bir insansız hava aracının geliştirme sürecinde ölçekli uçar

II. ULUSAL HAVACILIK VE UZAY KONFERANSI
15-17 Ekim 2008, İTÜ, İstanbul
UHUK-2008-066
BİR İNSANSIZ HAVA ARACININ GELİŞTİRME SÜRECİNDE ÖLÇEKLİ UÇAR MODEL
KULLANIMI
Günay Kahyaoğlu*
TUSAŞ, Ankara
Gürkan Çetin†
TUSAŞ, Ankara
ÖZET
Bir insansız hava aracının aerodinamik başarımı ve kontrol sisteminin tasarımı için deney platformu olarak
ölçekli bir uçar model geliştirilmiştir. Ölçekli modelin boyutlandırılmasında ve temel gereksinimlerinin
belirlenmesinde dinamik benzerlik kuralları uygulanmıştır. Uygun motor ve aviyonik donanım belirlenmiş ve
bileşenler hazır alım yoluyla tedarik edilmiştir. Ölçekli modelin düşük maliyetli bir geliştirme platformu
olarak Özgün TİHA Geliştirme Programı’nda ve diğer geliştirme çalışmalarında kullanılması
hedeflenmektedir.
[ÖNEMLİ: Bu bildiri özetinde yer alan tüm bilgiler SSM denetimine tabidir. Bu nedenle,
yayınlanacak bildirinin kapsamı ve içeriği yayından önce değiştirilebilir.]
GİRİŞ
24 Aralık 2004 tarihinde, Savunma Sanayii Müsteşarlığı (SSM) ile TUSAŞ arasında imzalanmış
olan sözleşmeyle yürürlüğe giren Türk İnsansız Hava Aracı (TİHA) Programı [1]; Türk Silahlı
Kuvvetlerinin (TSK) orta irtifa uzun havada kalışlı bir İnsansız Hava Aracı (İHA) sistemi
gereksinimleri karşılamaya yönelik yürütülmektedir. Bu kapsamda bir insansız hava aracının
kavramsal tasarımı ve ön tasarımı tamamlanmış, ayrıntılı tasarım evresine geçilmiştir.
Tasarlanan hava aracı 30.000 feet irtifada görev yapabilmektedir ve azami kalkış ağırlığıyla
başladığı uçuştaki dayanımı 24 saatin üzerindedir. Ayrıca, tasarlanan hava aracı her türlü hava
koşulunda görev yapabilecektir ve 20knot baş rüzgârı ile 15knot yan rüzgâr altında iniş ve kalkış
yapabilecektir.
Ölçek TİHA (ÖNCÜ) geliştirme amacı, TİHA programı kapsamında geliştirilmekte olan hava
aracının aerodinamik benzetimini sağlamak, aerodinamik beklentileri doğrulamak ve kritik uçuş
koşullarındaki kontrol özelliklerini değerlendirmek amacıyla düşük maliyetli bir geliştirme platformu
geliştirilmektedir.
DİNAMİK BENZERLİK KURALLARI
Geliştirilmekte olan bir uçağın aerodinamik özelliklerini tanımlamak için ölçekli-modellerden elde
edilen deneysel veriler kullanılır. Edinilen verileri tam-ölçekli uçağa uygulayabilmek için bir takım
*
TİHA Hava Aracı Sayısal Ürün Sorumlusu, TUSAŞ – Türk Havacılık ve Uzay Sanayii, A.Ş., E-posta:
gkahyaoglu@tai.com.tr
†
TİHA Hava Aracı Genel Tasarım Lideri, TUSAŞ – Türk Havacılık ve Uzay Sanayii, A.Ş., E-posta: gcetin@tai.com.tr
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
benzerlik koşullarının sağlanması gerekir (Şekil 1 ve 2). Geometrik yapılandırmaların ve hücum
açılarının benzerliği temel bir şarttır. Reynolds sayısı ve Froude sayısı, sıkıştırılabilir akım
koşullarında ise Mach sayısı, durağan (statik) ve devingen (dinamik) deney koşulları için önemlidir.
Deney maksadına ve uçağın esnekliğine bağlı olarak bazı başka benzerlik parametreleri de önem
kazanabilir. [2]
Ölçekli uçar modeller, uçuş dinamiklerini tutunma kaybına yakın koşullara kadar incelemekte
kullanılır. Aynı zamanda bu modellerden, kararlılık ve kontrol özelliklerini etkileyecek yapılandırma
ayarlarının göreli olarak ucuza gerçekleştirilmesinde yararlanılır. Kontrol sistemi fikirlerinin
denenmesinde de ölçekli uçar modellerden yararlanılır. [2]
Bu bölümde dinamik benzerlik kuralları kabaca aktarılacaktır. Ayrıntılı bir anlatım için kaynağa [2]
başvurulabilir.
Kuvvet ve Moment İçin Benzerlik Kuralları
Hareket denklemleri göreli yoğunluk çarpanı,
, göreli kütle atalet momenti,
,
uçak tutumu (attitude), kumanda yüzeylerinin konumları, indirgenmiş hız ve ivme parametrelerini
içerir. Kuvvet denklemi bunlara ek olarak ataletsel kuvvetin yerçekimsel kuvvete oranı olan Froude
2
sayısını ( V
gl
) da içerir. Denklemlerde doğrudan görünmeseler de, aerodinamik katsayılar ve
bunların türevleri aynı zamanda Reynolds sayısına, Strouhal sayısına ve Mach sayısına ve ayrıca
aeroelastik esneme ve burulma değişkenlerine de bağımlıdır. [2]
Bilindiği gibi Reynolds sayısı, akımın sınır tabaka davranışlarını tanımlar. Mach sayısı ise
sıkıştırılabilirlik benzetimini sağlar. Akımın sıkıştırılamaz varsayılabildiği, Mach 0.3’ten küçük
hızlarda Mach sayısının denkliği önemini kaybeder.
Strouhal sayısı, indirgenmiş frekans parametresi diye de adlandırılır ve uçağın salınımlı
hareketlerinde akımın yol açacağı etkileri benzeştirmek için önemlidir. [2]
Aynı ataletsel kuvvetleri ve yerçekim kuvvetlerini gözlemlemek için Froude sayısının eşdeğer
olması gerekir. Bunu uçuşla ilgili bir örnekte görelim:
(1)
(2)
Görüldüğü gibi, koordineli bir dönüşte aynı ivmeyi (2) ve yatış açısını (1) gözlemlemek için ölçekli
modelin ve gerçek uçağın Froude sayılarının eşdeğer olması gerektiği görülmektedir.
(3)
Bu nedenle, düz uçuş için hem göreli yoğunluk çarpanı hem de Froude sayısı denk olmalıdır (3).
), moment denklemlerinde, kuvvet denklemlerindeki göreli
Göreli kütle atalet momenti (
yoğunluk çarpanı benzeri bir işleve sahiptir.
2
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
(4)
Bu eşitlikten (4) de görüleceği gibi, moment katsayısı, göreli kütle atalet momenti ile birlikte
indirgenmiş açısal ivmelerin bir fonksiyonudur.
Şekil 1: Benzerlik sağlamak için gerekli oranlar.
3
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
Şekil 2: Benzerlik sağlamak için gerekli oranlar (devam)
ÖNCÜ’NÜN TASARIMI
Özgün TİHA hava aracına dinamik benzerlik sağlayan uçağın boyut, ağırlık ve diğer özellikleri
önceki bölümde anlatılan benzerlik oranlarını sağlamak üzere belirlenmiştir. Ses hızının altında
seyir edecek olan TIHA ve ölçekli model için Reynold ve Frode sayılarının denkliği esas alınmıştır.
Bu yaklaşımlarla ölçek oranının 1/3.5 olmasına ve modelin 50kg civarında toplam kalkış ağırlığına
sahip olmasına karar verilmiştir.
ÖNCÜ bir test aracı olarak algılandığından her defasında üzerine farklı bileşenlerin eklenmesi ve
farklı yapılarda uçması planlanmıştır. Arzulanan bu çeşitlilik farklı konfigurasyonların ortaya
çıkmasına yol açmıştır. Konfigurasyonlar ayrıca aracın olgunlaşma evrelerini de gösterir. ÖNCÜ
yapılandırmaları (Tablo 1) incelendiğinde K0 ve K1 radyo kontrollü uçak yapılandırmasına ve
yapısına daha yakınken K2, K3, K4 ve K5 konfigurasyonları katlanır iniş takmı, paraşüt, faydalı
yük, test ekipmanı ve otonom uçuş ekipmanlarıyla hem yapı hem de komplekslik bakımından
diğerlerinden ayrılır.
Dinamik benzerlik kuralları gereği tüm konfigurasyonlar aynı kalkış ağırlıklarına sahip olamalıdır.
K0 ve K1 uçakları az yük taşımları gerektiğinden yapıyı nispeten daha ağır yapma imkını vardır. Bu
tasarımı, malzeme seçimini ve maliyetleri rahatlatan bir durumdur. Bu uçaklarda ağırlıklı malzeme
cam-fiber [3,5] seçilmiştir. Tablo 1’de ‘uçak’ satırında 1 ile işaretlenmiştir.
K2-K5 arası uçaklar ise daha ağır yük taşıdıklarından yapıya ayrılan ağırlık bütçesi düşer.
Taşıdıkları daha fazla yük ve paraşütün açılması sırasında ortaya çıkan ivmelenmeler yapı üzerine
gelecek kuvvetleri yükseltirken, hafifleme ihtiyacı da malzeme seçiminde ve geometrik tasarımında
4
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
optimizasyona gidilmesini gerektirir. Karbon-fiber [3,4] malzeme yüksek mukavemet/ağırlık oranı
dolayısıyla yapıda ağırlıklı olarak kullanıldı. Monokok yapı prensibi yapının geneline uygulanarak
geometrik açıdan tasarım iyileştirilmeye çalışıldı. Seçilen imalat tekniklerinin de yapı hafiflemesinde
etkili olmuştr. Tablo 1’de ‘uçak’ satırında 2 ile işaretlenmiştir.
İmalatı da gözeterek yapılan tasarımda kullanıla malzemelerin ağırlık ve mukavemet gibi değerleri
numuneler alarak TUSAŞ bünyesinde bulunan labaratuvarlarda test edilmiştir. Hazırlanmış
raporlardaki değerler tasarımcılar ve analizciler tarafından kullanılmıştır. Literatürden [3-6]elde
edilen değerleri olduğu gibi kullanmak her zaman mümkün olmamaktadır. İmalatın gerçeklenme
biçimi, imalat sırasındaki çevresel koşullar vb etkenler malzeme özelliklerini etkilemektedir. Bu
yüzden mazleme değerlerinin doğrulaması gerekir.
Tablo 1. ÖNCÜ yapılandırmaları.
K0
+
1
+
Dış Geometri
Uçak
Sabit İniş Tk
Katlanır İniş Tk.
Burun tekeri
yönlendirilebilir
Sabit Kamera
Faydalı yük
Paraşüt
Uzaktan Kumanda
Otopilot.1
Otopilot.2
Test donanımı
+
+
K1 K2 K3
+ + +
1 2 2
+
+ +
K4 K5
+ +
2 2
+
+
+
+
+
+
+
+
+
+
+
+
+
+
+ + + +
(+) (+) (+) (+)
+
+ + +
+ + + +
+ : kullanılacak, (+) : uçakta mevcut, fakat; kullanımı isteğe bağlı, 1 veya 2 : Uçak yapısı.
Tasarım Yöntemi
TUSAŞ projelerinde Ana Geometri – Sayısal Ürün ilişkisi kullanılarak tasarım ve tasarımcı
bütünleştirmesi sağlanmaktadır. Genel tasarım çalışmaları sonucunda ortaya çıkan aerodinamik
yüzeyler ve daha sonraki detaylı tasarımlara referans olacak düzlem, eksen gibi geometriler ana
geometri çiziminde (Şekil 8.) tutulur. Sayısal ürün (Şekil 9.) ise dijital montaj dosyasıdır.
Tasarımcıların ana geometriden hareketle başlayıp tasarladıkları parça ve alt montajlar sayısal
üründe bir araya getirilir.
Bu yöntem sayesinde iskelet bir çizim olan ana geometride bir değişiklik yapılırsa değişiklikten
etkilenen tüm tasarımlar güncellenir. Süreç parametriktir. ÖNCÜ tasarım süreci de aynı yöntemle
kontrol edilmiştir.
5
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
ÖNCÜ Boyutları
TIHA hava aracının oranlanması ile elde edilen yaklaşık değerler Tablo 2’de özetlenmiştir.
Tablo 2. ÖNCÜ Boyutları
Özellik
Birim
Değer
Özellik
Birim
Değer
Kalkış Ağırlığı
kg
~50
Kanat Açıklığı (b)
m
~5
İrtifa
m
~1000
Açıklık Oranı (AR)
-
22
Menzil Yarıçapı
m
~1000
Kanat Alanı (Sref)
m2
~1.2
Yakıt
kg
Değişken
Gövde Boyu (L)
m
~2
Faydalı Yük
kg
Değişken
Çeyrek veter ok açısı
derece
0
Aviyonik Sistem Mimarileri
K0 ve K1 konfigurasyonlarında kullanılacak olan sistem mimarisi Şekil 3’te özetlenmiştir. Radyo
kontrollü uçak temelinde bir mimaridir. Uçaklar tecrübeli bir pilot tarafından uçurulur.
Şekil 4 ise K2 ve sonrası konfigurasyonlarda kullanılacak mimariyi göstermektedir. Radyo
kontrolünün yanında otomatik uçuş için gereken yapılanma kurulur. Uçuş kontrol bilgisayarı uçağın
beynidir. Geliştirilmekte olan uçuş kontrol kodları bu mimari ile denenebilir. Faydalı yük ile
haberleşme sağlanır. Test verileri kayıt edilebilir ve/veya yer istasyonuna gönderilebilir.
Şekil 3: Temel yapılandırma için sistem mimarisi
6
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
Şekil 4: İleri yapılandırmalar için sistem mimarisi
Uçak Sistemleri
İtki sistemi, iniş takımları, yakıt sistemi ve paraşüt sistemi uçak sisemleri içinde değerlendirilmiştir.
Bu sistemler TIHA’daki eş değerlerinin ölçeklenmesi ile kullanılamaz. ÖNCÜ farklı bir proje olarak
algılanıp uçak sistemlerinin tasarımları uçağa özgün olarak tekrar edilmiştir.
İtki Sistemi:
Motor+pervane kombinasyonu itki sistemini
oluşturur. İhtiyaçları karşılayan belli bir motor
için çeşitli pervane opsiyonları statik yer testleri
ile denenmiştir (Şekil 6). İstenen itkiyi belli bir
devirde veren pervane seçilmiştir.
İki zamanlı motorlar genelde gürültülü çalışan,
titreşimi yüksek motorlardır. Bu nedenle yapıya
montajı titreşim karakteristiği gözetilerek
yapılmıştır.
Motor: Zenoah G800 (Şekil 5) hava soğutmalı,
yatay, 2 zamanlı [7]
Güç: 6 beygir
Yakıt Tipi: Benzin + yüksek dereceli motor yağı
Pervane: 20X14 Pusher
Şekil 5: Zenoah G800
7
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
RPM ile Statik İtki Değişimi
14
12
F (kg)
10
8
6
4
2
0
2500
3000
3500
4000
4500
5000
5500
6000
6500
7000
7500
RPM
Eksozsuz Tractor 20x14
Eksozlu tractor 20x14
Eksozlu Pusher 20x14
Eksozlu Pusher 22 x16
Eksozsuz Pusher 20x14
Şekil 6: İtki sistemi yer testleri sonuçları
İniş Takımları:
K0 ve K1 uçaklarında sabit iniş takımları
(Şekil7) ve K2 sonrası uçaklarda katlanır iniş
takımı olacaktır. Ön tekerin yönlendirilebilir
olması gereksinimdir. Tüm konfigurasyonlarda
esastır.
Şok sönümleme ön iniş takımında yaylar ile ana
iniş takımında ise yapının kendisini yaprak yay
gibi kullanarak yapılır.
Katlanır iniş takımları tasarım aşamasındadır.
Şekil 7: Sabit iniş takımları
Yakıt sistemi:
Yakıt sistemi daha evvel belirlenmiş olan tüm uçuş koşullarında motora yakıt sağlamalıdır.
Motorun vakum etkisi ve yerçekimi etkileri yakıt sistemi tasarımını etkiler. Yakıtı motora itmek için
pompaya ihtiyaç duyulmamıştır.
Yakıt deposu kanat altı bölgesinde gövde içinde bulunur. Tek depodur. Ağırlık merkezi marjı
içinde kalarak uçağın ağırlık merkezi değişimini en az düzeyde etkiler. Uçaklara konulacak yakıt
miktarı, test edilecek değerlere ve belirlenecek uçuş profillerine göre değişkenlik göstermektedir.
Paraşüt sistemi:
K2 sonrası uçaklarda kıymetli yükü koruma amacıyla kullanılacak olan sistemdir. Uçağın normal
inişine mani olacak herhangi bir durumda serbest düşüşte belli bir dikey hızın altında uçağı
indirmek için kullanılacaktır.
Paraşüt sisteminin bağlandığı yelerde açıldığı sırada yapıya belli bir ek yük bindireceğinden yapı
tasarımını etkilemiştir. Ayrıca açıldığında uçak ağırlık merkezi konumunu kaydırdığından tasarım
bu yeni değerler gözetilerek yapılmıştır.
8
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
Açıldığı sırada pervaneye takılmaması için itki sistemi ile sıralı çalışan bir yapısı vardır. İlk önce
pervane durmakta ve paraşüt açılmaktadır.
ÖNCÜ Genel Görünümü
Şekil 8: Ana Geometri (İskelet)
Şekil 9: Sayısal Ürün (Dijital Montaj)
ÖNCÜ İMALATI
İmalatı kompozit ağırlıklı malzeme kullanılarak yapılmıştır. Tasarımcının uygun gördüğü yerde
metal parçalar da mevcuttur. Kompozit mamul anlayışına uygun olarak yapıştırma yoğundur.
Kapak yerlerinde kendinden kilitli vidalar bulunur. Perçin benzeri bağlayıcılardan uzak durulmuştur.
Bu tarz bağlayıcılar kumaşın liflerini kestiğinden kuvvet iletiminde süreksizliklere neden
olabilmektedir [8].
Proses tekniği olarak vakum torbalama ve fırınlama parçalarımızın çoğunda kullanılmıştır. Kanat
kirişleri mukavemet açısından yüksek değerlerde olması gerektiğinden “otoklav”da üretilmiştir.
Literatürde “peel-ply” ve “bleeder” olarak bilinen fazla reçine emici malzemeler de ayrıca ağırlık
azaltımına ve kırılganlık azaltımına yönelik kullanılmıştır [5].
Gövde İmalatı
Erkek modeli oluşturduktan sonra onun üzerinden dişi kalıbı alınmıştır [5]. Dişi kalıp gövde
yüzeyinin hem düzgün çıkmasına hem de vakum yapılabilmesine (Şekil 10) olanak sağlamıştır.
Dişi kalıp içine yapıştırılan şeritler sayesinde kapakların oturduğu flanşlar üretilmiş olmaktadır(Şekil
11).
Çerçeveler, sistem tepsileri gibi bazı parçalar dışarıda üretilerek uçağa sonradan birleştirilmiştir. Bu
gibi düz parçaların imalatı kolaydır. Düz bir zemin üzerinde vakumlayıp (Şekil 12), sonradan
istenen biçimde kesilerek çerçeveler oluşturulur. Birleştirilmesinde hızlı kuruyan yapıştırıcılardan
yararlanılır (Şekil 13).
Uçuş koşullarında sıcaklık bir miktar artmaktadır. Sıcaklık artışı malzemeyi yumuşatır ve
mukavemet değerlerini düşürür. Malzemenin belli sıcaklıkla yumuşamaması için bu sıcaklıktan
daha yüksek bir değerde pişirilmesi imalat adımıdır. Bu sayede malzeme direnç kazanır [9]. Şekil
11’de tamamlanmış gibi görülen gövde tekrar fırına sokulmuş ve tekrar pişirilmiştir (post-cure).
9
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
Şekil 10: Dişi kalıp vakuma alınmıştır
Şekil 11: ÖNCÜ Gövdesi tamamlanmıştır
Şekil 12: Çerçeveler dışarıda üretiliyor
Şekil 13: Çerçeveler kabuğa yapıştırılıyor
Kanat/Kuyruk İmalatı
Kanat ve kuyruk imalatında sıcak “tel kesimi”nden yararlanılmıştır. Köpük sıcak tel ile kanat formu
verilince üzerine kumaş kaplanır. Bu sayede sandiviç yapı yapılmış olur. Kanatlarda içi boş kutu
kesitli kirişlerimiz vardır. Karbon-fiber malzemeden, otokalvda imal edilmiştir. Yüksek açıklık oranı
olan kanadımıza yeterince direnç verecek şekilde mukavimdir.
İniş Takımları İmalatı
Ana iniş takımlarımız farklı tip kompozit malzemelerin aynı anda kullanımıyla, burun iniş takımı da
metalden CNC’de üretilmiştir. Yer testleri ile yaylanma karakterleri gözlenecektir.
UÇUŞ TESTLERİ
Bildirinin gönderildiği tarihte uçuşların henüz başlamamış olmasından dolayı testler yapılmamıştır.
Sonraki bildiri tarihlerinde testlerin tamamlanmış olacağı değerlendirilmektedir.
SONUÇ
Özgün TIHA Tasarım Projesinde ölçekli model kullanımı dinamik benzerlik kurulabildiği savıyla [2]
başlatılmıştır. Dinamik benzerlik, aerodinamik beklentileri doğrulamayı ve kritik uçuş koşullarında
kontrol özelliklerini değerlendirmeyi olanaklı hale getirir. Bu kapsamda ölçekli platform tasarlanmış
ve üretilmiştir. Bu bildirinin yayınlandığı tarihte uçuş testlerinin başlamamasından dolayı daha
fazla değerlendirme yapılamamaktadır.
10
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı
KAHYAOĞLU ve ÇETİN
UHUK-2008-066
Sonraki süreçte testlerle tasarım sürecinin gözden geçirilmesi hedeflenmektedir. Genel tasarım
sürecindeki adımlardan olan rüzgar tüneli çalışmalarının ölçekli model uçuş testleriyle
karşılaştırması yapılacaktır.
Kaynaklar
[1] www.tai.com.tr
[2] Wolowicz, C.H., Bowman, J.S., Gilbert, W.P., Similitude Requirements and Scaling Relationships as
Applied to Model Testing, NASA Technical Paper 1435, Ağustos 1979
[3] Kim, J.K., Mai, Y.W., Engineering interfaces in fiber reinforsed composites, ELSEVER SCIENCE Ltd.,
1998.
[4] Chung, Deborah.D.L., Carbon fiber composites, Butterworth-Heinemann, 1994
[5] Mazumdar, Sanjay K., Composites manufacturing: materials, product, and process engineering, CRC
Press LLC, 2002
[6] www.matweb.com
[7] www.zenoah.com
[8] Jones, Robert M., Mechanics of Composite Materials 2th ed, Taylor & Francis, Inc., 1999
[9] Baker, A., Rose F., Jones R., Advences in the Bonded Composite Repair of Metallic Aircraft Structures
Vol.1, ELSEVIER SCIENCE Ltd., 2002
11
Ulusal Havacılık ve Uzay Konferansı