developed in the scope of this thesis is investigated by the analysis of the errors in the inputs, the errors caused by the method itself and the errors related to the applications which use the outputs of the method.In especial, simplified models are presented which give approximately same results with the detailed analysis results, almost for all error and application analysis. By using the simplified models, results are investigated for the earth observation satellites having different altitudes and payload capabilities. 204

Gelişen teknoloji ve keşfedilen yeni metodlar ile birlikte, daha küçük uyduları tasarlamak ve üretmek mümkün hale gelmiştir. Bu yeni küçük uydulara küp uydu denmektedir. Bir küp uydu 10cmX10cmX10cm boyutlarında ve 1.3 kg kütlesinde olarak tanımlanmıştır. İlk çıkış amaçları öğrencilere bire bir uydu geliştirme tecrübesi edinmeleri için yapılmıştır. 2000'ler yıllardan bu yana küp uydu geleştirilmesi ve de fırlatmaları sürekli artmaktadır. 2012'de fırlatılan uydu sayısı 25 iken, 2017 yılı için planlanan uydu sayısı 311dir. Şu anda geliştirilmekte olan bütün küp uyduların /%40'ı üniversiteler tarafından yapılmaktadır. Bu uydular çoğunlukla öğrenciler tarafından geliştirilmektedir. Bunun sonucu olarak uydulardaki risk artmaktadır. 2016 yılına kadar fırlatılan nano uyduların başarısızlık oranı /%33'tür. Sadece üniversiteler tarafından geliştirilen uydularda kısmi başarıların da tam başarı olarak kabul edilmesi durumunda tüm küçük uyduların başarı oranı /%40 civarında oluyor.2010 yılına kadar yapılmış olan nanouyduların neredeyse yarısı 3U ve ondan küçük uydular olarak tasarlanmıştır. 2016 yılı verileri incelendiğinde fırlatılan ve planlananlar için bu oran /%70'lere ulaşmaktadır ve toplam sayı 1000'den fazladır.Uydu sayıları bu kadar artarken başarısızlık da artacaktır. Mevcut eğilim göz önüne alındığında uyduların fırlatılmadan önce daha çok test edilmesi gerektiği görülmüştür. Fırlatılan uyduların büyük çoğunluğu yörüngeye ulaşabilmekte fakat ardından kısa bir süre sonra işlevsiz hale gelmektedir. Buradan anlaşıldığı üzere termal-vakum testleri ve titreşim testleri uydunun sadece dayanıklılığını göstermektedir. Fakat uzun vade de uydunun herhangi bir yazılım ya da algoritma sonucunda başarısız hale gelip gelemeyeceği ya da farklı sorunlarda ne gibi sonuçların ortaya çıkacağı öngörülememektedir. Oranın azaltılması adına uyduların fonksiyonel testlerinin arttırılması gerekmektedir. Gerekli olan test ekipmanları uydulardaki alt sistemler temel alınarak belirlenebilir. Bir küp uydu başlıca elektrik düzenleme biriminden, pil biriminden, güneş panellerinden, yapıdan, yönelim belirleme ve kontrol sisteminden, uçuş bilgisayarından, modemden ve bilimsel yükten oluşmaktadır. Yörüngedeki bir uydunun durumu göz önüne alınırsa, fonksiyonel olduğu zaman boyunca çeşitli etkiler altında kalmakta ve görevler yerine getirmektedir. Sürekli olarak bir manyetik alan etkisinde kalmaktadır, değişen açılarla güneş ışığına maruz kalmaktadır, yıldızlara ve de dünyaya bakarak konum algılamakta, fotoğraf çekmekte, kendisini yönlendirmekte, enerji üretip dağıtımını yapmaktadır. Tüm bunları yeryüzünde yapabilmek için bütünleşik bir test sistemine ihtiyaç duyulmaktadır. Örnek olarak dünyanın manyetik modelini gerçeklemek için Helmholtz kafesi kullanılabilir. Bu kafes ile modellenen manyetik alan içerisinde uydunun manyetometresi denenebilir, toplanan verilere göre yönelim belirleme ve kontrol sisteminin yörünge tahmini ve kontrolü denenebilir. Değişen açılarla güneş ışığına maruz kalabilmesi için güneş ışığı benzetim düzeneği yapılabilir. Yapılan bu sistem ile güneş panellerinin üretimleri kontrol edilebilir, yönelim belirleme ve kontrol sisteminin alt birimleri ve algoritması kontrol edilebilir. Bir diğer sistem olarak dünya haritası ve de yıldız haritası ekranlarda oluşturularak uydu uzaydaymışçasına fotoğraf çekmesi sağlanabilir, yönelim belirleme ve kontrol sistemin yönelendirmesi, algoritması, tepki tekeri gibi sistemleri denenebilir. Tüm bu sistemlerin birleştirilebilmesi için ayrıca uydunun rahatça haraket edebileceği, düşük sürtünmeli bir düzenek gerekmektedir. Bu hava yatağı ile sağlanabilir. Bu sayede uydu üç eksende serbest olarak hareket edebilir. Bahsedilen bilgiler ışığında yönelim belirleme ve kontrol sisteminin uzaydaki bütün görev ve durumlarda aktif ya da dolaylı olarak rol oynadığı görülmektedir. Bu yüzden yönelim belirleme ve kontrol sistemi için bir düzeneğin geliştirilmesi diğer sistemler içinde rahat bir başlangıç oluşturacaktır. Yönelim belirleme ve kontrol sistemi küp uydularda gün geçtikçe daha çok kullanılmaktadır. Bunun sebebi hem sistemlerin fiyatlarının azalması hem de görevlerin zorluklarının ve hassasiyetlerinin artmasından kaynaklanmaktadır. Yönelim belirleme ve kontrol sistemi uydunun yönlendirilmesinde, konumunun belirlenmesinde, uydunun denge halinde tutulmasında, fotoğraf çekerken sabitlenmesinde ve itki sistemleri için yönlendirme oluşturmak üzere kullanılmaktadır. Bir yönelim belirleme ve kontrol sisteminde birçok duyarga sistemi bulunmaktadır. Güneş ve ufuk senyörü uydunun hangi yöne doğru yöneldiğini, uydunun tutulma zamanlarının anlaşılmasında kullanılabilmektedir. Ebatlarından dolayı uydularda bu araçlardan birer adet olmaktadır. Odak noktası ayarlanmış kamera oldukları için güç ihtiyaçları vardır. Bunun dışında kaba güneş duyargaları da bulunabilir. Bu tarz duyargalar daha çok güneş hücreleri şeklinde olmaktadır. Uydunun her yüzeyinde en az bir tane konulmaktadır. Uydunun tam olarak hangi yüzeyinin güneşe baktığının anlaşılması ve de yörünge tahmin yazılımın hassasiyetinin arttırılmasında kullanmaktadır. Güneş hücresi şeklinde oldukları için kendi enerjilerini kendileri üretebilmektedirler ve bu da sistemi daha güvenli ve bağımsız yapmaktadır. Bir diğer alt sistem de ataletsel ölçüm birimidir. Elektronik, yazılımsal ve mekanik parçaların bir araya gelmesinden oluşmaktadır. İçerisinde manyetometre, ivmeölçer ve gyro bulunabilir. Hepsinin bir arada olmasından dolayı hassasiyetleri o kadar yüksek değildir. Manyetometre daha hassas ve daha düşük manyetik alanları da ölçebilir. Yıldız takip sistemleri de uydunun konumunu ve de yönelimini anlamak için kullanılmaktadır. Bu sayılan sistemler pasif sistemlerdir. Yönelim belirleme ve kontrol sisteminde aktif yani hareketli elemanlar da bulunmaktadır. Bunlar uydunun sabit tutulması ve de döndürülmesi için kullanılmaktadırlar. Bunlardan en basiti manyetik eğleyicilerdir. Dünya çevresindeki manyetik alanı kullanarak sahip olduğu sargılardan akım geçirmek suretiyle kuvvet oluşturarak uyduyu sabit tutabilir ya da tepki tekerlerinin doyuma girmesini engellemek için sönümlenmelerine yardımcı olmaktadırlar. Ardından sırasıyla tepki tekeri, momentum tekeri ve kontrol moment gyroskobu gelmektedir. Bu sistemler arasında sadece küçük farklılıklar vardır. Tepki tekeri genelde kapalı olup ihtiyaç halinde yüksek hızlara çıkarak uydunun istenilen bir doğrultuya yönlendirilmesini sağlamaktadır. Momentum tekerleri ise sürekli olarak dönmektedir. Bu yüksek hızlı dönme uydunun yörüngede ilerlemesi sırasında uydunun sabit tutulmasını sağlamaktadır.Uyduların yeryüzünde test edilebilmesi için tavsiye edilen başlangıç sistemi Helmholtz kafesidir. Çünkü diğer bahsedilen test sistemlerine kıyasla daha basit ve ucuzdur. Bu tez çalışmasında helmholtz kafesi tasarlanmıştır. İlk olarak dairesel kafes sonlu elemanlar yöntemi ile analiz edilmiştir. Planlanan uydu boyutları değerlendirildiğinde 3U ve daha küçük uyduların daha çok olduğu görülmektedir. Bu bilgi ışığında 30cmx30cmx30cm'lük bir hacim içresinde oluşturulacak manyetik alan birçok uydunun ihtiyacını karşılayabilecek nitelikte olmaktadır. Helmholtz kafesleri sahip oldukları sargıların yarıçapı kadar mesafe ile iki sargının yerleştirilmesinden oluşur ve bu aradaki mesafede homojen alan oluşur. Yapılan sonlu eleman analizleri sonucunda 30x30x30cm3 lük hacmin 30cm sargı arası mesafesi yerine 60cm sargılar arası mesafeye sahip bir sistemin içerisine konması manyetik alanın homojen dağılımında içeriye konulacak sistem için çok büyük farklılıklar oluşturmuştur. İkinci olarak da kafes şekillerine göre benzetim ve analizler yapıldı. Kare ve dairesel kafes yapıları incelendiğinde kare yapıların, dairesel yapılara göre daha homojen olduğu görüldü. Bütçe ve zaman yetersizliğinden dolayı sistemin çalışabilirliğinin kanıtlanması amacıyla küçük bir kafes tasarlanmasına karar verildi. Tasarlanan kafes 5cmx5cmx5cm lük bir hacimde homojen bir manyetik alan oluşturacak şekilde benzetimi ve analizi yapıldı.Mevcut Helmhotz kafesinde manyetik alanın belirlenebilmesi için öncelikle uydunun bir konumunun olması ve o konumdaki manyetik alan bilgilerinin elde edilmiş olması gerekmektedir. Bunu gerçekleştirebilmek için Dünya manyetik modeli IGRF ve yörünge ilerletici SGP4 yazılımları kullanılarak küresel koordinatlara bağlı olarak manyetik alanlar hesaplanmıştır. Ardından bu değerler kartezyen koordinatlara çevrilerek kafeste kullanıma uygun hale getirilmiştir.Kafesin etkin bir şekilde çalışabilmesi için güç kaynaklarının dikkatli bir şekilde hesaplanması gerekmektedir Çalışacak olan güç kaynaklarının tepki süreleri, kafes içerisinde kullanılacak olan manyetometreden yavaş olmalıdır. Aksi takdirde ölçüm bilgisi tam gelmeden, sistem değeri tekrar değişecek ve de düzenlenecek bu da sürekli olarak sistemin yanlış konumdaymış gibi düzenleme yapmasına sebep olacaktır. Ayrıca sistemin hassasiyeti güç kaynağının anahtarlama elemanın anahtarlama frekansına ve onu kontrol edecek olan mikro denetleyicinin kristal frekansına bağlıdır. İkisi arasındaki oran adım büyüklüğünü vermektedir. Yani adım büyüklüğü ne kadar küçük olursa, manyetik alan değişimi o kadar hassas bir şekilde gerçekleştirilebilir. Planlanan işler olarak ilk önce masa üstü modelinin güç kaynağının üretilmesi gelmektedir. Ardından yazılım ile bağlantısı sağlanarak sistem bir bütün olarak denenecektir. Çalışması durumunda yazılımda bir değişiklik yapmadan sadece kafes ve güç kaynağı ölçeklenerek daha büyük ve asıl sisteme geçiş yapılabilir. Bu tez çalışması sırasında bu tezin çok fazla konuyu bir arada barındırdığı görülmüştür. Aslında bu çalışmanın 3 farklı proje olarak yapılması daha kaliteli ve etkin bir sistemin çıkmasında etkili olacaktır. Manyetik alan ve yörünge ilerletici, kafes tasarımı ve de güç kaynağı tasarımı olmak üzere üçe bölünerek daha detaylı çalışmalar yapılabilir. Owing to the recent developments in miniaturization and integration technologies, CubeSat's can handle more complex practical missions. Such missions require 3-axis control of the satellite along with a miniaturized 3-axis attitude determination and control systems (ADCS). With the QB0 project, the CubeSat's developed in ITU-SSDTL have also started to use such ADCS systems. Whether they are developed or procured, an ADCS system usually requires a suitable test bed to test the behavior and the performance of it. An ADCS system used for LEO missions usually operates within the Earth's magnetic environments. Therefore magnetic field sensors such as magnetometers are employed to measure the mediums' magnetic field or the change in the magnetic field to determine the orientation and motion of a satellite. Magnetic actuators such as magneto torquers are used to align with the magnetic field of the earth or to damp the tumbling motion of a satellite resulting from unbalanced torque distribution on it.A major goal of the SSDTL is to have such a test bed available in the lab. In addition to related software, the major components are a Helmholtz cage and a suitable air bearing table.With this in mind, the purpose of the present thesis is to aid the development of such an ADCS test bed designing first a suitable Helmholtz Cage system. The sizing of the test system depends on requirements such as the maximum mass of the satellite to be tested, coordinates of center of mass and disturbance levels to be counteracted. In the present thesis, first a comprehensive nanosatellites literature survey is conducted. The success rates and mission failure reasons are also investigated. Based on this preliminary study it is observed that 3U CubeSat's are generally adopted for most missions. Therefore a Helmholtz Cage that will house a 3U CubeSat is considered. A circular Helmholtz cage that will fit a 3U CubeSat is designed and analyzed. 1 axis and 3 axis Helmholtz cage cases are considered. Magnetic field lines present within the cage are demonstrated. Since the size of the Cage considered was just large enough to house 3U the magnetic field lines were not uniform enough. Therefore similar analysis is carried out for larger cage of double the size of the small one. Both are compared for uniformity of the magnetic fields.Then a small square cage is designed and analyzed. Again, 1 axis and 3 axis Helmholtz cage cases are considered. Magnetic field lines present within the cage are demonstrated. The large square cage was found to be the best choice for testing a 3U CubeSat. As a result, a square Helmholtz cage which can be used to test a 3U CubeSat at LEO from 250 km to 1500 km. 163

Askı ve ileri uçuş durumunda zorlu rotor-gövde akış etkileşim problemini incelemek için zamana bağlı sıkıştırılabilir akış analizleri gerçekleştirilmiştir. Sistemi oluşturan herbir bileşenin akış yapısı üzerindeki etkilerini irdelemek için izole gövde ve izole rotor konfigürasyonları ele alınmıştır. Daha sonra, bileşenlerin birbirlerine olan etkilerini incelemek amacıyla sistemin tamamı analize tabi tutulmuştur. İzole gövde analizleri RANS tabanlı daimi hesaplamalara dayanmaktadır. Rotor palalarını içeren durumlar için ise URANS çözümleri gerçekleştirilmiştir. Akışın türbülanslı doğasını modellemek için daha güvenilir sonuç ürettiği analizler ile tespit edilmiş olan Realizable k-ε türbülans modeli kullanılmıştır. Zamana bağlı rotor analizleri üç farklı ilerleme oranı için gerçekleştirilmiştir. Hava yükleri nedeniyle palada gözlemlenen dinamik hareketler azimut açısı ile periyodik bir şekilde değişim gösterirken, aynı zamanda ilerleme oranına bağlı olarak da değişim göstermektedir. Palanın tanımlı hareketleri, mevcut kod yetenekleri ile temsil edilememektedir. Fakat, bu dinamik hareketler ticari HAD yazılımı içerisine kullanıcı tarafından yazılan bir kod vasıtasıyla simülasyon modeline dahil edilebilmektedir. Bilhassa ileri uçuş şartlarında daha belirgin olan çırpma ve yunuslama hareketlerini modellemek için birinci mertebe Fourier serilerinden yararlanılarak bir UDF kodu yazılmıştır. Hesaplama hacmi düzensiz yapıda olup karma elemanlardan oluşmaktadır. Dinamik çözüm ağı yaklaşımlarında sıklıkla görülen problemler çözüm ağı deformasyonu ve çözüm ağı oluşturma yöntemlerinin kullanıldığı dinamik ağlar ile aşılmıştır. Mevcut sayısal çalışmanın doğruluğu deneyler ve diğer sayısal çalışmaların sonuçları ile karşılaştırılarak ortaya konmuştur. Benzer başarılı sonuçlar, daha az sayıda çözüm ağı kullanılarak elde edilmiştir. Bu nedenle, mevcut yöntem hesaplama süresinde azalma sağlamakta ve makul hesaplama kaynağı kullanımını mümkün kılmaktadır. Unsteady compressible flow analyses are carried out to investigate the challenging helicopter rotor–fuselage interaction problem in hover and forward flight conditions. First, the isolated fuselage and the isolated rotor configurations are analyzed to examine the individual effects of each component on the flow field. Then, the rotor-fuselage interaction problem is considered. The isolated fuselage analyses are based on the steady RANS computations. URANS simulations are carried out for the cases with rotor blades. The Realizable k-ε turbulence model is found to perform best for the predictions. The time-dependent rotor analyses are simulated at three different advance ratios. The blade dynamic motions excited by the air loads, which vary periodically in the azimuth direction and also differ based on the advance ratio, have been prescribed by a UDF code embedded into the solver, since these motions cannot be directly represented with the existing commercial code capabilities. Azimuthal variations of the flap and pitch motions of the blades are prescribed a priori as a first order Fourier series through User Defined Function feature of the code. The computational domain was modeled by unstructured hybrid mesh elements. Commonly seen dynamic mesh problems are alleviated by appropriately formed dynamic grids using the spring based smoothing and cell re-meshing methods. The accuracy of the present numerical predictions has been demonstrated by the comparison of obtained results with the experiments and other numerical results available in the open literature. The present single grid methodology has given similar successful results with much lower number of grid elements, thus resulting in much shorter computing times, using modest computational power. 184

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Otomobillerde kullanılan turboşarj devrelerinin amacı aynı motor hacminde daha çok oksijen yakarak daha çok güç elde etmektir. Emiş havasını temizledikten sonra kompresöre giren hava yüksek oranlarda sıkıştırılarak motora iletilir. Rezonatörler tam olarak bu noktada devreye girerler. Görevleri kompresördeki sıkıştırma evrelerinde meydana gelen basınç gradyanlarından dolayı oluşan gürültüyü susturmaktır. Oluşan geniş bantlı gürültünün susturulması için boru içerisinde tek boyutlu ses dalgalarının dinamiği incelenmektedir. Tek boyutlu düzlem dalga modeli kabulü ile ses dalgalarının ilerleyen ve motor girişinden yansıyan dalgalara bölünnerek incelenebilirler. Bu durumda dalgaların empedans farkı kullanalarak ses düzeyleri hesaplanabilir. Bu kabüller doğrutusunda sonlu elemanlar yöntemiyle belirlenen tasarımlar için akustik performans analizleri yapılmıştır.. Rezonatörlerin akustik performans haricinde önemli bir diğer tasarım kriteri olan toplam basınç kaybı detaylı bir biçimde incelenmiştir. Motorun yeterli miktarda hava beslemesi yapabilmek adına basınç kaybı parametresi akustik performans ile ters orantılı değişmektedir. Artan akustik performans sayesinde basınç kaybının çok artması kesinlikle kaçınılması bir durum olduğundan bu parametrenın doğru hesaplanması oldukça önemidir. 3 boyutlu CFD analizleri ile rezonatörün sahip olduğu akışkan davranışı incelenmiştir. Bu tez kapsamında FIAT tarafından üretilecek bir aracın rezonatör tasarımı anlatılmaktadır. TEKLAS KAUÇUK A.Ş. için tasarladığım rezonatörün tasarım evreleri tek tek anlatılarak detaylı performansı hakkında bilgiler verilmiştir. Yapılan çalışmalar sonucunda 3 odacığa sahip bir tasarımın en uygun akustik performansı sağladığı görülmüştür. Basınç kaybı limitleri içerisinde bulunan bu rezonatörün üretilebilirliği, mekanik dayanımı incelenerek prototip üretimi yapılmıştır. Prototipler deneysel akustik testlere tabi tutulup analizler doğrulanmaya çalışılmıştır. Oda şartlarında yapılan deneysel testler sonucunda çalışma frekansında kaymalar görülmüştür. Düşük frekanslarda 140Hz, yüksek frekanslarda ise 250 Hz lik bir kaymadan bahsedebiliriz. Kaymaların nedenleri olarak üretim kaynaklı hatalar, malzeme dışına yayılan akustik enerji ve analizlerde yapılan kabüller gelmektedir. Üretim kaynaklı hatalar sorunları minimize etmek amacıyla prototipler kesilip incelenmiştir., Nowadays comfort is one of the most important aspects of automobile industry. This has a great effect on the usage of resonator in all kind of cars. Because of the environmental noise regulations of governments, the nose reduction has come to a critical point. Most resonators are used in turbocharger units of diesel engine equipped cars. The reason of the need for a resonator comes from the noise created by the compressor unit. The high pressure profiles created inside the compressor travel through both structure and air inside the pipes towards the engine. In order to decrease the noise one of the best strategies goes through eliminating the source. This is not possible because without the compressor the amount of air burned inside the engine every cycle would be inefficient. The next best way to decrease the noise is to get as close as possible to the source and silence it with a resonator. In this study the steps to design a resonator which must be effective inside a broad frequency band for FIAT is described. The main restrictions are volume, acoustic performance and back pressure. Also the resonator must be able to maintain unharmed during work conditions. Design steps are described for each restriction. One of biggest problems in designing a resonator is that the acoustic performance and the pressure loss are effecting themselves. A better acoustic performance has a negative effect on the flow performance witch results in higher pressure loss of the system. So there must be an iterative solution in order to satisfy both restrictions. Beginning with the structural design, the geometry was chosen to be a pipe with a circumferential resonator volume around. This gives a better vibrational resistance. The resonator was chosen to be produced in two parts welded together. This secures that the production errors are minimized. After the structural analysis with the given boundary conditions from FIAT the structural design was finished. The next step was to get a high as possible acoustic performance. In order to get a large frequency band performance the resonator was divided into 3 acoustic chambers. Every chamber having a different natural frequency made sure that the acoustic performance was meeting the criteria given. The finite element analysis tool ACTRAN was used to calculate the TL values of each design. Firstly, the design was modified in order to be able to have a broad frequency band of performance. The acoustic channels between the chambers and the main pipe were enlarged for lower frequency and also one of the channel was made thinner in order to perform on the large frequencies. After the first couple of analysis, it was seen that the minimum frequency to have a 20 dB TL is 1625 Hz. The upper frequency limit due to the design criteria was optained as 3000 Hz. In order to be sure that the design is aerodynamically satisfying, the first mechanical design was made as straight as possible. With the CFD software Fluent the pressure loss value was calculated. Also the Mach number distribution was investigated in order to have no problematic areas where whistling may occur. After the pressure loss value was checked to be under 1 kPa, prototypes were produced and experimentally tested for their acoustic performance. The experimental acoustic tests were made with impedance tubes according to ASTM E2611-09 standard. The tests were made in a silenced room and und room conditions. Because of production problems many of the resonators show frequency change in the peak values. The prototypes were cut in half and investigated for further mechanical design changes. The correlation between room temperature and working temperature were made with the ACTRAN software, and as a conclusion the frequency of the prototypes were inside the specified frequency band. This study showed that CFD and FE Acoustic analysis are very good tools to design resonators for the industry. By following the steps in this study, it is possible to predict the working performance resonators., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Havacılığın devamlı gelişmesi ve hava taşımacılığının artarak önem kazanmasıyla, günümüzde uçaklar en çok kullanılan ulaşım araçlarından biri haline gelmiştir. Yolcu ve kargo taşımacılığı yapan ticari havayolları da ekonomik nedenlerle genelde 9-12 km gibi yüksek irtifalarda uçuşlarını gerçekleştirmektedirler. Ancak bu yüksekliklerde hava sıcaklığı -56,5 °C’lere kadar düştüğünden bu irtifadaki uçuşların uçağın kontrol yüzeylerinde, kanatlarında ve turbo-jet, turbo-fan veya turbo-prop motorların ilk kademelerinde buzlanmaya neden olabildiği görülmektedir. Uçağın kontrol yüzeylerindeki ve kanatlarındaki buzlanmayı önlemek için uçuşlardan önce bu yüzeylere buz önleyici kimyasal sıvılar püskürtülmektedir. Ayrıca farklı uçaklarda kanatlarda buzlanmayı önleyici kapakçıklar gibi farklı sistemler de bulunmaktadır. Motorda oluşan buzlanma, eksenel kompresörün ilk kademesinde statör kanatçıklarında görülmekte ve motor performansını olumsuz yönde etkilemektedir. Bunu önlemek için statör kanatçıklarına kanallar açılmıştır ve motorun ileri kademelerinden alınan sıcak hava buralardan tahliye edilerek statör kanatçıklarının firar kenarlarındaki buzlanma önlenmektedir. Ancak kanal ağızlarındaki keskin kenarlarda oluşan gerilme yoğunluğu buralarda çatlak oluşumu ve ilerlemesi ihtimalini ortaya çıkarmaktadır. Bu noktalarda yapısal iyileştirme yaparak mukavemeti artırmak için kanal ağızlarındaki keskin kenarlarda pah kırma işlemi yapılmaktadır. Uçak parçalarının üretiminin ve belirli küçük ölçülerde pah kırma işleminin çok hassas olmasından dolayı ufak hatalar bile büyük sorunlara veya performans farklılıklarına yol açmaktadır. Üretimdeki hatalar ve yetersizliklerden ötürü de pah kırma işleminde istenilen ölçü tam yakalanamamakta, hatta tolerans dışına çıkabilmektedir. Bu sebeple tasarlanacak, üretilecek veya tasarımında değişiklik yapılacak her parçanın çok dikkatli bir şekilde testlere tabi tutulması ve uçaklarda kullanılmadan önce, ilgili parçanın görevini doğru bir şekilde yerine getirdiğinden emin olmak gerekmektedir. Bu yüksek lisans tez çalışması kapsamında farklı pah yarıçaplarına sahip kanal ağızlarından tahliye olan havanın kanatçığın firar kenarı yüzeyine olan etkisi bilgisayar programlarıyla simule edilerek ve deneysel olarak araştırılmış ve karşılaştırılmıştır. Çalışmanın sonunda sayısal ve deneysel analizlerin genel olarak aynı sonuçta birleştiği, ancak birebir örtüşmediği görülmüştür. Farklılıkların sebebinin sayısal analizlerin kusursuz geometriler üzerinde, deneysel analizlerin ise üretimdeki hatalar ve yetersizlikler nedeniyle kusurlu modeller üzerinde yapılmış olduğu anlaşılmıştır. Sonuç olarak söz konusu deliklerde pah kırılmasının ve üretimdeki hataların deliklerden çıkan jetin kanatçık firar kenarı yüzeyine temasını olumsuz yönde etkilediği tespit edilmiştir., Due to continuous development of the aviation and increasing importance of the air transportation, nowadays, aircrafts have become one of the most widely used means of transportation. Passenger and cargo airlines perform their commercial flights at high altitudes around 9-12 km because of the economic reasons. However, since the air temperature decreases down to -56,5 °C at these altitudes, it is seen that flying at these altitudes can cause icing on the aircraft control surfaces, wings and early stages of the turbo-jet, turbo-fan or turbo-prop engines. To prevent the icing on the aircraft control surfaces and the wings, some anti-icing chemical liquids are sprayed to related surfaces before every flight. In addition, to prevent icing on the wings for several aircrafts, some alternative systems are available like anti-icing valves. The icing formed in the engine is seen on the stator vanes of the first stage axial compressor and affects the engine performance in a negative way. To avoid this, holes are drilled on the stator vanes and hot air taken from forward engine stages is released from these holes to prevent icing on the trailing edges of the stator vanes. However, the stress intensity, which accumulates on the sharp edges of the holes, increases the possibility of crack formation and propogation. In order to strenghten these points as a structural improvement, chamfering of the hole sharp edges is performed. Since the production of aircraft parts and edge chamfering process in certain small radius are very precise, even small errors can lead to big problems and performance differences. Also, the desired chamfer size cannot be reached and even sometimes it can be out of tolerance due to errors and inefficiencies during production. Therefore, parts to be designed, manufactured or modified must be subject to careful tests before installing on the aircraft and it is necessary to make sure that related parts fulfill their function properly. Within this thesis, investigation, computational and experimental simulations were done to see the effect of the air, which is released from the holes that have different chamfer radiuses, on the trailing edge surface of the stator vanes. After that results of computational and experimental analysis were compared. For computational analysis, geometries were prepared according to real stator vane models and other experimental setup to have the oppurtunity to compare the results in similar conditions as much as possible. Then, meshing of the whole geometry was generated and analysis were performed with appropriate boundary conditions and solution methods by using commercial CFD programmes. For experimental analysis, experimental setup was made ready, calibrations of the required tools were done, room temperature made constant and setup was run for a determined same duration for every single case. Computational analysis can be divided into two groups. The first one is the real analysis that considers the actual working conditions of the engine and the second one is the computational analyis of the experimental study based on similarity conditions. So, for the computational analysis, two pre-determined different actual working conditions of the engine were selected and considering them, thermo-physical properties of the flows were calculated. Afterwards, based on the related references, three similarity paramaters were decided as velocity ratio, mass flux ratio and momentum ratio and analysis were made for two groups, three different chamfer radiuses, three similarity parameters and two turbulence approach including k-ε and LES. As a result of computational analysis, mass flux ratio was selected as the similarity parameter to calculate flow properties which were used in experimental analysis since it gave the most similar results to the real cases. For experimental analysis, success criteriaof the anti icing jet was determined as the wet area that anti icing flow contacted the trailing edge surface of the stator vane. To evaluate and make this are visible, at first, trailing edge of the stator vane was painted and then paint thinner was atomized and sprayed from the holes drilled on stator vane. Consequently, following results were obtained as a result of both analysis: It is seen in the computational analysis results that the area jet flow contacted the surface of stator vane decreases with the increase in the radius of the chamfer. The surface contact area of jet flow is bigger for the stator vanes that have holes with smaller chamfer radius. The chamfer radius does not affect much the surface contact of jet flow at the holes located in the upper part of the stator vane due to the twisted aerofoil of stator vane. The effect of the jet velocity differences to the surface contact of jet flow increase with the increase in the chamfer radius and jet velocity is inversely proportional with the surface area jet flow contacted. As a result of experimental analysis, as expected, stator vane that has the biggest chamfer radius had the least succesful performance in terms of surface contact area. However, the most succesful performance belongs to stator vane that had the medium sized chamfer radius instead of the smallest chamfer radius. The reasons behind this are the deficiencies in manufactaring of the holes and errors in dimensioning during chamfering process. Computational and experimental analysis concurred on a final result in general, however it cannot be said that all results agreed one by one. The reasons behind this is that computational analysis were made using ideal stator vane geometry with perfect holes, but experimental analysis were made using imperfect stator vane geometry that has out of tolerance chamfer radiueses due to the errors and deficiencies during manufacturing process. In final words, it was detected that chamfering of the hole edges and errors in production affects negatively the stator vane contact surface area of jet flow. To prevent this negative effect and to get the desired anti-icing efficiency, smaller chamfer radius must be preferred, manufacturing quality must be improved and chamfering process must be more precise. If it is desired to expand the research on this subject, stator vane surface contact area of jet flow can be investigated based on the flow properties inside the boundary layer. Additionally, effect of aerofoil twist on contact surface area of jet flow and effect of the change of anti-icing holes’ coordinates on stator vane can be investigated and opitmum hole positions can be detected., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, BeEagleSat bir Avrupa Birliği FP7 projesi olan QB50 kapsamında geliştirilen 2 birim küp uydudur. Bu proje iki ve üç birimlik 50 küp uydu yardımıyla alt termosfer katmanının incelenmesini amaçlar. Dünyanın farklı üniversiteleri tarafından gerçekleştirilen çalışmalar ile üretilmekte olan bu uydular, Belçika von Karman Enstitüsü başkanlığındaki proje birliği tarafından sağlanan 3 faydalı yükten birini seçmek ve taşımakla görevlidir. Atmosferin en üst katmanı olan termosfer'in hakkında yerinde ölçümler ile en az araştırma yapılan bölümüdür. Yüksek eliptiklikte birkaç uydunun ve zaman zaman fırlatılan sonda roketlerinin dakikalar mertebesinde geçtiği bu bölümden alınan bilgiler yeterli düzeyde değildir. Bu eksikliği gidermek üzere, QB50 projesi ile hedeflenen 3-6 aylık görev süresi boyunca 50 uyduyla termosferin deniz seviyesinden 200-380 km yükseklikteki kısmı hakkında yerinde çok noktadan eş zamanlı ölçümler ile daha ayrıntılı bilgiler elde edilecek ve daha hassas atmosfer modellerinin geliştirilmesine olanak sağlanacaktır. Bu tez çalışmasında BeEagleSat uydusunda kullanılan ve QB50 projesi kapsamında Güney Afrika Cumhuriyeti ve İngiltere ekipleri tarafından geliştirilen yönelim belirleme ve kontrol sisteminin (YBKS-ADCS) testlerini gerçekleştirmeyi ve uydumuza entegrasyonu gerçekleştirilmiştir. YBKS temel olarak iki görevi üstlenir: fırlatmanın ardından yörüngeye yerleştirme sırasında oluşan dönme hareketlerini sönümlenmesi ve uydunun istenen yöne doğrultulması. Benzer şekilde, QB50 görevleri gereği ayrıntılandırılmış özel YBKS isterleri vardır ve bunlar 3 farklı ana yük için farklıdır: m-NLP taşıyan küp uydular 200 km'ye kadar doğrultma kesinliğini 15° (±5° hata payı ile) sağlamalıdır ve küp uydular yörüngeye yerleştirilmelerinden 3 gün içeresinde 50 derece/sn' ye varan tip-off oranlarını sönümleyebilmelidir. Bu koşulların sağlanabilmesi için yüksek doğrulukla yönelim belirlemesi ve 3 eksende kontrol yapılması gereklidir. Bu koşullar göz önünde bulundurularak QB50 proje birliği tarafından QB50 ADCS geliştirilmiş ve isteyen ekiplerin kullanımına sunulmuştur. İTÜ ekibine de bir adet uyduda kullanılmak üzere tahsis edilmiştir. Birimin alınması sonrasında öncelikle QB50 tarafından belirtilen temel işlerlik testleri gerçekleştirilmiştir. Ancak bu sağlık testleri uzay ortamı benzetiminde yapılmadığından ve sensör/eyleyicilerin çalışma doğrulukları hakkında yeterli bilgi vermediğinden ek testlerin yapılması planlanmıştır. Ek testlerin ilki ısıl vakum testleridir. USTTL'de bulunan ısıl Vakum Odasında (IVO/TVAC) gerçekleştirilecek bu testler yardımıyla QB50-ADCS'nin uzayın ısıl vakum ortamında beklenildiği şekilde çalışıp çalışmadığı denetlenecektir. Ayrıca, manyetik eyleyicilerin ve momentum tekerinin performanslarının incelenmesi de hedeflenmiştir. Bu amaçla, homojen manyetik alan oluşturan Helmholtz bobinlerinden meydana gelen Helmholtz kafesi ve uydunun kütlesi ve test sisteminin kararlılık gereksinimleri göz önüne alınarak tasarlanacak basit bir havalı yatak aracılığıyla momentum tekerinin ve manyetik eyleyicilerin testleri gerçekleştirilecektir. Ayrıca, tasarlanacak bu test sistemleri ileride tarafımızdan geliştirilecek bir küp uydu YBKS sisteminde de kullanılabilecek alt yapıyı oluşturacaktır., ADC systems basically detumble the satellites after deployment and point them in some desired directions. Furthermore some missions can have specific requirements needs to be fulfilled for accomplishment. In QB50 case it is specified as the CubeSats carrying the m-NLP SU shall have an attitude control with pointing accuracy of 15 and pointing knowledge of 5 from its initial launch altitude down to at least 200 km and the CubeSat shall be able to recover from tip-off rates of up to 50 deg / sec within 3 days. To meet these attitude requirements of the QB50 mission QB50 ADCS is chosen. In this study, QB50 ADCS health check procedure has conducted QB50 ADCS. Tests are conducted to verify of each component's functionality, power consumption and communication with others via UI called CubeSupport. QB50 ADCS consists of three main components which are named with their functions: CubeComputer, CubeSense and CubeControl. First step of the process is the confirmation of CubeComputer's which is a onboard computer but in this system ADCS computer functions. ACP (Attitude Control Processor) which is main part of the CubeComputer, connection is primary for a working ADC system is done without any problem. The second step is to verify communication between CubeSense and CubeComputer whose purpose to control of sensors whose measurements are initiative for attitude determination process. Although the bundle has 3 attiude determination measurements which is sun vector, nadir pointing and magnetic field data; CubeSense has only Nadir sensor and Sun sensor on it. Both sensors are CMOS camera's with 190 degrees FOV lenses. Because of sensor's own requirement Sun sensor has neutral density filter to reduce intensity. These sensors functions depend on light existence besides amount of light. Therefore, it is expected Sun and Nadir sensors don't make detection without a proper stimulus. For testing the sensors, phone flash light is used as stimulant. To test the Nadir sensor a simulator which consists of basically a card box with a paper covered 16cm diameter circular cutout which center is in the bore-sight is used. When the flash light is being moved in the positive X-axis direction, measurement of angle around Y-axis (elevation) increases as expected. Then the movement of the light is reverse, decrease in elevation detected. Again the same process is done in the positive Y-axis direction, measurement of angle around X-axis (azimuth) increases in Sun sensor but decreases in Nadir sensor as expected. Lastly, the movement of the light is reverse, decrease in Sun sensor but increase in Nadir sensor in azimuth detected. The third step of the test is on CubeControl which could be examined in 2 sub groups: CubeControl Signal and CubeControl Motor. CubeControl Signal group contains its own MCU (micro controller unit), magnetometer, coarse Sun sensors, magnetic torquers and finally GPS receiver (will be integrated). CubeControl group has also a MCU its own, rate sensor and reaction wheel. After verifying CubeControl Signal MCU communicates with no error, tests of the sensors and actuators are conducted. First phase of this step magnetometer checks. By rotating magnetometer, it's been assured that we can read negative and positive fields in three directions and the vector sizes between 10,000 and 55,000 in normal conditions via UI. The second phase is to check the coarse Sun sensors tested whether they give reasonable outputs with exposure to the light, in this case also used phone flash is used light source. The third phase is checking magnetic fields' direction induced by magnetorquers. In all three axis, verified that the compass which positioned in each working torquer, direction north pole points in the same axis direction. The fourth phase starts with verification of CubeControl MCU communication is error-free. The rate sensor data is +/- 1 deg/s as expected and any tilt in Y- axis gives reasonable outputs. The final phase is on testing reaction wheel. The wheel speed increase/decrease reaches 2000 rpm +/- 200 rpm in 10 seconds condition is met. Consequently, an ADC system that satisfies the strict attitude requirements of the QB50 mission is chosen. QB50 ADCS health check procedure has conducted without errors which indicates that the system functions properly and ready to go on TVAC , Helmholtz Cage and Spherical Airbearing tests. But for the two latter tests it is needed to design and produce test systems before testing. After all tests are done, it is finally integration phase. For Helmholtz cage and spherical airbearing tests first step is to build these systems. This thesis is aims to also prepare design prosedures and program codes of these systems. An spherical air bearing test bed is used to stimulate weightlessness for the satellite. Basically, a spherical air bearing consists of 3 parts, first part is the base of the system which has orifices to transmit the pressurized air to the bearing, second part is the sphere (normally semi-sphere is used in many designs but in this case it is a full sphere) and a compressor with a regulator. But to test the ADCS this sphere is designed hollow in order to put the whole satellite in it and to make the system rotate in 3 axis without limitations. The design of the bearing calculations (diameters of the orifices, needed pressure, compressor power consumption) are coded in Matlab and added to appendix. And to verify the rotation of the satellite, a imu board is added to the system, which is called IMUduino. IMUduino is a 10dof system which has gyro, accelerometer, magnetometer and altimeter. It is chosen beacuse of it is an Arduino, it is easy and open source. So an open source code is used to program the IMUduino and successful results are got. To visualize the outputs a Matlab code is done to import the serial port data and to create graphics of them. This codes are included to the appendix of the thesis. Helmholtz coils is a system which creates homogeneous magnetic fields through coils. Altough the QB50 satellite has magnetic coils in three axis. Because of this reason, BeEagleSat needs a three axis magnetic modeller which can be possible if a three axis Helmholtz coil groups which is also called "Helmholtz cage". In a Helmholtz cage design, three main phase exists. First phase is to program a code that calculates the magnetic field of a point which is given by altitude, latitude and longitude information of the satellite position. This code consists of mainly 3 components. SGP4 orbit propagator and perturbation modeller, transformation of the position data for IGRF needs, IGRF the magnetic field calculator. First component is SGP4 (Simplified Perturbations Model) which is a perturbation modeller which includes drag, Earth's shape effects, gravitation effects of moon and Sun and also radiation. In this code it is used as an orbit propagator which initials with TLE (Two Line Elements) . TLE information gives details about the satellite orbital elements and the time of the information is created. The TLE data and SGP4 code calculates the position of the satellite in XYZ (km) in TEME (True Equator Mean Equniox) frame. Although to get the altitude, latitude and longitude information it is needed to transform the position in to ECEF (Earth Centered Earth Fixed) frame. After getting the suitable position information in the needed frame, this information is converted in to altitude, latitude and longitude data which is requisite for magnteic field modelling called IGRF. IGRF (International Geomagnetic Reference Field) is model of magnetic field calculator around the World which consists of both mathematical models of magnetic field and magnetic measurings of spacecrafts. In this thesis IGRF code is not used, instead of a Matlab Aerospace Toolbox function "igrf11magm" function is used, which inputs decimal year, height (altitude), latitude, longitude and outputs some magnetic field information, but in this thesis it is used just mangnetic field vector information output. All these codes are included to the appendix of the thesis. Second phase of the Helmholtz cage design is to calculations. A code which calcultes and visualize magnetic field created by the Helmholtz cage, depending on radius of the coil, number of turns and current. Third phase is modelling the Helmholtz cage with finite element method. For this process it is used Comsol multiphysiscs modelling software. With this process a 3D magnetic field visualization of the cage is provided. At the end of these phases, Helmholtz cage procedure needs building one, calibration and the power control of the system with a code. But this is beyond of the scope of this thesis. To sum up, this thesis basically is on, health checks of the QB50 satellite BeEagleSat, designing procedures and coding the programs of a Helmholtz Cage and an air bearing test bed which is needed before building phase., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Astronomi 19. ve özellikle 20. yüzyılda baş döndürücü bir hızla ilerlemiştir. Teleskopların geliştirilmiş olması, spektroskopinin getirdiği imkanlar, evrenin genişleme içinde olduğunun farkına varılması, büyük patlama kuramı yoluyla kozmolojide meydana gelen gelişmeler ve diğer bilim dallarındaki gelişmelerin astronomiye katkıları bu bilimin ilerlemesine büyük katkılar sağlamıştır. Bu gelişmelerin ardından devam eden süreçte, I. ve II. Dünya savaşını geride bırakıp 20.yy’ın üçüncü çeyreğinde soğuk savaş dönemine giren dünya aynı zamanda “uzay yarışı” diyebileceğimiz bir mücadeleye başlamıştır. Amerika Birleşik Devletleri ve Sovyet Sosyalist Cumhuriyetler Birliği arasında geçen bu mücadelenin astronomiye olan katkıları büyüktür. Uzaya uydu ve sonda yollayarak uzayı keşfetmek, insan göndermek, Ay’a insan indirmek gibi önemli olaylar bu dönemde gerçekleşmiştir. Bu mücadeleden sonra uzayı keşfetme yarışı biraz olsun hızını kaybetsede, günümüzde insanoğlunu heyecanlandıran çalışmalar devam etmektedir. Avrupa Uzay Ajansı’nın en geç 2030 yılına kadar Mars’a insan göndermeyi amaçlayan Aurora programı bunlardan biri ve yarışı tekrar ateşleyebilir. Uzay bilimleri, uzay teknolojileri ve uydu mühendislikleri alanında oldukça yeni bir ülke olan Sudan için bir uzaktan algılama uydusunun öntasarımının yapılması gereklidir. Uzaktan algılama, yeryüzünün ve yer kaynaklarının incelenmesinde onlarla fiziksel bağlantı kurmadan kaydetme ve inceleme tekniğidir. Yer ile herhangi bir temas olmaksızın yerin çeşitli özelliklerinin tespiti işidir. Uzaktan algılama kısa bir tanım yapılacak olursa, fiziksel temas olmadan cisimler hakkında bilgi almaktır. Bu tez de bahsedilen uydunun altsistemleri yönetimi ve görev tasarımına odaklanmıştır. Başlangıç aşamasında tasarıma örnek olması için bu alandaki geçmiş çalışmalar incelenmiştir, Ardından konsept araştırması yapılmıştır. Ayrıca uzaktan algılamanın temelleri ve görüntü işleme, yörünge dinamikleri ve bileşen yönetimi üzerinde çalışılmıştır. Görevin tüm isterlerini ve destekleyici altsistem gereksinimleri karşılayan bir uydu platformu seçilmiştir. Genel bir revizyon ile uydunun temel tasarımı belirlenmiştir. Çin ile birlikte çalışma olasığının yüksekliği ve uydunun tamamlanması halinde xxii fırlatmanın büyük ihtimalle Çin’li bir sağlayıcı tarafından gerçekleştirileceği göz önüne alınarak Çin’li bir platformda karar kılınmıştır. Uzay geçmişi bulunan ve uzaktan algılama projeleri için üretilmiş bir platformdur. Görev tasarımı amaç ve gerekliliklerin tanımlanmasının ardından, yörünge parametrelerinin belirlenmesi ile başlamıştır. Gerekli çözünürlükte görüntü alabilecek algılayıcının özellikleri ve altsistem yönetim hesaplamalarının yapılabilmesi için çalışma modları belirlenmiştir. Uydu 650 kilometre irtifada kutupsal güneş-senkronize yörüngeye sahiptir. Uydu bir yörünge dolanım süresi boyunca 2 görüntü alabilmelidir. Görüntüler dar bir alanı kapsayan yüksek çözünürlükte ya da on kat daha az çözünürlükte ancak daha geniş bir alanı kapsayacak şekilde olacaktır. Altsistem yönetim mimarisi, görev ve geçmiş tecrübelere dayanarak tanımlanmıştır. Temel olarak merkezileştirilmiş tasarım kullanılmıştır. Uydu tümleşik bilgisayarı belirlenerek, yazılım gereksinimleri ortaya konulmuştur. Tasarımı basitleştimek adına yönelim belirleme ve kontrol altsistemi için ek bir tümleşik bilgisayar tasarlanmıştır. Telekomut türleri öncelikli olarak belirlenmiştir. Veri yönetimi, veri türleri ve veri büyüklükleri belirlenerek aydınlığa kavuşturulmuştur. Böylelikle minimum bellek büyüklüğü de ortaya çıkmıştır. Ayrıca bu doğrultuda tüm görüntü verileri sıkıştırılırken, istenildiği takdir de olarak şifreleme işlemi de gerçekleştirilebilmektedir. İç veri yolu olarak SpaceWire seçilmiştir. Bu seçimde yüksek hızlı-hareketli kamera ile alınan yüksek çözünürlüklü görüntülerin yüksek veri iletim hızı gerektirmesidir. SpaceWire standart bir uzay aracı ağıdır. Avrupa Uzay Ajansı (ESA) tarafından yönetilen uluslararası bir projedir. SpaceWire elektrik akımı ile tahrikli sinyal veren iki çift kablodan oluşur, ayrıca bu kablolar arızaya ve gürültü sinyallerine karşı dirençlidir. Bu teknoloji komut ve kontrol fonksiyonları verilerini kombine eden masif veri transferi teknolojisi kullanmaktadır. Tasarım, paranormik olarak 1m yer örnekleme yüksekliği (YÖY) çözünürlüğüne ve çokluspektral kanallar için 4m YÖY çözünürlüğüne sahip 650 km’de kutupsal güneş- senkronize yörüngedeki bir uydu olacak şekilde tamamlanmıştır. Tümleşik bilgisayar 2 GHz saat ve 128 Gbyte’ a sahiptir. Uydunun yer istasyonu üzerinden her geçişi sırasında 60 Gbyte very indirilebilmektedir. Geri kalan bellek ise yedek amaçlı ve yer istasyonuna indirilmek üzere olan görüntü verisinin kayıt yeri olarak kullanılacaktır. Uydunun temel çalışma modları veri alma modu, batarya şarj modu, geri kazanma modu, atıl mod ve telekomut modu olarak belirlenmiştir Veri alım modu, 2 alt modda değerlendirilebilir; yüksek çözünürlüklü şerit modu ve geniş alan modu. Yüksek çözünürlüklü şerit modu, 8 km’lik alan genişliğine, PAN kanalında 1x1’lik alansal çözünürlüğüne sahiptir. Geniş alan modu ise 300 km alan genişliği ve 10x10’luk alansal çözünürlüğüne sahiptir. Batarya şarj modu, uydunun yer istasyonu ile iletişim kurabilecek ve/veya görüntü dosyası için yeteli belleğin olmadığı ya da görüntünün zaman toleransına sahip olduğu durumlarda etkinleşerek düşük öncelikli sistemleri kapatır, güneş panellerini Güneş’e yönlendirecek komutu yönelim belirleme ve kontrol sistemine göndererek, maksimum enerji elde edilrek ve minimum enerji harcamanın yapılmasını amaçlar. xxiii Geri kazanma modu, uydunun ciddi problemlerle karşılaştığı durumda sistemin kendini korumaya alarak kapattığı moddur. Atıl modda sistem yer ile uydu arasında herhangi bir iletişimin kurulmadığı ve görüntü alımının olmadığı ancak termal kontrolün tek etkin görevin olduğu durumdadır. TC çalışma modu (veri alma modu) ise TC modulü yüksek öncelikli komutu alarak onu Komut Atım Dağıtımı Birimi’ne işlem görmesi için gönderir. Bu işlemin komutu görüntü alımını durdurarak, verinin yer istasyonuna gönderilmesini sağlar, For Sudan as a country newly started its local researches in the field of space science, aerospace and satellite engineering, a preliminary design of a remote sensing satellite is to be made. This thesis is focusing in the satellite management subsystem and the mission design. In the beginning a review was done to the previous experiences in the field as a guide for the design, then the concept was surveyed, also the Remote Sensing basics and imaging process, the orbital dynamics and the management components and elements. A satellite platform was chosen to serve the mission, all supporting subsystems’ requirements are agreed to be satisfied. A general revision for the baseline design was done. This platform is considered to be a Chinese one because the opportunity to start this project with china is relatively high, and if the project is implemented, it is most likely to be launched by a Chinese satellite launch provider. The platform is mainly made for Remote Sensing projects and it has a heritage in space. Then the mission design was started with naming the objectives and requirements for the satellite as all, from it the orbit parameters have been decided. Sensor specifications those can take the required high resolution images were selected. The operation modes have been determined to allow the calculations for the management subsystem. The satellite will be orbiting at an altitude of 650 kilometers in a polar sun-synchronous orbit. The satellite has to have the capability of taking two images per orbit. The images can be high resolution with narrow swath width or ten times low resolution with wider swath width. The architecture of the management subsystem was defined based on the mission and previous experiences. Mainly the centralized design is used. The OBC specification was set and the onboard computer software’s requirements were cleared. For simplifying the design a separate computer is dedicated for the attitude determination and control operations. Telecommand types are differentiated with the priority. The data management processes were unclouded, a calculations for the data size and type was done. This allowed the minimum storage size to be known. The compression is done for all images while the encryption is an optional process. xx SpaceWire was picked out to be the internal bus because the high data rate needed when dealing with high resolution images taken by a high speed moving camera. The final design conclude a satellite with 1m GSD (ground sample distance) resolution for panoramic and a 4m GSD resolution for multispectral channels which is orbiting 650 km polar sun-synchronized orbit. The onboard computer has 2 GHz clock with storage can save up to 128 Gbytes. 60 Gbytes can be downloaded every pass over the main ground station. The rest of memory will be used as a redundancy storage and as a storage for images those will be downloaded to other ground stations. The main operation modes of the satellite are the acquisition mode, the battery charging mode, the recovery mode, the idle mode and the execution of a telecommand mode., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, İlk insan yapımı uydu olan Sputnik uydusunun fırlatılması uzay araştırmaları alanında bir kilometre taşı olmuştur. 1950’li yılların sonlarında ulaşılan bu teknolojik üstünlük ile birlikte ileri bilim ve teknoloji konularında muazzam çalışmalar elde edilmiştir. Sputnik fırlatıldıktan sonra çok sayıda insanlı ve insansız uzay aracı Dünya’dan fırlatılmış ve fırlatılmaya da devam edilmektir. Bu fırlatmalar insanlığa teknoloji, bilim ve eğitim alanında tahmin edilebileceğinden fazla şey katmıştır. Günümüzde uzay teknolojisi ile bir kuyruklu yıldıza iniş yapılabilmekte, gezegenler arası yörüngeler kullanılarak Mars’a insansız iniş gerçekleştirilebilmekte, insanlı inişler için yeni uzay araçları denenmektedir. Uzay görevleri önceleri büyük ve pahalı uydular ile yapılırken günümüzde bu boyut küçültülmüş ve boyutun küçültülmesi ile bu uydulara harcanan miktarlar da azalmıştır. Bu yeni küçük uydular kütlelerine göre çeşitli isimler almaktadır. Nano boyutta uydular da bunlara bir örnektir. Dünya’da bu olgu 2000’li yıllarda oluşmaya başlamış ve ilk denemeler de aynı senelerde gerçekleşmiştir. Günümüzde genellikle Uluslararası Uzay İstasyonu’ndan yörüngeye bırakılan küçük uydular olduğu gibi birden fazla küçük uydu bir fırlatma aracı ile istenilen yörüngeye bırakılabilmektedir. Küp uydular nano uydu ailesinin bir üyesi olarak ortaya çıkmış ve bu aile içerisinde oldukça popüler olan bir uydu türüdür. Genel mantığı ile eğitimsel, teknolojik gösterim ve teknoloji hazırlık seviyesini artırma amaçlı alt sistemlerin ve yüksek teknoloji ürünü görev yüklerinin denendiği küp uydular düşük maliyetlilerdir. Ülkemiz küp uydu yapımı ve fırlatılması durumuna entegre olmuş ve İstanbul Teknik Üniversitesi ile birlikte 2014 yılı itibarı ile tasarlamış ve fırlatılmış 2 küp uydusu ile küp uydu teknolojisine ülkemizde öncülük etmektedir. Avrupa 7.Çerçeve programı kapsamında QB50 isimli uluslararası küp uydu ağı projesine İstanbul Teknik Üniversitesi, Hava Harp Okulu ile birlikte geliştirmekte oldukları BeEagleSat küp uydusu ile katılacaklardır. Toplamda 40’a yakın iki birimlik ve 10 adet üç birimlik küp uydular ile projenin gerçekleştirilmesi planlanmaktadır. Projenin amacı alçak yörüngede atmosferik ölçümlerin yerinde yapılması ve yapılan ölçümlerin tüm dünya genelindeki yer istasyonları tarafından toplanmasıdır. Genel olarak QB50 projesi 50 küp uydunun aynı anda ve birlikte 380 km’lik, dairesel, 98 derece eğikliğe sahip bir yörüngeye bırakılarak eş zamanlı termosferin alt tabakalarında ölçümlerin yapılmasını amaçlamaktadır. BeEagleSat küp uydusu içerisinde Langmuir cihazı ve Sabancı Üniversitesi ve ˙İstanbul Teknik Üniversitesi iş birliğinde geliştirilen X-Ray algılayıcı görev yükleri ile projede yer alacaktır. Küp uydu içerisinde bu görev yükleri ile birlikte ülkenin uydu projeleri ve alt sistem tasarım kabiliyetinin geliştirilmesi açısından kabiliyet ve tecrübe kazanması amaçlanarak bazı alt sistem parçaları ülke içerisinde tasarlanıp geliştirilecektir. Uydunun bazı alt sistemleri ise daha önce uzayda denenmiş, uydunun güvenilirliğini artıracak olan ticari ürünler ile tamamlanacaktır. Uydu, yönelim belirleme ve kontrol sistemi, uçuş bilgisayarı, haberleşme alt sistemi, elektrik güç, yapı ve ısıl kontrol alt sistemlerini barındırmaktadır. Uydunun fırlatılması olayı ele alınırken birçok belirsizlik de beraberinde gelmektedir. Bu belirsizliklerin nedenleri birbirine bağlı birçok parametre ile anlaşılabilir, fakat modellenmesi ve ön kestirim yapılması hesaplama yükü bakımından ağırdır. Yapılan varsayımlar ile belirsizliklerin bazıları kısmen azaltılarak ya da yok edilerek çeşitli analizler gerçekleştirilebilir ve uyduların yörüngedeki durumları gözlemlenebilir. Yapılan analizler ile önerilen belirsizliklere bağlı olarak sonuçlar çeşitlilik gösterebilmektedir. Temel amaç mertebe türünden uygun ve güvenilir sonuçların elde edilmesidir. Bu görevleri yerine getirebilmek için BeEagleSat uydusunun özellikleri verilmiş ve QB50 projesi dâhilinde önerilen başlangıç koşulları ile birlikte yörünge elemanları açıklanmıştır. Literatür çalışmaları ve önerilen başlangıç koşulları ile yapılan tahminler ile edilen parametreler sayesinde BeEagleSat uydusu için önemli ve kritik görülen yörünge analizleri yapılarak uydunun yörüngesel kısıtları belirlenmiştir. Bu analizler uydunun ömrü, gerçekleştirebileceği haberleşme süreleri, kütle ve alanının yörünge ömrüne etkileri, ne kadar süre Güneş göreceği ve buna benzer durumlar için yapılmıştır. Bu analizlerin sonuçlarını doğrudan etkileyen faktörler ise irtifa etkileri, fırlatma zamanı etkileri, fırlatma yönleri ve uydunun kontrol edilebilmesidir. İrtifa etkileri ve fırlatma zamanı etkileri küp uyduların ömürlerini incelemek için yapılmıştır. Balistik katsayı, atmosferik sürüklenme ve yerçekimsel etkiler ışığında ele alınarak incelenmiş ve analizleri gerçekleştirilmiştir. Küp uyduların tanımı, etkileri ve günümüzdeki yeri ile birlikte QB50 projesinin ve BeEagleSat uydusunun görev tanımı bu çalışmanın giriş kısmını oluşturmaktadır. Ardından BeEagleSat uydusunun mimarisi tanımlanmıştır. Bu mimari içerisinde görev yükler olan Langmuir cihazı ve X-Ray algılayıcısı anlatılmıştır. Alt sistemler ise uydu yapısı, yönelim belirleme ve kontrol sistemi, elektrik güç sistemi, uçuş bilgisayarı ve veri kotarma alt sistemleri ile açıklanmıştır. Uydular Cyclone-4 fırlatma aracı yörüngeye yerleştirilecektir. Fırlatma aracı içerisinde bulunan fırlatma mekanizması ile roketin üçüncü kademesinden ayrılması ile birlikte başlayan görev fazları ise fırlatma ve ön yörünge analizleri adı altında açıklanmıştır. Uydunun fırlatma mekanizmasından çıkması ile oluşacak açısal hız bozuntuları ile birlikte uydu, önceden ön görülemeyen bir şekilde kendi etrafında dönmeye ve takla atmaya başlayacaktır. Bu fazı açıklayan takladan kurtulma durumu, 1960’lı yıllarda ortaya koyduğu öngörülebilen takla modeli ile bilinen Thompson’ın kendi adını taşıyan Y-Thompson ara fazının detaylı açıklanması ile görev fazlarına devam edilmiştir. Uydunun öngörülen takla modunun ardından geçerli ön şartları sağlaması ve yörünge hız vektörüne paralel bir ¸şekilde devam etmesini öngören Y-momentum fazı akabinde detaylandırılmaya çalışılmış ve en son olarak uydunun operasyonel fazında neler yapması gerektiğine değinilmiştir. Bir sonraki yörünge dinamiği-mekaniği bölümünde okuyucuya yapılan analizlerin daha iyi anlaşılabilmesi için yörünge elemanları bilgisi ve görselleri, yörünge bozuntuları ve hesaplamalarının yanı sıra bu bozuntuların bazıları hesaplamalı olarak verilmiştir. Ön bilgilerin devamında ise yapılan modelleme ve analiz sonuçlarından bahsedilmiştir. Uydunun yörünge ömrü boyunca ne kadar gün ışığından yararlanabileceği, yörünge ömrü tahmin hesaplamaları ve uydunun ˙İstanbul Teknik Üniversitesi yer istasyonu ile ne kadar süre haberleşebileceği tartışılmış ve detaylıca açıklanmıştır. Göreceli olarak daha karmaşık ve diğer analizlere göre hesap yükü ve süresi daha fazla olacak ¸şekilde BeEagleSat uydusunun fırlatma anından, atmosfere giriş yaparak yanma aşamasına kadar kullanılan programın izin verdiği sınırlar dâhilinde olabildiğince gerçeğe yakın hesaplamalar içeren bir görev analizi de gerçekleştirilmiş ve sonuçları sunulmuştur. Son olarak ise elde edilen sonuçlar ve öneriler sunulmuştur. Bu tezde sözü geçen analizler 2012 yılına kadar ismi Satellite Tool Kit olan ancak onuncu versiyonunda Systems Tool Kit olarak değiştirilen STK programı ve MATLAB programı kullanılarak gerçekleştirilmiştir. STK programı içerisinde çeşitli yörünge denklemleri çözücüleri bulunmakta ayrıca yörünge ömür tayini yapabilmektedir. Bunlara ek olarak bu program sayesinde uyduların birbirleri ile çarpışma riskleri de incelenebilmektedir. Daha birçok özelliği olan bu programın, bir takım araçları sayesinde yapılan bu senaryolar ve bazı çizimler öğrencilere sunduğu eğitim lisansı ile gerçekleştirilmiştir. Bu senaryolar yörünge dinamiği senaryoları adı baslığında tanıtılan çözücüler ve ara programlar ile gerçekleştirilmiştir. Genel olarak hata payı en aza indirgenmiş modüller kullanılmıştır. Bunun yanı sıra kullanılan modüllerde bulunan bilgi dosyaları en güncel formatta kullanılmıştır. Tüm senaryolar için yönler ve 3 boyutlu görüntüler mümkün olduğu kadar verilmiş ve bu sonuçlara bağlı olarak detaylı tablolar, grafikler ve sonuçlar her senaryonun sonunda verilmiştir. Bununla beraber, STK isimli program kullanılarak küp uydular, başlangıç şartları ile oluşturulan çeşitli senaryolar içerisinde analizler gerçekleştirilmiştir. Fırlatma zamanı etkileri de aynı ¸şekilde küp uyduların ömürlerine fırlatma zamanlarının nasıl etkiyeceğini araştırmak için yapılmıştır. Küp uydu ömür tayini için STK isimli programın Lifetime adlı alt programı kullanılmıştır., Nowadays, humankind have the technology of landing to a comet and develop the capabilities needed to organize a manned mission to Mars. Space missions in the past were focused on traditional larger high-cost satellites, but are now transitioning to smaller satellites. These satellites include nano-satellites that are becoming one of the most exciting, diverse and fast paced satellites of today. CubeSat is one of a type of nano satellites. 1U Cubesat is traditionally 10x10x10 cm cubic satellite that weighs no more than 1.33 kg. They are currently used in many countries especially in educational institutions. The ability to access space is a vital strategic capability for all countries but there is not an easy way to do it with large-scale satellites. The high cost of reaching orbit is the major factor preventing the exploration and utilization of space. CubeSat technology is an affordable way to access to space. The QB50 project is an initiative of the von Karman Institute to operate a network of 50 CubeSats to conduct in-situ, multi-point and long duration measurements in the lower thermosphere between 90 and 380 km. In this study, one of the participant of QB50 project, double unit CubeSat of Istanbul Technical University and Turkish Air Force Academy, namely BeEagleSat was investigated, focusing on orbital mission analysis. Starting with the known values and restrictions of the project, simulations have been carried out in order to obtain the orbital analysis of the satellite. Additionally, perturbations in the orbit, comparisons with other models and simulations with different parameters were studied. There are also some uncertainties for orbit perturbations such as atmospheric drag, Earth gravity and solar radiation pressure were briefly clarified. Before launch the first thing to do would be the orbital analyses of the satellite. In this way, the STK (Systems Tool Kit) software is used to perform these analyses. Deployment altitude, velocity and direction effects were explored with taking ballistic coefficient, atmospheric drag, and gravity effects into account. By using STK Lifetime Tool, lifetime for the CubeSat was calculated. Solar activity effects are also considered and explained briefly. Definition of CubeSat, QB50 project and mission characteristics of BeEagleSat is the introduction part of this work. Afterwards, the architecture of BeEagleSat with the payloads and individual subsystems are briefly explained. Then, mission phases of the CubeSat which are mostly related to the ADCS subsystem are shown. In order to give an information of surveyed analyses, orbital elements and orbital perturbations are shown with necessary calculations. Finally, simulations are done by predicting lifetime, calculating sunlight and coverage ability of BeEagleSat. This thesis proposes knowledge of the orbital limits and forecasted results of BeEagleSat., Yüksek Lisans, M.Sc.

Astronomi 19. ve özellikle 20. yüzyılda baş döndürücü bir hızla ilerlemiştir. Teleskopların geliştirilmiş olması, spektroskopinin getirdiği imkanlar, evrenin genişleme içinde olduğunun farkına varılması, büyük patl ama kuramı yoluyla kozmolojide meydana gelen gelişmeler ve diğer bilim dallarındaki gelişmelerin astronomiye katkıları bu bilimin ilerlemesine büyük katkılar sağlamıştır. Bu gelişmelerin ardından devam eden süreçte, I. ve II. Dünya sa vaşını geride bırakıp 20. yy'ın üçüncü çeyreğinde soğuk savaş dönemine giren dünya aynı zamanda `uzay yarışı` diyebileceğimiz bir mücadeleye başlamıştır. Amerika Birleşik Devletleri ve Sovyet Sosyalist Cumhuriyetler Birliği arasında geçen bu mücadelenin astronomiye olan katkıla rı büyüktür. Uzaya uydu ve sonda yollayarak uzayı keşfetmek, insan göndermek, Ay'a insan indirmek gibi önemli olaylar bu dönemde gerçekleşmiştir. Bu mücadeleden sonra uzayı keşfetme yarışı biraz olsun hızını kaybetsede, günümüzde insanoğlunu heyecanlandıra n çalışmalar devam etmektedir. Avrupa Uzay Ajansı'nın en geç 2030 yılına kadar Mars'a insan göndermeyi amaçlayan Aurora programı bunlardan biri ve yarışı tekrar ateşleyebilir. Sudan, doğal kaynaklar ve tarım alanları açısından Dünya üzerindeki en zengin ül kelerden biridir. Bu bölgelerin gözlenmesi oldukça maliyetlidir. Ancak bu amaçla oluşturulacak ulusal bir uydu ilk aşamalardaki yüksek maliyetine rağmen uzun vadede önemli bir projedir. SudaSat - 1, Sudan topraklarının ve talepleri doğrultusunda diğer ülkele rin yüksek çözünürlüklü görüntülerini almayı amaçlayan ve Sudan hükümeti tarafından finanse edilen uzaktan algılama uydusu projesidir. Uzaktan algılama, yeryüzünün ve yer kaynaklarının incelenmesinde onlarla fiziksel bağlantı kurmadan kaydetme ve inceleme tekniğidir. Yer ile herhangi bir temas olmaksızın yerin çeşitli özelliklerinin tespiti işidir. Uzaktan algılama kısa bir tanım yapılacak olursa, fiziksel temas olmadan cisimler hakkında bilgi almaktır Güvenilir bir haberleşmenin kurulması her uzay aracı i çin elzemdir; haberleşmede oluşabilecek bir hata görevin kaybedilmesi anlamına gelir. Bu tez de SudaSat - 1 için haberleşme altsisteminin ön tasarımının yapılmasını amaçlar. Bu tez benzer uydu projelerini inceleyerek tasarım için gerekli temel fikirlerin edi nilmesini sağlar. İncelemeler, benzer uzaysal çözünürlüklü uydu projelerine odaklanmıştır. Uzaktan algılama uydularının temel karakteristikleri incelenmiş ve görüntü elde etme modları açıklanmıştır. Modlar 2 çözünürlük değerleri için belirlenmiştir. Yük sek çözünürlüklü şerit modu ve geniş alan modu. Yüksek çözünürlüklü şerit modu, 8 km'lik alan genişliğine, PAN kanalında 1x1'lik alansal çözünürlüğüne sahiptir. Geniş alan modu ise 300 km alan genişliği ve 10x10'luk alansal çözünürlüğüne sahiptir. Uydu yör üngesinde ortalama 7.53 km hızla ilerlerken 1m yer örnekleme yüksekliği (YÖY) çözünürlüğünü sağlayan görüntülerin alınabilmesi için 1 CCD algılayıcısı yeterli olmayacaktır. Bir transfer gecikmesi ve entegrasyon (TDI), senkronize olmayan görüntülme modu, aş amalı CCD doğruları ya da bunların bir kombinasyonu gerekmektedir. Bu gereksinimmler göz önüne alınarak algılayıcı sistem seçilmiştir. Sonuç olarak 1m YÖY için pankromatik ve 4m YÖY için ise çoklu sprektral sistemler kullanılmıştır. Pankromatik algılayıcı lar, tek kanallı geniş spektrumlu ışınım duyargasına sahiptir. Eğer dalgaboyu aralığı görülebilir alan ile çakışırsa elde edilen görüntü uzaydan çekilen siyah - beyaz fotoğraf şeklinde olacaktır. Renk bilgisi vermeyecektir. Çoklu - spektral sistemler ise, bir kaç spektral bantlı çok - kanallı duyargadan meydana gelir. Her bir kanal, kısa dalgaboyu bant araklıklarına sahiptir. Bu algılayıcılardan elde edilen görüntüler çok katmanlıdır. Bu katmanlar gözlemlenen hedefin parlaklık ve spektral (renk) bilgilerini içeri r. Algılayıcıların seçimiyle SudaSat - 1 uydu görevinin gereklilikleri tam olarak ortaya çıkmıştır. Uydu pankromatik görüntüler 1 metre çözünürlükle alınacaktır, çoklu - spektral görüntüler ise 4 metre çözünürlükte olacaktır. Uydudan beklenen görev süresi ise 10 yıldır. Uydu görevinin temel hattı çizilerek, görev isterlerini karşılayacak bir uydu platformu seçilmiştir. Görüntüleme algılayıcıları özellikleri ve uydunun yörünge karakteristikleri kararlaştırılarak gerekli yer örnekleme uzaklığı belirlenmiştir. Uyd u yörüngesi STK (System Tool Kit) programı aracılığıyla tasarlanmış ve simule edilmiştir, yörünge periyodu ve ortalama haberleşme süresi kararlaştırılmıştır. Sonuç olarak elde edilen değerler her geçiş başına yaklaşık 10 dakika olmuştur. Bu tezde, haberle şme altsisteminin tasarımını ve entegresini etkileyen görev tasarım elemanları öne çıkarılmıştır. Haberleşme altsistemi - seviye gereksinimleri, fonksiyonları ve tasarım bileşenleri gözden geçirilmiştir. Bileşen seçimleri, gereklilikleri karşılanması ve uza y geçmişi üzerine temellendirilmiştir. Sistemin güvenilirliğini arttırabilmek için kritik bileşenlerin yedekleri de göz önüne alınmıştır. Ayrı uydu - yer bağı kanalları görüntü verileri (X - bandı) ve mühendislik verileri (S - bandı) olacak şekilde düzenlenmişti r. Uydu iletişim güç bütçesi hem uydu - yer hem de yer - uydu bağ kanalları için hesaplanmıştır. Güç için kabul edilebilir düzeyde bir marjin elde edilmiştir. Ana sistem bileşenleri ile bağlantıyı tanımlayan haberleşme altsistem mimarisi sunulmuştur. Görüntü ve mühendislik verilerinin uydu - yer bağlantısı ile transferi ve yer - uydu komuta, adımlarını izleyecek şekilde resmeden uydu veri transfer planı belirlenmiştir. Özetle, bu tezde SudaSat - 1 uydusunun haberleşme altsistemi tasarlanmıştır. Yukarıdan - aşağıya d oğru bir tasarım yöntemi izlenerek, tüm görevin gereklilikleri belirlenmiş ve bunların haberleşme altsistem gereksinimleri üzerindeki etkileri incelenmiştir. Yörünge ve uzay ortam koşulları göz önüne alınarak bunların uydu - yer istasyonu arasındaki iletişim e olan etkileri hesap edilmiştir. Bu doğrultuda uydu tasarımı tamamlanarak elde edilen sonuçlar sunulmuştur. Sudan is one of the richest countries in the world in terms of natural resources,agricultural fields in particular. The cost of monitoring these resources from space isvery high. Establishing a national satellite mission has large initial cost, but it has alarge significance in the long run.SudaSat-1 is a proposed earth observation satellite mission funded by the governmentof Sudan to obtain high resolution images of various areas of the country and othercountries as per request.Establishing reliable communication is an essential function for any spacecraft; thefailure of communication means loss of mission, the goal of this thesis is to provide apreliminary design for the communication subsystem for SudaSat-1 satellite.The thesis provides a review of similar satellite missions to gain insight of the mainconsiderations involved in the design. The review focused on the satellites with thesame spatial resolution.The main characteristics of remote sensing satellites is reviewed, image acquisitionmodes are also explained.Satellite baseline mission design is introduced, a satellite platform is selected to satisfyoverall mission requirements, imaging sensors specifications together with satelliteorbit characteristics are also determined to provide the required ground samplingdistance. Satellite orbit is designed and simulated using STK, orbit period and averagecommunication time is determined. The thesis highlights mission design elements thatinfluence the design and implementation of the communication subsystem.Communication subsystem-level requirements, functions and design components areoverviewed. Components selection is based on requirements satisfaction and spaceheritage. Redundancy of critical components is put into consideration to increase thereliability of the subsystem. Separate downlink channels are set for imagery data (Xband) and engineering data (S-band).Satellite link power budget is calculated for both downlink channels and for uplinkchannel. An acceptable value of power margin is obtained.Communication subsystem architecture is presented showing the interconnectionbetween main subsystem components.Satellite data transfer plan is determined illustrating the steps followed to transferimagery and engineering data downlink and commands uplink 84

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

Astronomi 19. ve özellikle 20. yüzyılda baş döndürücü bir hızla ilerlemiştir. Teleskopların geliştirilmiş olması, spektroskopinin getirdiği imkanlar, evrenin genişleme içinde olduğunun farkına varılması, büyük patlama kuramı yoluyla kozmolojide meydana gelen gelişmeler ve diğer bilim dallarındaki gelişmelerin astronomiye katkıları bu bilimin ilerlemesine büyük katkılar sağlamıştır.Bu gelişmelerin ardından devam eden süreçte, I. ve II. Dünya savaşını geride bırakıp 20.yy'ın üçüncü çeyreğinde soğuk savaş dönemine giren dünya aynı zamanda `uzay yarışı` diyebileceğimiz bir mücadeleye başlamıştır. Amerika Birleşik Devletleri ve Sovyet Sosyalist Cumhuriyetler Birliği arasında geçen bu mücadelenin astronomiye olan katkıları büyüktür. Uzaya uydu ve sonda yollayarak uzayı keşfetmek, insan göndermek, Ay'a insan indirmek gibi önemli olaylar bu dönemde gerçekleşmiştir.Bu mücadeleden sonra uzayı keşfetme yarışı biraz olsun hızını kaybetsede, günümüzde insanoğlunu heyecanlandıran çalışmalar devam etmektedir. Avrupa Uzay Ajansı'nın en geç 2030 yılına kadar Mars'a insan göndermeyi amaçlayan Aurora programı bunlardan biri ve yarışı tekrar ateşleyebilir.Uzay bilimleri, uzay teknolojileri ve uydu mühendislikleri alanında oldukça yeni bir ülke olan Sudan için bir uzaktan algılama uydusunun öntasarımının yapılması gereklidir. Uzaktan algılama, yeryüzünün ve yer kaynaklarının incelenmesinde onlarla fiziksel bağlantı kurmadan kaydetme ve inceleme tekniğidir. Yer ile herhangi bir temas olmaksızın yerin çeşitli özelliklerinin tespiti işidir. Uzaktan algılama kısa bir tanım yapılacak olursa, fiziksel temas olmadan cisimler hakkında bilgi almaktır. Bu tez de bahsedilen uydunun altsistemleri yönetimi ve görev tasarımına odaklanmıştır.Başlangıç aşamasında tasarıma örnek olması için bu alandaki geçmiş çalışmalar incelenmiştir, Ardından konsept araştırması yapılmıştır. Ayrıca uzaktan algılamanın temelleri ve görüntü işleme, yörünge dinamikleri ve bileşen yönetimi üzerinde çalışılmıştır.Görevin tüm isterlerini ve destekleyici altsistem gereksinimleri karşılayan bir uydu platformu seçilmiştir. Genel bir revizyon ile uydunun temel tasarımı belirlenmiştir. Çin ile birlikte çalışma olasığının yüksekliği ve uydunun tamamlanması halinde fırlatmanın büyük ihtimalle Çin'li bir sağlayıcı tarafından gerçekleştirileceği göz önüne alınarak Çin'li bir platformda karar kılınmıştır. Uzay geçmişi bulunan ve uzaktan algılama projeleri için üretilmiş bir platformdur.Görev tasarımı amaç ve gerekliliklerin tanımlanmasının ardından, yörünge parametrelerinin belirlenmesi ile başlamıştır. Gerekli çözünürlükte görüntü alabilecek algılayıcının özellikleri ve altsistem yönetim hesaplamalarının yapılabilmesi için çalışma modları belirlenmiştir. Uydu 650 kilometre irtifada kutupsal güneş-senkronize yörüngeye sahiptir. Uydu bir yörünge dolanım süresi boyunca 2 görüntü alabilmelidir. Görüntüler dar bir alanı kapsayan yüksek çözünürlükte ya da on kat daha az çözünürlükte ancak daha geniş bir alanı kapsayacak şekilde olacaktır.Altsistem yönetim mimarisi, görev ve geçmiş tecrübelere dayanarak tanımlanmıştır. Temel olarak merkezileştirilmiş tasarım kullanılmıştır. Uydu tümleşik bilgisayarı belirlenerek, yazılım gereksinimleri ortaya konulmuştur. Tasarımı basitleştimek adına yönelim belirleme ve kontrol altsistemi için ek bir tümleşik bilgisayar tasarlanmıştır. Telekomut türleri öncelikli olarak belirlenmiştir. Veri yönetimi, veri türleri ve veri büyüklükleri belirlenerek aydınlığa kavuşturulmuştur. Böylelikle minimum bellek büyüklüğü de ortaya çıkmıştır. Ayrıca bu doğrultuda tüm görüntü verileri sıkıştırılırken, istenildiği takdir de olarak şifreleme işlemi de gerçekleştirilebilmektedir.İç veri yolu olarak SpaceWire seçilmiştir. Bu seçimde yüksek hızlı-hareketli kamera ile alınan yüksek çözünürlüklü görüntülerin yüksek veri iletim hızı gerektirmesidir. SpaceWire standart bir uzay aracı ağıdır. Avrupa Uzay Ajansı (ESA) tarafından yönetilen uluslararası bir projedir. SpaceWire elektrik akımı ile tahrikli sinyal veren iki çift kablodan oluşur, ayrıca bu kablolar arızaya ve gürültü sinyallerine karşı dirençlidir. Bu teknoloji komut ve kontrol fonksiyonları verilerini kombine eden masif veri transferi teknolojisi kullanmaktadır.Tasarım, paranormik olarak 1m yer örnekleme yüksekliği (YÖY) çözünürlüğüne ve çokluspektral kanallar için 4m YÖY çözünürlüğüne sahip 650 km'de kutupsal güneş-senkronize yörüngedeki bir uydu olacak şekilde tamamlanmıştır. Tümleşik bilgisayar 2 GHz saat ve 128 Gbyte' a sahiptir. Uydunun yer istasyonu üzerinden her geçişi sırasında 60 Gbyte very indirilebilmektedir. Geri kalan bellek ise yedek amaçlı ve yer istasyonuna indirilmek üzere olan görüntü verisinin kayıt yeri olarak kullanılacaktır.Uydunun temel çalışma modları veri alma modu, batarya şarj modu, geri kazanma modu, atıl mod ve telekomut modu olarak belirlenmiştirVeri alım modu, 2 alt modda değerlendirilebilir; yüksek çözünürlüklü şerit modu ve geniş alan modu. Yüksek çözünürlüklü şerit modu, 8 km'lik alan genişliğine, PAN kanalında 1x1'lik alansal çözünürlüğüne sahiptir. Geniş alan modu ise 300 km alan genişliği ve 10x10'luk alansal çözünürlüğüne sahiptir.Batarya şarj modu, uydunun yer istasyonu ile iletişim kurabilecek ve/veya görüntü dosyası için yeteli belleğin olmadığı ya da görüntünün zaman toleransına sahip olduğu durumlarda etkinleşerek düşük öncelikli sistemleri kapatır, güneş panellerini Güneş'e yönlendirecek komutu yönelim belirleme ve kontrol sistemine göndererek, maksimum enerji elde edilrek ve minimum enerji harcamanın yapılmasını amaçlar.Geri kazanma modu, uydunun ciddi problemlerle karşılaştığı durumda sistemin kendini korumaya alarak kapattığı moddur. Atıl modda sistem yer ile uydu arasında herhangi bir iletişimin kurulmadığı ve görüntü alımının olmadığı ancak termal kontrolün tek etkin görevin olduğu durumdadır. TC çalışma modu (veri alma modu) ise TC modulü yüksek öncelikli komutu alarak onu Komut Atım Dağıtımı Birimi'ne işlem görmesi için gönderir. Bu işlemin komutu görüntü alımını durdurarak, verinin yer istasyonuna gönderilmesini sağlar. For Sudan as a country newly started its local researches in the field of space science, aerospace and satellite engineering, a preliminary design of a remote sensing satellite is to be made. This thesis is focusing in the satellite management subsystem and the mission design.In the beginning a review was done to the previous experiences in the field as a guide for the design, then the concept was surveyed, also the Remote Sensing basics and imaging process, the orbital dynamics and the management components and elements.A satellite platform was chosen to serve the mission, all supporting subsystems' requirements are agreed to be satisfied. A general revision for the baseline design was done. This platform is considered to be a Chinese one because the opportunity to start this project with china is relatively high, and if the project is implemented, it is most likely to be launched by a Chinese satellite launch provider. The platform is mainly made for Remote Sensing projects and it has a heritage in space.Then the mission design was started with naming the objectives and requirements for the satellite as all, from it the orbit parameters have been decided. Sensor specifications those can take the required high resolution images were selected. The operation modes have been determined to allow the calculations for the management subsystem. The satellite will be orbiting at an altitude of 650 kilometers in a polar sun-synchronous orbit. The satellite has to have the capability of taking two images per orbit. The images can be high resolution with narrow swath width or ten times low resolution with wider swath width.The architecture of the management subsystem was defined based on the mission and previous experiences. Mainly the centralized design is used. The OBC specification was set and the onboard computer software's requirements were cleared. For simplifying the design a separate computer is dedicated for the attitude determination and control operations. Telecommand types are differentiated with the priority. The data management processes were unclouded, a calculations for the data size and type was done. This allowed the minimum storage size to be known. The compression is done for all images while the encryption is an optional process. SpaceWire was picked out to be the internal bus because the high data rate needed when dealing with high resolution images taken by a high speed moving camera.The final design conclude a satellite with 1m GSD (ground sample distance) resolution for panoramic and a 4m GSD resolution for multispectral channels which is orbiting 650 km polar sun-synchronized orbit. The onboard computer has 2 GHz clock with storage can save up to 128 Gbytes. 60 Gbytes can be downloaded every pass over the main ground station. The rest of memory will be used as a redundancy storage and as a storage for images those will be downloaded to other ground stations.The main operation modes of the satellite are the acquisition mode, the battery charging mode, the recovery mode, the idle mode and the execution of a telecommand mode. 90

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2015, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2015, Astronomi 19. ve özellikle 20. yüzyılda baş döndürücü bir hızla ilerlemiştir. Teleskopların geliştirilmiş olması, spektroskopinin getirdiği imkanlar, evrenin genişleme içinde olduğunun farkına varılması, büyük patlama kuramı yoluyla kozmolojide meydana gelen gelişmeler ve diğer bilim dallarındaki gelişmelerin astronomiye katkıları bu bilimin ilerlemesine büyük katkılar sağlamıştır. Bu gelişmelerin ardından devam eden süreçte, I. ve II. Dünya savaşını geride bırakıp 20. yy’ın üçüncü çeyreğinde soğuk savaş dönemine giren dünya aynı zamanda “uzay yarışı” diyebileceğimiz bir mücadeleye başlamıştır. Amerika Birleşik Devletleri ve Sovyet Sosyalist Cumhuriyetler Birliği arasında geçen bu mücadelenin astronomiye olan katkıları büyüktür. Uzaya uydu ve sonda yollayarak uzayı keşfetmek, insan göndermek, Ay’a insan indirmek gibi önemli olaylar bu dönemde gerçekleşmiştir. Bu mücadeleden sonra uzayı keşfetme yarışı biraz olsun hızını kaybetsede, günümüzde insanoğlunu heyecanlandıran çalışmalar devam etmektedir. Avrupa Uzay Ajansı’nın en geç 2030 yılına kadar Mars’a insan göndermeyi amaçlayan Aurora programı bunlardan biri ve yarışı tekrar ateşleyebilir. Sudan, doğal kaynaklar ve tarım alanları açısından Dünya üzerindeki en zengin ülkelerden biridir. Bu bölgelerin gözlenmesi oldukça maliyetlidir. Ancak bu amaçla oluşturulacak ulusal bir uydu ilk aşamalardaki yüksek maliyetine rağmen uzun vadede önemli bir projedir. SudaSat-1, Sudan topraklarının ve talepleri doğrultusunda diğer ülkelerin yüksek çözünürlüklü görüntülerini almayı amaçlayan ve Sudan hükümeti tarafından finanse edilen uzaktan algılama uydusu projesidir. Uzaktan algılama, yeryüzünün ve yer kaynaklarının incelenmesinde onlarla fiziksel bağlantı kurmadan kaydetme ve inceleme tekniğidir. Yer ile herhangi bir temas olmaksızın yerin çeşitli özelliklerinin tespiti işidir. Uzaktan algılama kısa bir tanım yapılacak olursa, fiziksel temas olmadan cisimler hakkında bilgi almaktır Güvenilir bir haberleşmenin kurulması her uzay aracı için elzemdir; haberleşmede oluşabilecek bir hata görevin kaybedilmesi anlamına gelir. Bu tez de SudaSat-1 için haberleşme altsisteminin ön tasarımının yapılmasını amaçlar. Bu tez benzer uydu projelerini inceleyerek tasarım için gerekli temel fikirlerin edinilmesini sağlar. İncelemeler, benzer uzaysal çözünürlüklü uydu projelerine odaklanmıştır. xx Uzaktan algılama uydularının temel karakteristikleri incelenmiş ve görüntü elde etme modları açıklanmıştır. Modlar 2 çözünürlük değerleri için belirlenmiştir. Yüksek çözünürlüklü şerit modu ve geniş alan modu. Yüksek çözünürlüklü şerit modu, 8 km’lik alan genişliğine, PAN kanalında 1x1’lik alansal çözünürlüğüne sahiptir. Geniş alan modu ise 300 km alan genişliği ve 10x10’luk alansal çözünürlüğüne sahiptir. Uydu yörüngesinde ortalama 7.53 km hızla ilerlerken 1m yer örnekleme yüksekliği (YÖY) çözünürlüğünü sağlayan görüntülerin alınabilmesi için 1 CCD algılayıcısı yeterli olmayacaktır. Bir transfer gecikmesi ve entegrasyon (TDI), senkronize olmayan görüntülme modu, aşamalı CCD doğruları ya da bunların bir kombinasyonu gerekmektedir. Bu gereksinimmler göz önüne alınarak algılayıcı sistem seçilmiştir. Sonuç olarak 1m YÖY için pankromatik ve 4m YÖY için ise çoklu sprektral sistemler kullanılmıştır. Pankromatik algılayıcılar, tek kanallı geniş spektrumlu ışınım duyargasına sahiptir. Eğer dalgaboyu aralığı görülebilir alan ile çakışırsa elde edilen görüntü uzaydan çekilen siyah-beyaz fotoğraf şeklinde olacaktır. Renk bilgisi vermeyecektir. Çoklu-spektral sistemler ise, birkaç spektral bantlı çok-kanallı duyargadan meydana gelir. Her bir kanal, kısa dalgaboyu bant araklıklarına sahiptir. Bu algılayıcılardan elde edilen görüntüler çok katmanlıdır. Bu katmanlar gözlemlenen hedefin parlaklık ve spektral (renk) bilgilerini içerir. Algılayıcıların seçimiyle SudaSat-1 uydu görevinin gereklilikleri tam olarak ortaya çıkmıştır. Uydu pankromatik görüntüler 1 metre çözünürlükle alınacaktır, çokluspektral görüntüler ise 4 metre çözünürlükte olacaktır. Uydudan beklenen görev süresi ise 10 yıldır. Uydu görevinin temel hattı çizilerek, görev isterlerini karşılayacak bir uydu platformu seçilmiştir. Görüntüleme algılayıcıları özellikleri ve uydunun yörünge karakteristikleri kararlaştırılarak gerekli yer örnekleme uzaklığı belirlenmiştir. Uydu yörüngesi STK (System Tool Kit) programı aracılığıyla tasarlanmış ve simule edilmiştir, yörünge periyodu ve ortalama haberleşme süresi kararlaştırılmıştır. Sonuç olarak elde edilen değerler her geçiş başına yaklaşık 10 dakika olmuştur. Bu tezde, haberleşme altsisteminin tasarımını ve entegresini etkileyen görev tasarım elemanları öne çıkarılmıştır. Haberleşme altsistemi-seviye gereksinimleri, fonksiyonları ve tasarım bileşenleri gözden geçirilmiştir. Bileşen seçimleri, gereklilikleri karşılanması ve uzay geçmişi üzerine temellendirilmiştir. Sistemin güvenilirliğini arttırabilmek için kritik bileşenlerin yedekleri de göz önüne alınmıştır. Ayrı uydu-yer bağı kanalları görüntü verileri (X-bandı) ve mühendislik verileri (S-bandı) olacak şekilde düzenlenmiştir. Uydu iletişim güç bütçesi hem uydu-yer hem de yer-uydu bağ kanalları için hesaplanmıştır. Güç için kabul edilebilir düzeyde bir marjin elde edilmiştir. Ana sistem bileşenleri ile bağlantıyı tanımlayan haberleşme altsistem mimarisi sunulmuştur. Görüntü ve mühendislik verilerinin uydu-yer bağlantısı ile transferi ve yer-uydu komuta, adımlarını izleyecek şekilde resmeden uydu veri transfer planı belirlenmiştir. Özetle, bu tezde SudaSat-1 uydusunun haberleşme altsistemi tasarlanmıştır. Yukarıdan-aşağıya doğru bir tasarım yöntemi izlenerek, tüm görevin gereklilikleri belirlenmiş ve bunların haberleşme altsistem gereksinimleri üzerindeki etkileri incelenmiştir. Yörünge ve uzay ortam koşulları göz önüne alınarak bunların uydu-yer istasyonu arasındaki iletişime olan etkileri hesap edilmiştir. Bu doğrultuda uydu tasarımı tamamlanarak elde edilen sonuçlar sunulmuştur., Sudan is one of the richest countries in the world in terms of natural resources, agricultural fields in particular. The cost of monitoring these resources from space is very high. Establishing a national satellite mission has large initial cost, but it has a large significance in the long run. SudaSat-1 is a proposed earth observation satellite mission funded by the government of Sudan to obtain high resolution images of various areas of the country and other countries as per request. Establishing reliable communication is an essential function for any spacecraft; the failure of communication means loss of mission, the goal of this thesis is to provide a preliminary design for the communication subsystem for SudaSat-1 satellite. The thesis provides a review of similar satellite missions to gain insight of the main considerations involved in the design. The review focused on the satellites with the same spatial resolution. The main characteristics of remote sensing satellites is reviewed, image acquisition modes are also explained. Satellite baseline mission design is introduced, a satellite platform is selected to satisfy overall mission requirements, imaging sensors specifications together with satellite orbit characteristics are also determined to provide the required ground sampling distance. Satellite orbit is designed and simulated using STK, orbit period and average communication time is determined. The thesis highlights mission design elements that influence the design and implementation of the communication subsystem. Communication subsystem-level requirements, functions and design components are overviewed. Components selection is based on requirements satisfaction and space heritage. Redundancy of critical components is put into consideration to increase the reliability of the subsystem. Separate downlink channels are set for imagery data (Xband) and engineering data (S-band). Satellite link power budget is calculated for both downlink channels and for uplink channel. An acceptable value of power margin is obtained. Communication subsystem architecture is presented showing the interconnection between main subsystem components. Satellite data transfer plan is determined illustrating the steps followed to transfer imagery and engineering data downlink and commands uplink., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu çalışmanın amacı temel uçuş görevlerini yerine getirebilecek bir oto pilot sisteminin ve yer istasyonu yazılımının gerçekleştirilmesidir. Bu görevler: Uçuş kontrolü, Konum sabitlenmesi, Hava hızı denetimi, Yükseklik sabitlenme denetimi, yönelme denetimi, GPS destekli konum denetimi, Hedef konum uçuşu, Belirlenmiş konumlara uçuş, Kameralı gözetleme, Beşik sistemi denetimi, Uzaktan kamera denetimi, Telemetri, Harita üzerinde gösterim, Sistem değişkenlerinin gösterimi, Uçuş parametrelerinin değiştirilebilmesi, Kişisel bilgisayar ile uçuş, Kişisel bilgisayar ve joystick ile uçuş denetimi dir. Ototpilot sistemi sabit veya döner kanatlı hava araçlarında kullanılabilecek şekilde geliştirilmiştir. Bunu başarabilmek için yazılım, elektronk mühendisliği, uçak mühendisliği ve kontrol mühendisliği gibi birçok mühendislik disiplininden istifade edilmiştir. Bu sisteminin gerçekleştirilmesi ile ilgili ilk adım denetleyici ve diğer donanımsal sistem bileşenlerinin seçimidir. Bu seçim projenin kavramsal tasarım aşamasında yapılmaktadır. Seçim sırasında öncelikli kriterler kolay kullanım, yaygın kod desteği , yardım kaynaklarının bulunabilir olması ve denetleyicinin teknik özellikleri gibi kriterlere göre yapılmıştır. Seçilen mikrodenetleyicinin, farklı sensörtipleri ile iletişim kurabilecek yapıda olması öncelikli hedef olmuştur. Sözgelimi telemetri modem, IMU ve GPS, UART haberleşmesi ile otopilota veri göndermekte, basınç sensörü I2C haberleşmeyi kullanmakta, batarya ölçüm sensörleri ise analog olarak veri göndermektedir. Otopilot ana denetleyicisi bütün bu haberleşme yeteneklerine sahip olmalıdır. Diğer önemli bir teknik özellik ise, sayısal giriş çıkış pinlerinde kesmeler oluşturulabilmesi yeteneğidir. Bu kesmeler sayesinde konvansiyonel bir RC alıcının pinlerinden çıkan PWM sinyallerinin okunması mümkün olabilmektedir. Ayrıca mikrodenetleyici sistemin 5V ile çalışıyor olması tercih sebebidir. Bu sayede, bütün araç içerisinde sadece 2 farklı voltaj seviyesi ile çalışmak mümkün olmaktadır. Geleneksel RC bileşenleri 5V seviyesinde çalışmakta ve çoğu zaman motor sürücüleri 5V çevirici içermektedir. Dolayısı ile 5V ile çalışan kontrolcü seçimi, fazladan bir çevirici gereksimini ortadan kaldırmaktadır.Daha sonraki adım denetleyici kodunun yazılmasıdır. Denetleyici kodunun geliştirilmesindeki ilk adım, sensörler, aktüatörler ve telemetri sisteminin çalışmasına imkan tanıyacak yazılımın geliştirilmesidir. Buyazılımlar c++ kullanılarak geliştirilmiş ve kontrolcüye hex dosyası olarak yüklenmiştir. Geliştirme sırasında adım adım ilerlenerek ara programcıklar oluşturularak geliştirilen sensör kitaplıkların çalışır vaziyette olduklarına dair kontrol noktaları olarak kaydedilmiştir. Bu sayede denemeler sırasında oluşabilecek arızalarda veya beklenmeyen davranışlarda sorunun donanımsal mı yoksa yazılımsal mı olduğu, deneme kodları tarafından anlaşılabilmektedir. Ana denetleyici kodu sürekli bir döngü içerisinde çalışan bir kontrol kodudur. Döngü zaman kritik olan görevleri yerine getirebilecek şekilde optimize edilmiştir. Sensör datalarının alınması veya telemetri işlemleri ana zaman kritik döngünün dışında, farklı yenileme frekanslarındaki döngülerde yapılmaktadır. Bu sayede sözgelimi 5Hz de çalışan bir GPS sensöründen veriler saniyede 100 defa değil olması gerektiği gibi 5 defa sorgulanmaktadır. Diğer bir yaklaşım ise IMU da olduğu gibi, yoğun matematiksel hesap gerektiren işlemlerin ayrı bir düşük maliyetli işlemci yapılarak sonuçların ana kontrolcüye gönderilmesidir. IMU bileşeni , içerisindeayrı bir düşük maliyetli işlemci barındırmaktadır. Eksen takımı dönüşümlerini ve IMU?nun euler açılarını bu düşük seviye kontrolcü yapmakta ve sonuçları yine geliştirilmiş bir binary protokolüzrinden ana otopilot işlemcisine yollamaktadır. Bu sayede zaman kritik olan ana döngü böylesine bir işlemle meşkul edilmemiş ve ana kontrol frekansı kararlılığı sağlanmıştır. Aktüatörlere ilişkin kod yazımı da deneme kodları oluşturularak gerçekleştirilmiştir. SadeceRC servo motorların sürülmesine imkan tanıyan kod parçaları oluşturulmuş, RC servolarda denenmiş ve kaydedilmiştir. Ayrıca RC alıcının sinyalleriniokuyan diğer bir değişle , kullanıcının elindeki geleneksel RC vericiden gönderilen pozisyon komutlarını okuyan kod ile servoları istenilen açıya getirmeye yarayan kod paralel geliştirilmiştir. Bu kod otopilotun devrede olmadığı sırada çalışan, otopilotu servo ve RC alıcı arasında bir pasif bileşen gibi kullanılmasını sağlayan koddur. Esasen otopilot kullanıcının komutlarını alan ve uçuş senaryosuna göre bunları servolara ileten bir ara işlemcidir. Bu işlemci otopilot devrede değilken sadece bir geçit vazifesi görür.Son olarak yer istasyonu yazılımının gerçekleştirilmesi gerekmektedir. Yer istasyonu yazılımı ve oto pilot içerisindeki telemetri yazılımı paralel ilerlemesi gereken süreçlerdir. Otopilota telemetri kabiliyeti kazandırmadan uçuş sırasında data almak mümkün olmamakta ve uçuş denetimine ilişkin algoritmalar doğrulanamamaktadır. Bu sebepten telemetri kodunun yazılması kritiktir. Telemetri kodu daha fazla veri taşıyabilmek için ASCII değil binary olarak tasarlanmıştır. Bu sayede sözgelimi 5 basamaklı bir sayının gönderilmesi 5 byte yerine 2 bayt tutmakta ve rf modemin bant genişliği daha optimum kullanılabilmektedir. Bu da birim zamanda otopilottan daha fazla veri alınması ve otopilota daha fazla veri gönderilmesi anlamına gelmektedir. Yer istasyonu UAV uçuş kullanıcı arabirimi olarak çalışmaktadır. Yer istasyonu yazılımı, Delphi yazılım geliştirme platformu kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Delphi, Pascal tabanlı ve görsel tasarım unsurları barındıran çok yaygın ve ileri seviye bir programlama dilidir. Bu sayede kullanıcı arabirimi ve arkasında windows işletim sistemi kaynakları kullanan çok gelişmiş yazılımlar geliştirilebilmektedir. Delphi ile geliştirilen yer istasyonu yazılımı, Web üzerinde verilen java tabanlı bir servis olan Google Maps Api v3 ile de haberleşmekte bu sayede kullanıcıya harita desteği sunulmasını sağlamaktadır. Bu harita deteğinin sağlanması da yine temel java bilgisi gerektirmekte ve delphi tabanlı yazılım ile bu servisin haberleşmesini sağlayacak mekanizmalar geliştirilmesini gerektirmektedir. Proje kapsamında GoogleMaps Api kullanılarak da özel kodlar geliştirilmiş, uçuş rotasının görsel gösterimi, uçağın pozisyonu , yönelmesi ve gidilmesi gereken doğrultunun gösterimi gibi kullanıcı arayüzü gösterimine ilişkin java kodları oluşturulmuştur. Bütun bu oluşturulan kodlar, otopilot un bir uydu görüntüsü üzerinden izlenmesini sağlamakta ve uçuş görevi oluşturulmasını kolaylaştırmaktadır. Bunun yanında yer istasyonu sayesinde otopilota ilişkin parametreler uçuş sırasında değiştirilebilmektedir. Bu parametreler yeni bir görev tanımına ilişkin konum değişiklikleri olabildiği gibi, kontrol sistemine ilişkin kazanç katsayıları da olailmektedir. Ayrıca kamera pozisyonu, uçak eyleyicilerinin aktive edilmesi de bu mekanizma üzerinden sağlanmaktadır. Joystick ile uçuş sırasında, telemetri modem üzerinden otopilota kontrol yüzeylerinin açılarına ilişkin komutlar gönderilmektedir.Geliştirilen sistemin diğer bir önemli özelliği değişik uçuş platformlarına uygulanabilirliğidir. Sistem bileşenleri buna göre seçilmiştir. Bütün uçan platformlarda kullanılması düşünülen oto pilot bileşenleri şunlardır: Ana Denetleyici, GPS, Ataletsel Ölçüm Birimi, 3 eksen jiroskop, 3 eksen ivme sensörü, 3 eksen manyetik sensor, Pitot Tüpü Sensörü, Altimetre Basınç Sensörü, Servo Denetleyicisi, Telemetri Modem, Akım ve Gerilim Sensörleri ve Ana Uçuş Kontrol Alıcısı. Bu bileşenler, döner kanatlı hava araçlarında ve sabit kanatlı hava araçlarında kullanılmaktadır. Yukarıda bahsedilen bileşenler ayrı ayrı farklı amaçlar için yurtdışı ve yurtiçi pazarda uygun fiyatlarda bulanabilmektedir. Bileşenlerin bir sayısal sistem tasarımı yaklaşımı ile bir araya getirilmesi sayesinde, esnek bir sistem ortaya konmuştur. Geliştirilen sistem herhangi bir marka veya model bileşene bağımlı değildir. Geliştirme sürecindeki bütün bilgi birikimi yerli olup, bileşenlerin tamamına yakınının farklı tedarikçilerden ve veya farklı markalardan ikamesi mümkündür. Bu çalışma neticesinde çalışan bir otomotik pilot sistemi, tamamı ile yerli mühendislik bilgi birikimi ile, tedarikçi ve markadan bağımsız bir biçimde ve düşük maliyetli bileşenler ile geliştirilmiştir. Optimize otopilot kod döngüsü, düşük işlem güçlü kontrolcülerin kullanımına imkan vermiştir. IHA pazarı geçtiğimiz on yılda ciddi bir büyüme kaydetmiştir. Ülkemizdede bu tip çalışmalar hızlanmıştır. IHA lar ülkemiz için stratejik öneme sahip hava araçlarıdır. Bu hava araçlarının ana kontrol bileşenlerinin yerli imkanlarla üretilebiliyor olması stratejik bir önem arzetmektedir. Bu tür araçların geliştirme ve ar-ge süreçleri yüksek maliyetlidir. Bu süreçlerde düşük maliyetli ve esnek otopilot bileşenlerinin kullanımı sektörde geliştirme maliyetlerini düşürecek ve süreçlerin daha hızlı ilerlemesini sağlayacaktır. Sözgelimi elden atılan bir insansız hava aracının malyetinin büyük bir kısmını otopilot oluşturmaktadır. Test uçuşu ve geliştirme sürecinde harcanan iş gücü ve sistem tasarımı maliyetini minimize etmek adına ithal rakiplerinden daha uygun fiyatlı bir denetleyici geliştirme hedefine başarıyla ulaşılmıştır. Bu tezde gömülü sistem yazılımı, sayısal sistem tasarımı ve kullanıcı ara yüzü tasarımı konusunda ileri becerilerin kullanımı şeklinde katkım olmuştur. The aim of this work is to design and build an autopilot system hardware and software including ground station software which is capable of performing simple mission tasks like: flight control ,attitude stabilization,airspeed control,altitude hold, heading control, GPS hold, waypoint flight, fixed waypoint flight, telemetry, map display , monitoring system variables, flight parameter change during flight, Fly by PC and Control by PC and Joystick. The autopilot system can be implemented in to both fixed wing and rotorcraft platforms. To do that, a multidisciplinary approach has been used. The first step of autopilot design task is to choose the suitable microcontroller and peripherals, then the software has to be written for the controller. For the telemetry system a binary communication protocol must be created which is able to make fast two way communication between ground station and the autopilot system. At last ground station software has to be written to monitor and change the system variables and act as a user interface with camera and flight controls for real UAV experience.The most important part of this system is the flexibility to implement it in to various flying platforms. To be able to do that system variables should be monitored and changed during flight. The common peripherals of the system for all the flying platforms are: main controller, GPS system, inertial measurement unit (IMU), 3 axis gyro, 3 axis accelerometer, 3 axis magnetometer, pitot tube sensor for airspeed measurement, pressure sensor for barometric altitude, servo controller, telemetry modem, current and voltage sensors, primary flight control radio receiverAs a result a working autopilot system has been created. UAV market has grown explosively over the past decade. To simplify the Test flight and controller design phase such a system is very useful and less costly than imported competitors. My contribution to this project is to design and build a working autopilot system which is able to perform basic tasks mentioned above, using advanced embedded programming, digital system design and human machine interface design skills. 81

Bu çalışmada İTÜ Hafif Ticari Helikopterinin tork tüpü yapılması amaçlanmıştır. Helikopterlerde bulunan ve daha önce İTÜ-ROTAM'da tasarımı ve testleri yapılmış tork tüpleri incelenmiştir.İTÜ-HTH'ı hakkında genel bilgiler verilmiştir. İTÜ-HTH, altı yolcu ,iki pilot kapasiteli tek motorlu helikopterdir. İTÜ-HTH'ın en önemli özellikleri güvenirliği, kullanım kolaylığı ,düşük ses seviyesi, maliyetidir.Yataksız hub sistemine ve kompozit palalara sahip olması, yüksek Anadolu platosunda yüksek irtifa görevlerini rahatlıkla yerine getirebilecek olması , düşük ana rotor dönüş devrinin sonucu olarak düşük uç hızına ve düşük ses seviyesine sahip olması İTU-HTH'ı rakiplerinden ayıran özelliklerdir.İTÜ-HTH havada asılı kalma, düşük hızda seyir uçuşu, uzun mesafe uçuşu gibi farklı görevleri yapabilmek için tasarlanmıştır. İTÜ-HTH ticari uygulamalar, kamu uygulamaları ve kişisel uygulamalar için kullanılabilir.İTÜ-HTH'ı oluşturan gövde, iniş takımı, uçuş kontrol sistemi ,itki sistemi, güç aktarma sistemi, yakıt sistemi, elektrik sistemi ve ana rotor sistemi hakkında bilgiler verilmiştir.İTÜ-HTH'ın farklı uçuş şartları altında performans analizleri yapılmıştır. Tasarım isterleri doğrultusunda, farklı uçuş şartları altında çalışabilecek tork tüp tasarımı yapılmıştır.Tork tüpünün sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Sonlu elemanlar modeline uygun sınır şartları ve kuvvetlerin uygulanması ile sonlu elemanlar analizleri tamamlanmıştır. Analiz sonucu oluşan gerilme değerleri incelenmiştir.Tork tüpünün üretimi için teknik resimleri hazırlanmıştır. Pala kesiti üzerine tork tüp montajı yapılmıştır.İTÜ-ROTAM'da bulunan yapı laboratuvarında MTS Test cihazı ve yardımcı ekipmanlar yardımıyla tork tüpünün yapısal testleri standart ve ekstrem uçuş şartları olmak üzere iki farklı durum için yapılmıştır.Yapısal testlerde, aerodinamik momentleri modellemek amacıyla çelik kiriş kullanılmıştır. Standart uçuş şartları etkisinde, tork tüpünün 75 uçuş saati (1500000 çevrim) süresince kırıma uğramaması için yorulma testi yapılmıştır. Merkezkaç testi standart uçuş şartları yorulma testleri sonrasında yapılmıştır. Tork tüpe merkezkaç kuvvetin iki ve üç katı kuvvet uygulanarak çekilmiştir. Standart uçuş şartları testlerinde elde edilen gerilme değerleri, emniyetli akma gerilmesi değerinden düşüktür. Ekstrem uçuş şartlar etkisinde tork tüpün statik ve yorulma testleri yapılmıştır. Ekstrem uçuş testlerinde elde edilen gerilme değerleri, emniyetli akma gerilmesi değerinden düşüktür.Testler sırasında tork tüp üzerinde tasarım problemleri görülmüştür. Tasarım probleminin giderilmesi için tork tüp tasarımı üzerinde değişiklik yapılmıştır. Bundan sonraki çalışmalarda tasarımda yapılan değişikliklerden dolayı, yapılan sonlu elemanlar analizlerinin tekrarlanması gerekmektedir. Sonlu elemanlar analizlerin tamamlanması ile beraber, üretim için teknik resimler güncellenerek, üretim gerçekleştirilmelidir. Tork tüpünün üretiminin tamamlanması ile tasarım üzerinde yapılan değişikliklerden dolayı, bazı yapısal testler yapılarak tork tüp tasarımının güvenilirliği sağlanmalıdır. The aim of the project is designing of a torque tube of the helicopter. Firstly, Torque tupe systems were investigated and also torque tubes that were tested in İTU-ROTAM, were examined.General informations of ITU-LCH were explained. ITU-LCH is designed as a six passenger, two pilot, single engine conventional helicopter. Critical attritubes of the ITU-LCH have been identified as; safety,affordability,ease of use,lower noise levels, high reliability, low cost maintainability. Main features of the ITU-LCH have been identified as; high altitude operation capability over the high Anatolian Plateau, beaeringless hub system design, composite rotor blades, lower rotor RPM with lower tip speed and hence lower noise levels, lower disc loading with relatively lower power requirement.ITU-LCH designed to be versatile in its ability to perform operations such as hover,low speed loiter and long range cruise for a variety of mission profiles such as; personal travel applications, commercial applications, corporate applications and government applications.General informations about components and systems of ITU-LCH were given such as ; fuselage, landing gear, flight control system, propulsion system, transmission system,fuel system, electrical system and rotor system.The performance analysis of ITU-LCH was taken in different flight conditions. As the criteria of torque tupe design, attact angle of rotor blade conversion and effect of aerodynamic moments on rotor blade were investigated due to the performance analysis. Torque tube angle change must be around ±15°. In spite of the results of design criteria, torque tube design that easily assemblied to the rotor blade were completed.ITU-LCH has four blades so there are four torque tubes on rotor system. During the helicopter works, torque tubes should not crash.Torque tube included some parts such as; blade root shaft, tube input part, tubes, tubes? stand, flexible couplins and blade cutaway part.Spherical bearing is on the blade root shaft. Displacements in the axial direction are restricted and freedom of the rotation provided.Tube input part and tubes transfer the force from swashplate mechanisim to blade. Tube input part rotates ±15°. Tubes? stand connects tubes and flexible couplings.Flexible coupling, is rigid in the direction of torsion, is flexible in the direction of bending.Flexible couplings works as a multi-tier spring system.Blade cutaway part connects flexible couplings and blade. Material of blade root shaft, tube input part, tubes, tubes stand is aluminium. Material of flexible couplings and blade cutaway part is steel.Finite element model of torque tube were prepared. Appropriate boundary conditions of finite element model and finite element analysis with force application were carried out. The tensile strength values of torque tube parts obtained by finite element analysis lower than the safe yield stress value. Therefore, It can be said that structural design of torque tube is safe.In order to produce torque tube , technical drawings were prepared. 5 ABM prepared list of the necessary materials for production of torque tube.After the production, torque tube were assemblied on the test blade.Structural tests of torque tube were done by MTS tests equipment and other test equipments in ITU-ROTAM Structural Laboratory. Structural tests of torque tube were done for standard flight conditions and extreme flight conditions.During the standard flight conditions tests, force applied to torque tube which is assembled to blade. Blade angle of attack changed because of force. Boundary conditions were seen during this test. Steel beam?s dimension was calculated for the model of aerodynamic moment. Steel beam were tested in the MTS test equipments. Test results are as same as calculation of beam.Strain gages were glued high stress value point on torque tube parts using finite element analysis. Torque tube should work during minimum 75 hours (1500000 cycles) on helicopters. Torque tube on test blade connected steel beam with shaft.Helicopter rotation speed is 5.2 Hz. However, fatigue test were done at 1.5 Hz because of the MTS test equipments condition so fatigue test finished after 300 hours. Fatigue test were stopped after some cycles and strain values were evaluated using strain gages because any changing on torque tube parts have been seen. After the fatigue tests, stress values on the torque tube is lower than reliable yield stress.After the fatigue test of standard flight conditions, centrifugal test were done. Axial force, is two and three times centrifugal force, applied to torque tube. After the tests, stress on the torque tube is low. Stress on the torque tube is lower than reliable yield stress.For extreme flight conditions, steel beam?s dimensions were calculated again for model of the high aerodynamic moments. Static structural tests and fatigue test were done. During the static tests, torque tube with high aerodynamic moments effects were done so strain values were read by strain gages. Fatigue tests continued during 2000 cycles. After the static tests and fatigue test, there is any broken part. After these tests, torque tube is reliable for flightDuring the tests, design problems have been noticed. As a result of the force which applied to the torque tube, the angular variation of the torque pipe input part is not the same as angular variation of the angle of attack. However, angular variation of the angle of attack will be enough if the torque tube works like this.The other design problem is related to adaptor which is between torque tube?s tubes and tube input part. Torsion occurred on the torque tube?s tube because of the angular variation, Thus corrosion and erosion on the thread, is between tube input part and adaptor, occurred. Design of tube input part and adaptor changed because of design problem. The joint between this two parts is done shape instead of threadFinally, the finite element analysis will be repeated for the new design of torque tube. If the analysis results are suitable, the technical drawings will be updated and the torque tube will be produced. After the production, new torque tube design will be tested because of the modifications. 97

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2012, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2012, Bu çalışmada İTÜ Hafif Ticari Helikopterinin tork tüpü yapılması amaçlanmıştır. Helikopterlerde bulunan ve daha önce İTÜ-ROTAM’da tasarımı ve testleri yapılmış tork tüpleri incelenmiştir. İTÜ-HTH’ı hakkında genel bilgiler verilmiştir. İTÜ-HTH, altı yolcu ,iki pilot kapasiteli tek motorlu helikopterdir. İTÜ-HTH’ın en önemli özellikleri güvenirliği, kullanım kolaylığı ,düşük ses seviyesi, maliyetidir.Yataksız hub sistemine ve kompozit palalara sahip olması, yüksek Anadolu platosunda yüksek irtifa görevlerini rahatlıkla yerine getirebilecek olması , düşük ana rotor dönüş devrinin sonucu olarak düşük uç hızına ve düşük ses seviyesine sahip olması İTU-HTH’ı rakiplerinden ayıran özelliklerdir. İTÜ-HTH havada asılı kalma, düşük hızda seyir uçuşu, uzun mesafe uçuşu gibi farklı görevleri yapabilmek için tasarlanmıştır. İTÜ-HTH ticari uygulamalar, kamu uygulamaları ve kişisel uygulamalar için kullanılabilir. İTÜ-HTH’ı oluşturan gövde, iniş takımı, uçuş kontrol sistemi ,itki sistemi, güç aktarma sistemi, yakıt sistemi, elektrik sistemi ve ana rotor sistemi hakkında bilgiler verilmiştir. İTÜ-HTH’ın farklı uçuş şartları altında performans analizleri yapılmıştır. Tasarım isterleri doğrultusunda, farklı uçuş şartları altında çalışabilecek tork tüp tasarımı yapılmıştır. Tork tüpünün sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Sonlu elemanlar modeline uygun sınır şartları ve kuvvetlerin uygulanması ile sonlu elemanlar analizleri tamamlanmıştır. Analiz sonucu oluşan gerilme değerleri incelenmiştir. Tork tüpünün üretimi için teknik resimleri hazırlanmıştır. Pala kesiti üzerine tork tüp montajı yapılmıştır. İTÜ-ROTAM’da bulunan yapı laboratuvarında MTS Test cihazı ve yardımcı ekipmanlar yardımıyla tork tüpünün yapısal testleri standart ve ekstrem uçuş şartları olmak üzere iki farklı durum için yapılmıştır. Yapısal testlerde, aerodinamik momentleri modellemek amacıyla çelik kiriş kullanılmıştır. Standart uçuş şartları etkisinde, tork tüpünün 75 uçuş saati (1500000 çevrim) süresince kırıma uğramaması için yorulma testi yapılmıştır. Merkezkaç testi standart uçuş şartları yorulma testleri sonrasında yapılmıştır. Tork tüpe merkezkaç kuvvetin iki ve üç katı kuvvet uygulanarak çekilmiştir. Standart uçuş şartları testlerinde elde edilen gerilme değerleri, emniyetli akma gerilmesi değerinden düşüktür. Ekstrem uçuş şartlar etkisinde tork tüpün statik ve yorulma testleri yapılmıştır. Ekstrem uçuş testlerinde elde edilen gerilme değerleri, emniyetli akma gerilmesi değerinden düşüktür. Testler sırasında tork tüp üzerinde tasarım problemleri görülmüştür. Tasarım probleminin giderilmesi için tork tüp tasarımı üzerinde değişiklik yapılmıştır. Bundan sonraki çalışmalarda tasarımda yapılan değişikliklerden dolayı, yapılan sonlu elemanlar analizlerinin tekrarlanması gerekmektedir. Sonlu elemanlar analizlerin tamamlanması ile beraber, üretim için teknik resimler güncellenerek, üretim gerçekleştirilmelidir. Tork tüpünün üretiminin tamamlanması ile tasarım üzerinde yapılan değişikliklerden dolayı, bazı yapısal testler yapılarak tork tüp tasarımının güvenilirliği sağlanmalıdır., The aim of the project is designing of a torque tube of the helicopter. Firstly, Torque tupe systems were investigated and also torque tubes that were tested in İTU-ROTAM, were examined. General informations of ITU-LCH were explained. ITU-LCH is designed as a six passenger, two pilot, single engine conventional helicopter. Critical attritubes of the ITU-LCH have been identified as; safety,affordability,ease of use,lower noise levels, high reliability, low cost maintainability. Main features of the ITU-LCH have been identified as; high altitude operation capability over the high Anatolian Plateau, beaeringless hub system design, composite rotor blades, lower rotor RPM with lower tip speed and hence lower noise levels, lower disc loading with relatively lower power requirement. ITU-LCH designed to be versatile in its ability to perform operations such as hover,low speed loiter and long range cruise for a variety of mission profiles such as; personal travel applications, commercial applications, corporate applications and government applications. General informations about components and systems of ITU-LCH were given such as ; fuselage, landing gear, flight control system, propulsion system, transmission system,fuel system, electrical system and rotor system. The performance analysis of ITU-LCH was taken in different flight conditions. As the criteria of torque tupe design, attact angle of rotor blade conversion and effect of aerodynamic moments on rotor blade were investigated due to the performance analysis. Torque tube angle change must be around ±15°. In spite of the results of design criteria, torque tube design that easily assemblied to the rotor blade were completed. ITU-LCH has four blades so there are four torque tubes on rotor system. During the helicopter works, torque tubes should not crash.Torque tube included some parts such as; blade root shaft, tube input part, tubes, tubes’ stand, flexible couplins and blade cutaway part. Spherical bearing is on the blade root shaft. Displacements in the axial direction are restricted and freedom of the rotation provided.Tube input part and tubes transfer the force from swashplate mechanisim to blade. Tube input part rotates ±15°. Tubes’ stand connects tubes and flexible couplings. Flexible coupling, is rigid in the direction of torsion, is flexible in the direction of bending.Flexible couplings works as a multi-tier spring system.Blade cutaway part connects flexible couplings and blade. Material of blade root shaft, tube input part, tubes, tubes stand is aluminium. Material of flexible couplings and blade cutaway part is steel. Finite element model of torque tube were prepared. Appropriate boundary conditions of finite element model and finite element analysis with force application were carried out. The tensile strength values of torque tube parts obtained by finite element analysis lower than the safe yield stress value. Therefore, It can be said that structural design of torque tube is safe. In order to produce torque tube , technical drawings were prepared. 5 ABM prepared list of the necessary materials for production of torque tube.After the production, torque tube were assemblied on the test blade. Structural tests of torque tube were done by MTS tests equipment and other test equipments in ITU-ROTAM Structural Laboratory. Structural tests of torque tube were done for standard flight conditions and extreme flight conditions. During the standard flight conditions tests, force applied to torque tube which is assembled to blade. Blade angle of attack changed because of force. Boundary conditions were seen during this test. Steel beam’s dimension was calculated for the model of aerodynamic moment. Steel beam were tested in the MTS test equipments. Test results are as same as calculation of beam. Strain gages were glued high stress value point on torque tube parts using finite element analysis. Torque tube should work during minimum 75 hours (1500000 cycles) on helicopters. Torque tube on test blade connected steel beam with shaft. Helicopter rotation speed is 5.2 Hz. However, fatigue test were done at 1.5 Hz because of the MTS test equipments condition so fatigue test finished after 300 hours. Fatigue test were stopped after some cycles and strain values were evaluated using strain gages because any changing on torque tube parts have been seen. After the fatigue tests, stress values on the torque tube is lower than reliable yield stress. After the fatigue test of standard flight conditions, centrifugal test were done. Axial force, is two and three times centrifugal force, applied to torque tube. After the tests, stress on the torque tube is low. Stress on the torque tube is lower than reliable yield stress. For extreme flight conditions, steel beam’s dimensions were calculated again for model of the high aerodynamic moments. Static structural tests and fatigue test were done. During the static tests, torque tube with high aerodynamic moments effects were done so strain values were read by strain gages. Fatigue tests continued during 2000 cycles. After the static tests and fatigue test, there is any broken part. After these tests, torque tube is reliable for flight During the tests, design problems have been noticed. As a result of the force which applied to the torque tube, the angular variation of the torque pipe input part is not the same as angular variation of the angle of attack. However, angular variation of the angle of attack will be enough if the torque tube works like this. The other design problem is related to adaptor which is between torque tube’s tubes and tube input part. Torsion occurred on the torque tube’s tube because of the angular variation, Thus corrosion and erosion on the thread, is between tube input part and adaptor, occurred. Design of tube input part and adaptor changed because of design problem. The joint between this two parts is done shape instead of thread Finally, the finite element analysis will be repeated for the new design of torque tube. If the analysis results are suitable, the technical drawings will be updated and the torque tube will be produced. After the production, new torque tube design will be tested because of the modifications., Yüksek Lisans, M.Sc.

Piper J3 sahip olduğu basit tasarım özellikleri, kolay temin edilebilmesi ve düşük üretim maliyeti sayesinde yıllardır uçuş eğitimlerinde yaygın bir şekilde kullanılan, hafif hava aracı olma özelliğini taşımaktadır. Bunun yanı sıra Piper J3 model uçağının değişik ölçeklerde üretilen modelleri de akademik çalışmalarda test uçağı olarak oldukça yaygın bir şekilde kullanılmaktadır.Hava araçlarında kullanılan otomatik kontrol sistemi araçların uçuş süresi boyunca istenilen görevleri yerine getirmesi ve uçuş güvenliğinin sağlanması için tasarlanmış elektronik ve yazılımsal sistemlerdir. Bu sistemleri tasarlayabilmek için öncelikle uçağın hareketlerini temsil eden matematiksel denklemlerin elde edilmesi gerekmektedir. Bu matematiksel denklemlerden elde edilen türevler ve katsayılar hava aracının tasarımına özgü aerodinamik katsayıları temsil etmektedir.Bu tez çalışmasında bir insansız hava aracının kontrol ve aviyonik sistemlerinin test edilmesi için hazırlanan 1/3 ölçekli Piper J3 model uçağının HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) yöntemi ile aerodinamik katsayılarının çıkarılması amaçlanmıştır.Bu amaç doğrultusunda öncelikle 1/3 ölçekli Piper J3 model uçağının geometrik boyutları alınarak bilgisayar ortamında sayısal BDT (Bilgisayar Destekli Tasarım) modeli oluşturulmuştur. Bilgisayar modelinin oluşturulması sırasında literatür araştırmalarından elde edilen kanat profili kullanılarak kanat yapısı elde edilmiştir. Ayrıca aslına sadık kalınarak uçağın gövde ve kuyruk yapıları da modellenmişidir. Katı model oluşturma işleminden sonra HAD analizi için modelin sayısallaştırma işlemi yapılmıştır. Bu işlem için ticari bir HAD yazılımı olan Fluent yazılım paketinden yararlanılmıştır.Fluent HAD çözümlerinde kullanılacak yöntemin ve türbülans modelinin doğru bir şekilde seçilebilmesi için NACA raporları kullanılarak bir doğrulama çalışması yapılmıştır. Bu çalışma neticesinde belirlenen türbülans modeli ve çözüm yöntemi kullanılarak HAD çözümleri tamamlanmıştır. HAD çözümleri neticesinde elde edilen sonuçlar kullanılarak aerodinamik katsayılar çıkarılmıştır. Having simple design, low manufacturing cost and availability make Piper J3 is commonly using light air vehicle. Moreover, with the different size of the model version of Piper J3 is using very common for academic purpose such as wind tunnel test, flight test and numerical studies.Automatic control systems in air vehicles are electronic and software systems that ensure the flight control and security. Designing these systems requires to mathematical equations, which simulate the actions of the air vehicle. These equations represent the aerodynamic parameters of the designed air vehicle.In this paper, we aimed to get aerodynamic parameters and stability derivatives of an unmanned air vehicle that designed for testing avionic systems with computational fluid dynamics methods.For this purpose firstly we crate CAD model of 1/3 scaled Piper J3 aircraft. The wind profile is used USA-35B. In addition, we designed the body and tail with using the main model. After creating solid model, we prepared the computational model for computational fluid dynamics analysis. We used a commertial code called FLUENT for this purpose.Determining the computational fluid dynamic methods such as turvulence model and solution steps in FLUENT, a validation test case vas made by using NACA reports. After this validation, we find the optimum turbulence model and solving methods. Finally, we get the aerdynamic coefficients and stability derivatives of Piper J3 with using CFD results. 81

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Günümüz otomobillerinde aerodinamik ses, taşıtların 120 km/sa hızın üzerinde seyir etmeleri durumunda baskın hale gelmiştir. Otomobil aerodinamik gürültüsünün temel kaynakları ön cam çubuğu, araç altı, yan aynalar ve havalandırma kanallarıdır. Bu tezde, iki farklı yan ayna, Volvo S40 ve Renault 9 – Broadway yan aynaları, etrafındaki daimi olmayan akım ve bu akımın oluşturduğu gürültü incelenmiştir. Aynaların geometri bilgileri üç boyutlu tarayıcı tarafından oluşturulmuştur. Aynaların neden olduğu gürültüyü hesaplamak için CFD++ ticari yazılımının NLAS çözücüsü kullanılmıştır, bu çözüm için gereken ortalama türbülans değerleri, yine aynı yazılım kullanılarak elde edilmiştir. Akustik çözüm için ayrı bir çözüm ağı kullanılmıştır, bu çözüm ağında bir önceki hesaplamada kullanılan çözüm ağı aynaya ve aynanın iz bölgesine doğru kırpılmıştır. Bu kırpılmış sınırlarda ses dalgalarının yansımasını engellemek amacı ile emici sınır şartları kullanılmıştır. Çözüm hacmi içerisinde farklı noktalarda akustik basınç ölçümü yapılmıştır. Sonuçta yeni Volvo S40 aynası daha düşük ses basıncı seviyesi vermiştir., The dominating noise of a ground vehicle traveling at speeds above 120 km/h is generated by the aerodynamic mechanisms. The main noise sources of such a ground vehicle are front pillar, under body, side mirror and ventilation channels. In this thesis, the unsteady flow field around two different side mirrors, namely those of Renault 9-Broadway and Volvo S 40, and their contribution to the noise propagation are investigated. The CAD data of the side mirrors is generated using a three-dimensional digitizer. A Commercial software package’s Non Linear Acoustics Solver is used to predict the radiated sound from the side mirrors. First, average turbulence properties are determined using RANS computations. Then, for the acoustic analysis initial RANS mesh is cropped closer to mirror to construct the acoustic mesh. At the cropped boundaries the far-field absorbing boundary conditions are used to prevent acoustic wave reflections. Sound pressure levels are determined in four locations. Overall, the newer Volvo S40 mirror gave lower sound pressure levels., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Bu çalışmada, karşılaştırma yapabileceğimiz deneysel verileri bulunan, literatürde Caradonna-Tung Rotoru olarak adlandırılan, iki palalı izole edilmiş bir rotor sistemi sayısal analiz için oluşturulan simülasyonların doğruluğunu test etmek amacıyla kullanıldı. Caradonna-Tung rotorunun analizi için oluşturulan sayısal simülasyonların doğruluğu sağlandıktan sonra aynı analiz yöntemi AH1-G Rotorunun analizi için uygulandı. Farklı hücum açılarında, Mtip değerlerinde ve dönüş hızlarında Hesaplamalı Akışkan Dinamiği simulasyonları oluşturuldu. Analiz, deneysel verilerde olduğu gibi beş farklı pala istasyonunda yapıldı. Analizlerde Navier-Stokes denklemleri ve SST türbülans modeli kullanıldı. Tüm analizler zamandan bağımsız ve kararlı bir rotor hareketi için yapıldı. Dönen Referans Sistemi uygulanarak tüm akışkan hacmi sabit dönme hızında döndürülerek ve rotor hareket ettirildi. Sayısal Ağ ICEM CFD 10.0 ticari yazılımı kullanılarak oluşturuldu. Hesaplamalı Akışkan Dinamiği simulasyonları ANSYS CFX 10.0 ticari yazılımı kullanılarak yapıldı., In this study Caradonna-Tung rotor was used as test case which has two isolated blades and experimantal datas for comparison . After proving of test case the same numerical simulations hane been applied for the AH1-G Rotor. CFD simulations for rotor models were made at different collective pitches, M values and revolution speeds. Numerical analysis was made as the same with experimental at five different blade stations. Navier-Stokes equations and SST turbulance model were used in numerical calculations. All analyses were done for rotor motion that has stability and steady-state flow condition . Rototating Referance System was used to obtain rotation of blade. Grid was made using ICEM CFD which is a commercial mesher software by ANSYS. Computational fluid dynamics simulations were made using CFX which is a commercial unstructured solver software by ANSYS., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu çalışmada, helikopter rotoru etrafındaki akış alanı askı ve ileri uçuş durumlarında sayısal olarak incelenmiştir. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği hesaplamaları için ticari bir yazılım olan ANSYS CFX 10 kullanılmıştır. CFX çözücüsünün kabiliyetlerinin anlaşılması ve ileri uçuş analizleri için bir temel oluşturmak amacıyla, izole durumdaki model bir rotor askı durumunda analiz edilmiştir. Hesaplamalar çeşitli uçuş şartları için gerçekleştirilmiş, elde edilen sonuçlar deney verisiyle karşılaştırılmış ve kullanılan yöntem doğrulanmıştır. Doğrulama sonrasında ileri uçuş şartlarında AH-1G rotoru analiz edilmiştir. İleri uçuş sırasında palaların kanat çırpma ve yunuslama hareketleri uçuş testinde ölçülen açılar kullanılarak empoze edilmiştir. Analiz sonuçları, deneysel veriler ve diğer bir sayısal çalışmanın sonuçları ile karşılaştırılmıştır.Anahtar Kelimeler: Helikopter, İleri Uçuş, Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği, CFX, CFD In this study, the flowfield around the helicopter rotors in hover and forward flight conditions are studied numerically using commercially available computational fluid dynamics (CFD) software, ANSYS CFX 10. Hover flight conditions for an isolated rigid rotor was analyzed for assessing the capabilities of the solver and to form a basis for forward flight analyses. The computations are carried out for various flow conditions and the results are compared with the experimental data for validation. Having validated the hover methodology, AH-1G helicopter rotor was analyzed in forward flight conditions. Blades? first harmonics, measured in the flight tests are used to prescribe the flapping and pitching motion of the blade. Comparisons with experiments and other numerical simulations were given for the forward flight case.Keywords: Helicopter, Rotorcraft, Computational Fluid Dynamics, CFD, Hover, Forward Flight, Flapping, Pitching 54

Bu çalışmada, WENO (Ağırlık Katsalı Esasen Salınımsız) şemaları ile kanat profillerietrafındaki akışın sayısal çözümüne yönelik uygulamalar yapılmıştır. WENO yüksekdereceli şemalar arasındadır. Özellikle uzun zaman simulasyonları, salınımsız şokçözümleri için dizayn edilmiştir, ve gerçek gücünü ise şok ile karmaşık akım alanınetkileşimini gerektiren problemlerde gösterir, buna örnek olarak şok türbülansetkileşimi verilebilir. Bu tez projesinde çok sayıda bir ve iki boyutlu skaler ve vektöreltest problemleri, bu işi için geliştirilmiş olan Fortran 90 kodu ile çözülmüştür. Kodparametrik 2 Boyutlu Euler çözücüsüdür ve bütün test problemlerinin çözümü buprogram ile yapılmıştır. Tezin ana konusu olan kanat profilleri etrafındaki akışınçözümü için NACA0012 kanat profiline transonik ve süpersonik akış rejimleriuygulanmıştır. Sonuçlar ilgili bölümlerde sunulmuştur. Ayrıca şemanın daha talepkarproblemler, mesela kanat profili üzerinden geçen Mach 1.5 ve Mach 20 şokları için deiyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir.Anahtar Kelimeler: WENO, ENO, Ağırlık Katsalı Esasen Salınımsız, Euler Çözücü,Sonlu Farklar Yöntemi, Sonlu Hacimler Yöntemi, Şok Tüpü,Kanat Profili, NACA0012, Fortran 90 In this study WENO (Weighted Essentially Non-Oscillatory) schemes are used fornumerical analysis of flows about airfoils. WENO is in the class of high order schemes.It is specially designed for long time simulations, non-oscillatory shock calculations, andit would show its real power when the solution contains both shocks and complexsmooth region structures, such as shock turbulence interactions. In this thesis projectnumerous one- and two-dimensional scalar and vectorial test cases are applied with thehelp of a Fortran 90 code generated for this work. Code is a parametric 2 dimensionalEuler solver and all of the computations for test cases had done with this program. Themain subject, which is the flow about airfoil cross sections, is implemented forNACA0012 airfoil cross section for transonic and supersonic flow regimes. Results arepresented in the corresponding sections. It is observed that the scheme works properlyfor more demanding problems as well, like Mach 1.5 and Mach 20 shock past an airfoilcross section.Keywords: WENO, ENO, Weighted Essentially Non-Oscillatory, Euler Solver,Finite Difference Method, Finite Volume Method, Shock Tube, AirfoilProfile, NACA0012, Fortran 90 210

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Bu çalışmada, WENO (Ağırlık Katsalı Esasen Salınımsız) şemaları ile kanat profilleri etrafındaki akışın sayısal çözümüne yönelik uygulamalar yapılmıştır. WENO yüksek dereceli şemalar arasındadır. Özellikle uzun zaman simulasyonları, salınımsız şok çözümleri için dizayn edilmiştir, ve gerçek gücünü ise şok ile karmaşık akım alanın etkileşimini gerektiren problemlerde gösterir, buna örnek olarak şok türbülans etkileşimi verilebilir. Bu tez projesinde çok sayıda bir ve iki boyutlu skaler ve vektörel test problemleri, bu işi için geliştirilmiş olan Fortran 90 kodu ile çözülmüştür. Kod parametrik 2 Boyutlu Euler çözücüsüdür ve bütün test problemlerinin çözümü bu program ile yapılmıştır. Tezin ana konusu olan kanat profilleri etrafındaki akışın çözümü için NACA0012 kanat profiline transonik ve süpersonik akış rejimleri uygulanmıştır. Sonuçlar ilgili bölümlerde sunulmuştur. Ayrıca şemanın daha talepkar problemler, mesela kanat profili üzerinden geçen Mach 1.5 ve Mach 20 şokları için de iyi sonuçlar verdiği gözlemlenmiştir., In this study WENO (Weighted Essentially Non-Oscillatory) schemes are used for numerical analysis of flows about airfoils. WENO is in the class of high order schemes. It is specially designed for long time simulations, non-oscillatory shock calculations, and it would show its real power when the solution contains both shocks and complex smooth region structures, such as shock turbulence interactions. In this thesis project numerous one- and two-dimensional scalar and vectorial test cases are applied with the help of a Fortran 90 code generated for this work. Code is a parametric 2 dimensional Euler solver and all of the computations for test cases had done with this program. The main subject, which is the flow about airfoil cross sections, is implemented for NACA0012 airfoil cross section for transonic and supersonic flow regimes. Results are presented in the corresponding sections. It is observed that the scheme works properly for more demanding problems as well, like Mach 1.5 and Mach 20 shock past an airfoil cross section., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2005, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2005, Helikopter, döner kanat kullanarak taşıma, itki ve kontrol sağlayan bir hava aracıdır. Döner kanatlar, uçuşu sürdürebilmek için havanın öteleme hızına ihtiyacı olan sabit kanatlı uçakların aksine aracın hızı sıfır olsa dahi kanat yüzeyinin havaya göre olan hareketinden dolayı aerodinamik kuvvetler üretirler. Böylelikle helikopterler dikey uçuş kabiliyetine sahip olurlar. Modern helikopter tasarımında rotor etrafındaki akış alanının öngörümü önem arz eder. CFD analizleri rotor aerodinamik performansının hesaplanmasında çok yönlüdür. Rotor etrafındaki akış lineer olmayan, üç boyutlu ve bir önceki palanın bozuntu oluşturduğu akış alanında hareket eden paladan dolayı artan bir kararsızlığa sahiptir. Gelişmiş rotor teknolojisinde geleneksel olmayan kanat profillerinin kullanılması yönünde yapılan araştırmalar, yeni nesil helikopterlerin ihtiyaçlarını sağlamak için temel ilgi alanını oluşturur. Bu ihtiyaçlar taşıma kabiliyetinin, menzilin ve dayanıklılığın arttırılması, yüksek ileri uçuş hızı, yüksek manevra yeteneği ve çeviklik sağlamak olarak sıralanabilir. Özellikle sivil uygulamalar için gürültü yayılımının azaltılması ilgi alanıdır. Bu çalışmada helikopterin asılı durumundaki rotor palalarının sayısal çözümlemesi yapılmıştır. CFD yazılımı olan Fluent 6.1 programı kullanılarak üç boyutlu helikopter palalarının etrafındaki akış incelenmiştir. Rotor palaları burulmasız, incelme olamayan, altı birim kanat açıklığına sahip ve tek kanat profilinden (NACA0012, VR7) oluşturulmuştur. Hesaplamalar farklı uç hızlarında (Mt=0.439 ve0.877) ve kolektif açılarında (Өc=00 ve 80) değişik akış koşulları için yapılmıştır. Son olarak, kare, daralmalı (tapered) ve geriye süpürmeli (swept), tek NACA2415 profilinden oluşan üç farklı uç şekline sahip pala geometrileri kullanılmıştır. Pala geometrileri CATIA V5R12 programında çizilmiş ve Gridgen V15 programı kullanılaraktan ağ alanı oluşturulmuştur., The helicopter is an aircraft that uses rotating wings to provide lift, propulsion, and control. The rotary wings can produce aerodynamics’ forces, which are generated by the relative motion of a wing surface with respect to the air, even when the velocity of the vehicle itself is zero, in contrast to fixed-wing aircraft, which needs a translational velocity to maintain flight. Hence, the helicopter has the ability of vertical flight, including vertical take-off and landing. The prediction of the flow field around a rotor has an important part in modern helicopter design. CFD analysis is so versatile to analysis of the rotor aerodynamic performance which can be used to investigate the flow about almost any type of vehicle, including rotorcraft. The flow is non linear highly three dimensional, and unsteadiness is increased due to each blade moving into a fluid which has already been disturbed by a previous blade Research on using unconventional airfoils for advanced rotor technology has been of primary interest to meet the requirements of a next generation rotorcraft. These requirements are increased payload capability, and range and endurance, higher forward flight speed, and greater maneuverability and agility. Reduced noise emission is also of interest, particularly for civilian applications. In this study, first, numerical solutions of the helicopter rotor blades for the hover position have been considered. The flow field is investigated around the three dimensional helicopter rotor blades by using CFD software, FLUENT 6.1. The rotor blades with no twist or taper, aspect ratio six, with a single NACA0012 and VR7 airfoils were chosen. The computations are obtained for various flow conditions with different tip Mach numbers (Mt=0.439 and 0.877) and collective pitch settings (Ө0=00 and 80). Finally, three different blade geometries with different blade tip shapes including square, tapered, and swept, and with a single NACA2415 are used. The blade geometries were drawn by using CATIA V5R12 program and their computational domains were generated by Gridgen grid generation software., Yüksek Lisans, M.Sc.

ROTOR PALA UCU ŞEKLÎNİN HELİKOPTER PERFORMANSINA ETKİSİ ÖZET Helikopter, döner kanat kullanarak taşıma, itki ve kontrol sağlayan bir hava aracıdır. Döner kanatlar, uçuşu sürdürebilmek için havanın öteleme hızına ihtiyacı olan sabit kanatlı uçakların aksine aracın hızı sıfır olsa dahi kanat yüzeyinin havaya göre olan hareketinden dolayı aerodinamik kuvvetler üretirler. Böylelikle helikopterler dikey uçuş kabiliyetine sahip olurlar. Modern helikopter tasarımında rotor etrafındaki akış alanının öngörümü önem arz eder. CFD analizleri rotor aerodinamik performansının hesaplanmasında çok yönlüdür. Rotor etrafındaki akış lineer olmayan, üç boyutlu ve bir önceki palanın bozuntu oluşturduğu akış alanında hareket eden paladan dolayı artan bir kararsızlığa sahiptir. Gelişmiş rotor teknolojisinde geleneksel olmayan kanat profillerinin kullanılması yönünde yapılan araştırmalar, yeni nesil helikopterlerin ihtiyaçlarını sağlamak için temel ilgi alanını oluşturur. Bu ihtiyaçlar taşıma kabiliyetinin, menzilin ve dayanıklılığın arttırılması, yüksek ileri uçuş hızı, yüksek manevra yeteneği ve çeviklik sağlamak olarak sıralanabilir. Özellikle sivil uygulamalar için gürültü yayılımının azaltılması ilgi alanıdır. Bu çalışmada helikopterin askı durumundaki rotor palalarının sayısal çözümlemesi yapılmıştır. CFD yazılımı olan Fluent 6.1 programı kullanılarak üç boyutlu helikopter palalarının etrafındaki akış incelenmiştir. Rotor palaları burulmasız, incelme olamayan, altı birim kanat açıklığına sahip ve tek kanat profilinden (NACA0012, VR7) oluşturulmuştur. Hesaplamalar farklı uç hızlarında (Mt=0.439 ve 0.877) ve kollektif açılarında (6C=0° ve 8°) değişik akış koşullan için yapılmıştır. Son olarak, kare, daralmah (tapered) ve geriye süpürmeli (swept), tek NACA2415 profilinden oluşan üç farklı uç şekline sahip pala geometrileri kullanılmıştır. Pala geometrileri CATIA V5R.12 programında çizilmiş ve Gridgen VI 5 programı kullamlarakta ağ alanı oluşturulmuştur. EFFECT OF ROTOR BLADE TIP SHAPE ON HELICOTER MAIN-ROTOR PERFORMANCE SUMMARY A helicopter is an aircraft that uses rotating wings to provide lift, propulsion, and control. The rotary wings can produce aerodynamics forces, which are generated by the relative motion of a wing surface with respect to the air, even when the velocity of the vehicle itself is zero, in contrast to fixed-wing aircraft, which needs a translational velocity to maintain flight. Hence, the helicopter has the ability of vertical flight, including vertical take-off and landing. The prediction of the flow field around a rotor has an important part in modern helicopter design. CFD analysis is so versatile to analysis of the rotor aerodynamic performance, which can be used to investigate the flow about almost any type of vehicle, including rotorcraft. The flow is non linear highly three dimensional, and unsteadiness is increased due to each blade moving into a fluid which has already been disturbed by a previous blade Research on using unconventional airfoils for advanced rotor technology has been of primary interest to meet the requirements of a next generation rotorcraft. These requirements are increased payload capability, and range and endurance, higher forward flight speed, and greater maneuverability and agility. Reduced noise emission is also of interest, particularly for civilian applications. In this study, numerical solutions of the helicopter rotor blades in hover have been carried out. The flow field around the three dimensional helicopter rotor blades is investigated by using CFD software, FLUENT 6.1. The rotor blades with no twist or taper, aspect ratio six, with a single NACA0012 and VR7 airfoils were chosen. The computations are obtained for various flow conditions with different tip Mach numbers (Mt=0.439 and 0.877) and collective pitch settings (0O=O° and 8°). Finally, three different blade geometries are generated by a single NACA2415 airfoil with different blade tip shapes including square, tapered, and swept. The blade geometries were drawn by using CATIA V5R12 program and their computational domains were generated by Gridgen grid generation software. XI 76

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2003, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2003, Bu çalışmada, mevcut bir ticari CFD yazılı ile helikopter rotoru etrafında hover halindeki akım alanı incelenmiştir. Bilgisayar programı sonlu hacimler şemasını kullanmakta olup zamanda ikinci mertebe ve uzayda 3. mertebe hassaslıkta çözüm yapabilmektedir. Georgia Institıte of Technology ile yapılan işbirliği çerçevesinde elde edilen bir rotor grid üretme programı ile H-H-O tipi rotor sayısal ağları üretilmiş ve hesaplamalarda kullanılmıştır. Analizler hem Euler hem de Navier-Stokes opsiyonları ile yapılmıştır. Çözüm alanını sınırlamak üzere uzak alan sınır şartları helikopter için bir boyutlu momentum teorisi yardımı ile elde edilmiş yaklaşık değerler olarak alınmıştır. Böyle bir çalışmanın bu paket program ile en azından ülkemizde ilk defa yapılıyor olması ve sınır şartlarının programa kullanıcı tanımlı fonksiyonlar (UDF) ile veriliyor olması nedeni ile sonuçları sınamak üzere deneysel verisi bulunan ve literatürde de sıkça kullanılan Caradonna-Tung’ın rotoru seçilmiştir. Bu rotor dikdörtgen kesitli burulmasız iki kanattan oluşmuştur. Kanat kesiti sabit NACA0012 profilinden oluşturulmuş olup kanat açıklık oranı 6’dır. Çözümler 8 derece hücüm açısında üç farklı uç Mach sayısı için elde edilmiştir. Uç Mach sayıları 0.44, 0.612 ve 0.877’dir. Türbülans etkileri Spalart-Allmaras ve standart k- modelleri ile incelenmiştir. Hesaplamalar 0.44 ve 0.612 kanat ucu Mach sayılarında sürtünmesiz ve viskoz-türbülanslı olarak ayrı ayrı iki çözüm halinde, 0.88 kanat ucu Mach sayısında ise yalnızca viskoz-türbülanslı olarak incelenmiştir. Elde edilen yüzey basınç değerleri kanat yüzeyi boyunca farklı radyal istasyonlarda deneysel verilerle karşılaştırılmıştır. Ayrıca Mach sayısı dağılımı ve periyodik düzlem girdap yapıları da sunulmuştur., In the present study, the flow field about a helicopter rotor in hover is analysed using a commercially available CFD software. This code uses the finite volume method with a second order accurate scheme in time and a thrid order one in space. The numerical grids required for the computations are generated using the FORTRAN software written by the Aerospace Eng. Department of Georgia Institıte of Technology, USA. The computations are obtained using both the Euler and the Navier-Stokes (NS) formulations. In order to limit the computational domain, far field boundary conditions obtained from the 1-D momentum analyses for a helicopter in hover are used. Since such a study using a commercial CFD code is being first time performed, and the boundary conditions are externally introduced with user defined functions the calculations needed to be validated. Therefore the Caradonna-Tung rotor is chosen as the test geometry. Many researchers in the literature used this geometry and its experimantal values to validate their codes and predictions. The rotor is formed of NACA0012 airfoil sections with a rectangular planform and an aspect ratio of 6. The computations are obtained for an angle of attack of 8 degrees for three different blade tip Mach numbers: 0.44, 0.612 and 0.877. The effect of turbulence is included using the Spalart-Allmaras and standard k- turbulence models. The computed surface pressure values are compared with the data of Caradonna and Tung at different blade radial sections. Moreover, the Mach number distributions and periodic plane vortex structures are also presented., Yüksek Lisans, M.Sc.

ZAMANA BAĞLI SIKIŞTIRILAMAZ VİSKOZ AKIŞLARIN SANKİ İKİNCİ DERECE HIZ INTERPOLASYONU KULLANAN SONLU ELEMANLAR YÖNTEMİ İLE HESABI ÖZET Sıkıştırılamaz akışların modellenmesi genel endüstrinin ilgi alanına giren önemli bir konudur. Uçak endüstrisindeki çeşitli uygulamaların yanısıra, çoğu endüstriyel süreç, cihaz ve çevre problemleri, viskoz akışkanların sıkıştırılamaz akışlarını içerir. Havacılıkta, yüksek taşıma aygıtlarının, düşük hızlı ve uzaktan kuman dalı uçakların, paraşütlerin vs. tasarımında sıkıştırılamaz akış alanlarının hassas bir şekilde tayininden yararlanılır. Kimyasal reaktör ve karıştırıcılardaki akışlar, nükleer reaktörlerde soğutma sıvılarının akışı, otomobiller etrafında, motor ve yolcu bölmelerindeki akışlar, sıvı metalin döküm kalıbı içerisindeki akışı, viskoz sıkıştırılamaz akış analizinin ürün veya süreci iyileştirmede katkıda bulunduğu alanlardan birkaçıdır. Bu problemlere analitik, deneysel veya sayısal yöntemlerle yaklaşılabilir. Prob lemi yöneten denklemlerde karşılaşılan matematiksel sorunlar nedeniyle anali tik yöntemler sadece fiziksel veya geometrik olarak basit olayların incelenmesine izin verir. Deneysel yöntemler ise daha hassas ve gerçekçi sonuçlar getirse de, deney tesisatının kurulması ve işletilmesi ile ilişkili yüksek maliyetler nedeniyle, dizayn sürecinin her aşamasında yeteri kadar sık kullanılamazlar. Günümüzde akış içeren cihazlar giderek daha verimli bir hale gelirken, sayısal yöntemler de, ileri analizlerde, deneysel yöntemlerin ekonomik ve hızlı bir destekleyicisi haline gelmişlerdir. Bununla beraber, türbülans veya karmaşık geometrilerde inceleme gibi, akış alanlarının daha hassas tayinini gerektiren konular, artan hesaplama gücü gerektirmektedir. Bu talep, günümüzün sınırlı hesaplama gücü gözönünde bulundurulduğunda, sayısal algoritma geliştirilmesi konusunu, verimli ve ekonomik analizler gerçekleştirebilmek için tek seçenek olarak ortaya koymak tadır. Vizkoz bir akışkanın sıkıştırılamaz akışını yöneten denklemler, kütle ve yüzey kuvvetleri altındaki bir akışkan parçacığına Newton'un ikinci yasasının uygulan masıyla elde edilir. Gerilme ile şekil değiştirme hızı arasındaki ilişkiyi belirleyen Stokes hipotezinin bünye denklemi olarak alınması ile Navier-Stokes denklemle rine ulaşılır. Yoğunluğun değişmediği kabulü yapılarak basitleştirilmiş sıkıştırıla-maz Navier-Stokes denklemleri elde edilir. Bu denklemler, akım fonksiyonu- vortisite veya hız-vortisite gibi türetilmiş değişkenler cinsinden de kullanılabil mekle beraber, üç boyutlu problemlerde sınır şartlarının belirlenmesindeki zor luklardan kaçınmak amacıyla, hız ve basınç gibi birincil değişkenler cinsinden ifade edilmeleri daha uygundur. Bu çalışmada incelenen akışları yöneten momen tumun korunumu ve süreklilik denklemleri boyutsuz halde şu şekilde yazılır: dut dui _ dp 1 d2Uj.. _.. g = 0 i = l,2,3 (2) Burada Uj hız bileşenlerini, x. Kartezyen koordinatı, p basıncı, t zamanı ve boyut suz parametre Re Reynolds sayışım göstermektedir. Bu denklemler, Sonlu Fark lar, Sonlu Hacimler veya Sonlu Elemanlar yöntemleriyle sayısal olarak analiz edilebilmekle beraber, Sonlu Elemanlar Yöntemi (SEY), karmaşık geometrilerde çözümü mümkün kılması ve tutarlı matematiksel temelleri ile, farklı problem ler için hassasiyet/hesaplama maliyeti dengesinin daha kolay ayarlanabilmesini sağlayan alternatifler sunabilmesi nedeniyle tercih edilmektedir. Bu çalışmanın amacı daimi olmayan sıkıştırılmaz viskoz akışları yöneten yukarı daki denklemlerin çözümünde kullanılacak, hesaplama yönünden ekonomik bir Sonlu Elemanlar algoritması geliştirmektir. Daimi olmayan sıkıştırılamaz Navier-Stokes denklemlerinin Sonlu Elemanlar Yön temi ile ayrıklaştırılmasında, izlenebilecek farklı yollardan basınç iterasyonu yön temleri altında yer alan Bölünmüş- Adım yöntemi kullanılmıştır. Bu yöntemin çeşitli uyarlamaları bulunmakla beraber, genel yaklaşımı şu şekildedir: İlk aşa mada basınç etkileri viskoz ve taşınım etkilerinden ayrılarak yalnızca viskoz ve taşınım etkilerini içeren bir ara adım hız alanı hesaplanır. Ardından, bu hız alanının diverjansı kullanılarak, ara hız alanını, sürekliliği sağlayacak bir hız alanına dönüşecek şekilde düzeltebilecek bir basınç alanı hesaplanır. Son aşa mada, bu basınç alanı yardımıyla, zaman adımının sonunda sürekliliği sağlayan bir hız alanı elde edilir. Zamansal ayrıklaştırma sonucunda ortaya çıkan ve çözülmesi gereken denklemler şunlardır: `