GÜNEŞ ENERJİLİ İNSANSIZ HAVA ARACI GELİŞTİRİLMESİ

Transkript

1 TMMOB Makina Mühendisleri Odası VIII. Ulusal Uçak, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Kurultayı Mayıs 2015 / ESKİŞEHİR GÜNEŞ ENERJİLİ İNSANSIZ HAVA ARACI GELİŞTİRİLMESİ Korhan Candan 1, Mehmet Buğra Çiçek 1, Yusuf Eren Saygı 1, Ünver Kaynak 2 1 TK3-Teknik Ltd. Şti. Alacaatlı Mah Sok No:19/B ANKARA/TÜRKİYE Tel: E-Posta: kcandan@tk3-teknik.com 1 TK3-Teknik Ltd. Şti. Alacaatlı Mah Sok No:19/B ANKARA/TÜRKİYE Tel: E-Posta: mbcicek@tk3-teknik.com 1 TK3-Teknik Ltd. Şti. Alacaatlı Mah Sok No:19/B ANKARA/TÜRKİYE Tel: E-Posta: yesaygi@tk3-teknik.com 2 Prof. Dr., TOBB Ekonomi ve Teknoloji Üniv., Makine Müh. Böl., ANKARA/TÜRKİYE Tel: E-Posta: ukaynak@etu.edu.tr Özet- Projede güneş enerjisine dayalı, alçak irtifalı, orta menzilli ve otomatik uçuş kararlılık ve kontrolüne sahip, kompozit malzemeden yapılmış ve bulunduğu bölgeden anlık olarak görüntü aktarabilen insansız hava araçları geliştirilmiştir. Geliştirilen hava araçları keşif, gözlem, haberleşme ve ölçüm gibi çeşitli ihtiyaçları karşılayabilecek niteliktedir. Anahtar Kelimeler: İHA, UAV, Güneş Panelli İnsansız Hava Aracı 1. GİRİŞ Dünyada her geçen gün savunma, çevre, orman, sınır gözlem gibi alanlarında insansız hava araçlarına olan ihtiyaç artmakta, bununla birlikte yenilenebilir enerji sistemlerinin uzun süreler havada kalabilen (+10 saat), uzun menzilli ve yüksek irtifa uçuşlarına uygun insansız hava sistemlerinde de kullanımına giderek daha fazla ihtiyaç duyulmaktadır. Ülkemizde Savunma Sanayii Müsteşarlığı nın aracılığıyla ulusal politika gereği yerli tasarım sistemlerin oldukça büyük destek bulduğu insansız hava araçları arasında Mini, Taktik ve MALE (Medium Altitude Long Endurance) sınıflarında sürdürülen ulusal projeler mevcuttur. Ülkemiz güneş enerjisi açısından oldukça zengin bir coğrafya kuşağında bulunmakta olup, ülkemizin ve kurumlarımızın insansız hava araçları alanında keşif, gözlem, haberleşme, ölçüm gibi ulusal düzeyde çok çeşitli ihtiyaçları bulunmaktadır. Bu ihtiyaçlara dayanarak, mevcut proje kapsamında güneş enerjili, otomatik uçuş kontrol yeteneğine sahip, alçak irtifa ve orta menzil sınıfında, hafif ve dayanıklı kompozit malzemeden inşa edilmiş özgün bir sistem geliştirilmektedir. İnsansız uçaklar bahsi geçen pratik kullanım alanları yanında, yenilenebilir enerji sistemlerinin araştırma ve geliştirme çalışmalarında da yer almaya başlamıştır. Petrol ömrünün azaldığı ve bazı tahminlere göre 50 yıllık bir zaman diliminde tükeneceği bilindiğinden beri alternatif veya temiz enerjilere doğru eğilim artmaktadır. Alternatif veya temiz enerjiler alanında en önde gelen teknolojiler güneş pili uygulamalı güneş enerjisi ve/veya yakıt pili uygulamalı hidrojen enerjisidir. Dünyada insansız hava araçları teknolojisi konusunda gelinen nokta [1][2], ülkemizdeki bu alandaki gelişme hızı ve son olarak yenilenebilir enerji sistemlerinin ileriki yıllarda sunacağı potansiyelin tümü değerlendirildiğinde, mevcut proje vasıtasıyla bu alanda ulusal teknoloji temelinin geliştirilmesine katkıda bulunulduğu düşünülmektedir. Proje kapsamında, hava araçları tasarımında kullanılan beş aşamalı (kavram geliştirme, ön tasarım, detay tasarım, imalat, test ve değerlendirme) tasarım-geliştirme süreci izlenmiştir. Tasarım sürecinde ticari, şirket-içi ve internet temelli bilgisayar destekli tasarım ve analiz araçları kullanılmış, motor-pervane performans ölçümleri için açık rüzgâr tünelinde bremze testleri yapılmış, uçuş dinamiği bilgisayar benzetimleri yapılmıştır. Tasarımı yapılan ve üretilen uçağın azami kalkış ağırlığı 15 kg, uçuş hızı 72 km/h, kanat alanı 2 m 2 ve kanat açıklığı 5 m dir. Açıklık oranının yüksek olması (12,5), uçak kanadının narin yapı ilkelerine göre tasarlanmasını gerektirmiştir. Ticari piyasadan satın alınan %17 verimli güneş panelleri, kanatlar üzerine 1 m 2 lik alana yerleştirilmiştir. Panellerin yüksek verimli olmaması ve kanat alanının (2 m 2 ) yarısının kaplanabilmesi sebebiyle, seviye uçuşu için gerekli

2 olan enerjinin tamamı yerine yaklaşık üçte biri güneş enerjisinden sağlanmaktadır. Görüş menzilinde pilot kontrolü ile sağlanan uçuş kararlılık ve kontrolü, seviye uçuşu sırasında Ardupilot kullanılarak Google Maps üzerinde seçilen noktalar ile sağlanmaktadır. Polatlı yakınları Gordion havacılık sahasında otomatik ve pilotlu uçuş testleri yapılmıştır. 2. KAVRAM GELİŞTİRME Genelde insansız hava araçları (İHA) tasarımı, özelde ise güneş ve/veya hidrojen enerjisi gibi yenilenebilir enerji sistemlerine dayalı elektriksel tasarım esasları, klasik uçak tasarım yöntemleri [3] ötesinde hesaplamalar gerektirmektedir. Tasarımcı açısından çok yönlü eniyileme gerektiren bu hesaplar, bir insansız aracın genel ağırlık / alan / hacim / motor / güç hesaplarıyla, elektriksel tasarımın en iyilenmesi, güneş enerjisi sisteminin toplama alanı, verimi, dönüştürülmesi, depolanması ve sistemin alan / hacim / ağırlıkları arasında çok sıkı bir ilişki kurmayı gerektirmektedir. Üstelik insansız hava araçlarının tasarım ve analiz yöntemleri ve deney verileri konusunda literatürde bulunabilecek bilgiler de normal uçaklarda olduğu kadar yaygın değildir. Bunun başlıca sebepleri arasında düşük Reynolds sayılı akış rejimi için başta kanat olmak üzere uçak bileşenlerinin aerodinamik performansıyla ilgili deneysel ve kuramsal yöntemlerin henüz gelişme aşamasında olması gelir. Keza büyük uçaklar için geliştirilmiş olan yarı-deneysel tasarım paket programlarında kullanılan veri tabanları sadece klasik uçak şekillerine uygunluk göstermektedir. Buna ilaveten, elektrikli İHA ların tasarım döngüsü, klasik içten yanmalı motorlarda yakıt sarf edildikçe giderek hafifleyen uçağın ağırlığına bağlı olarak görev boyutlandırması yapan tasarım programlarının yapısına uymamaktadır. 3. ÖN TASARIM 3.1 Aerodinamik Ön Tasarımı Kavramsal tasarım aşamasında XFOIL programı ile denenen kanat profilleri [5], ön tasarım aşamasında JAVAFOIL [6] programı ile doğrulanmış, hesaplamalı akışkanlar dinamiği programı CFD++ ile hız, basınç kontörleri çıkarılmış ve 2 boyutlu kanat profili, 3 boyutlu kanat profili taşıma, sürükleme ve moment eğrileri daha gerçekçi bir şekilde elde edilmiştir. (Şekil 1-2). Şekil 1: SD 7062 kanat profili C l-α grafiği Şekil 2: SD 7062 kanat profili C d-α grafiği 3.2 Performans Ön Tasarım TK3-Teknik Müh. firması tarafından geliştirilen güneş enerjili insansız hava aracının (TAN-100) uçuş performansı batarya gücü ya da güneş pilleri kullanılıyorsa günün saati gibi değişkenlere bağlı olarak hesaplanabilir. Buna göre 2000 m irtifada TAN-100 uçağının Roskam [8] yöntemiyle hesaplanan performans hızları Tablo 1 den okunabilir. Tablo 1: TAN-100 Performans Hızları (2000 m) Azami seyir hızı V max 17 m/s Azami tırmanma hızı Vv, max 0.41 m/s Asgari sürükleme V hızı / Azami mindrag V menzil hızı maxrange 14 m/s Azami süzülme (L/D) max 19 oranı Asgari güç hızı / Azami havada kalış hızı V min, power V max, end. 12 m/s Stol hızı V stall 11 m/s

3 3.3 Kararlılık Ön Tasarımı Statik kararlılık, denge halindeki bir sistemde meydana gelecek bozuntudan sonra, sistemin ilk hale geri dönme eğilimi göstermesidir. Dinamik kararlılık bir uçağın hücum açısında meydana gelebilecek her değişiklik sonrasında uçağın hareketinin bozulma gelmeden önceki duruma dönebilmesidir. Bir uçağın dinamik olarak kararlı olabilmesi için öncelikle statik olarak kararlı olması gerekmektedir. Aşağıda yer alan Şekil 3 te AVL [9] programından elde edilen kararlılık sonuçları görülmektedir. Şekil 4: Kanat Ucu Sehim Değeri (δ max: mm) 4. DETAY TASARIM ve GELİŞTİRME 4.1 Aerodinamik Geliştirme fazında 3 boyutlu kanat analizi CFD++ programı kullanılarak yapılmıştır. Akış analizi yapılırken öncelikle kanadın 3 boyutlu tasarımı yapılmış ve freestream belirlenmiştir. Daha sonra CFD alanı ağlar ile örülerek belirli noktalardaki bilinmeyenler bulunarak, taşıma kuvveti sabiti ve sürükleme kuvveti sabitleri elde edilmiştir. Şekil 3:Uzunlamasına ve Yanlamasına Kararlılık 3.4 Yapısal Ön Tasarımı Kanat Uçak iskeleti seçimi yapılırken dikkate alınan en önemli kriter yapının hafifliği olarak belirlenmiş ve tasarım bu kriter göz önünde bulundurularak yapılmıştır. İskelet tipi karar aşamasında; Kiriş-Sinir Yapısı, Köpük Üzeri Kompozit Yapı, Köpük-Kompozit Sandviç Yapı, seçeneklerinden sandviç yapı seçilmiştir. Yapılan hesaplamalar sonucuna göre yapının istenilen sağlamlıkta olması için yeterli olan en hafif seçenek 5 mm. köpük üst ve altına da birer kat karbon epoksi konulması olarak belirlenmiştir. Hesaplamalar yapılırken uçağa etkiyecek limit yükün 2g ve ultimate yükün ise 3g olduğu kabul edilmiştir. Uçağın seyir hızı 15 m/s olduğundan Mach sayısı olarak belirlenmiş, kanat veter uzunluğu 40 cm olduğundan Reynolds sayısı olarak hesaplanmıştır. Akış tipi olarak dış akış olduğundan türbülans modellemesi olarak düşük Mach ve Reynolds sayılarında Spallart-Allmaras türbülans modeli kullanılmıştır. Bu bilgiler ışığında yapılan analizler sonucunda farklı atak açılarında taşıma kuvveti ve sürükleme kuvveti değerleri elde edilmiş ve XFLR5 [7] programı kullanılarak yapılan analiz sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Şekil 5: SD 7062 kanat profili C l-α grafiği

4 Şekil 6: SD 7062 kanat profili C l-c d grafiği 4.2 Kararlılık Tan100 uçağının detay trim analizleri 2 ayrı yöntem ile yapıldı. Daniel P. Raymer in Aircraft Design: A Conceptual Approach [3] kitabındaki formüller ve deneysel veriler ile oluşturulan tasarım Excel ini kullanarak ilk trim analizi yapıldı. Buna ilave olarak, XFLR5 programı yardımıyla istenen şartlar altında, konfigürasyonu belirlenmiş uçağın aerodinamik ve kararlılık sonuçları değerlendirilerek trim analizi yapıldı. Aşağıdaki grafikte farklı delta açıları (elavator deflection angle) için trim grafikleri yer almaktadır. Şekil 8: TAN100 Uçuş Yük Zarfı (V-n diyagramı) 4.4 İmalat ve Montaj TAN100 uçağının tasarımı yapıldıktan sonra imalat için gerekli olan detay parça tasarımları ve montaj tasarımları yapılmıştır. Şekil 9 ve 10 da kuyruk ve kanat montajının nasıl yapılacağı gösterilmektedir. Şekil 7: TAN100 Trim Grafiği Şekil 9: Kuyruk Montajı 4.3 Uçuş Yük Zarfı Hesaplanması Bir uçağın uçuş rejimini izin verilen hız kombinasyonları, yükseklikler, ağırlık merkezi ve o uçağın tasarım konfigürasyonu belirler. Bu rejim, aerodinamik, itki, yapısal grup ve uçuş dinamikleri tarafından şekillendirilir. Uçuş rejimi grafiğinin sınırladığı bölgeye uçuş zarfı ya da manevra zarfı adı verilir. Uçuş zarfının birçok çeşitleri vardır, her birinde bir uçuş parametresi için izin verilen sınırlar dâhilinde başka bir uçuş parametresine olan etkileri incelenmiştir. Şekil 10: Kanat Montajı

5 5. TEST ve DEĞERLENDİRME Şekil 12: 17x12 pervanesinin Cp-J Grafiği 5.1 Elektriksel Sistem Testleri Güneş panelleri kanadın üst kısmına en fazla sayıda gelecek şekilde yerleştirilmiştir. Kanat sınırları, kontrol yüzeyleri ve bağlantı noktaları koyu renkle gösterilmiştir. Kontrol yüzeyi kanatçılara her ne kadar 15x8 cm paneller yerleşebilse de kontrol yüzeyine fazladan karmaşıklık eklememesi için konulmamıştır. Şekil 11: Güneş Panelleri Yerleşimi Güneş panelleri sayısı: 15 x 15 panel 28 adet Güneş panelleri ağırlığı: 504 gram Toplam güneş paneli alanı(2 kanat için) :1 m 2 Maximum enerji: 100 Watt 5.2 İtki Testleri Dinamik itki testleri ODTÜ Makine Mühendisliği Bölümü Akışkanlar Mekaniği Laboratuvarı nda bulunan rüzgâr tüneli yardımı ile yapılmıştır. Pratik olması açısından pervaneler rüzgâr tüneli test bölümü yerine rüzgâr tüneli fan çıkış yerine yerleştirilmiştir. Rüzgâr tüneli fan çıkışındaki kapakların konumu değiştirilerek fan çıkış hızı değiştirilebilmektedir. Buna göre kapakların konumları değiştirilerek 4 farklı hız değeri (6.7, 12, 14.3 ve 16.5 m/s) elde edilmiştir. Fan çıkış hızları bulunurken fanını çıkışındaki hız homojen bir dağılım göstermeyeceğinden dairesel olan fan çıkışı merkez hizasından baştan sona taranarak farklı konumlardaki hız değerleri elde edilmiştir. Aşağıda yer alan Şekil 12 ve 13 te basınç ve itki katsayılarının (C p, C t) advance ratio (J) ile ilişkisi verilmiştir. Şekil 13: 17x12 pervanesinin Ct-J Grafiği 5.3 Uçuş Testleri Proje kapsamında geliştirilen otomatik uçuş kabiliyetine sahip güneş enerjili bir insansız hava aracının ilk uçuş testi sonunda uçağın kararlı bir şekilde uçabildiği gözlemlenmiş ve herhangi bir tasarım hatası olmadığı anlaşılmıştır. İkinci uçuş testinde ise otopilot ve kamera testlerinin yapılması amaçlanmış fakat kırım yaşanmıştır. Üçüncü uçuş testinin yapılma amacı ise tamir gören uçağın, kararlı bir şekilde uçabildiğinin gösterilmesidir. Motor sürücüsünün (ESC) uçuştan önce arızalanması sebebi ile üçüncü uçuş testi iptal edilmiştir. Dördüncü uçuş testinde ESC değiştirilerek bir önceki uçuşta amaçlanan tamir görmüş uçağın kararlı bir şekilde uçabildiği gösterilmiştir. Beşinci uçuş testinde amaç otopilot [13] yardımı ile kararlı olarak uçmak ve istenilen noktalardan uçağın geçtiğinin gösterilmesidir. Şekil14: Ardupilot Arayüz Görüntüsü (Gordion) Tablo 2: Uçuş Testleri Özeti Uçuş Test Amaç Süre Sonuç 1 Manuel Uçuş 16 dk Başarılı 2 Otopilot+Kamera 15 sn Başarısız 3 Manuel Uçuş - Başarısız

6 4 Manuel Uçuş 12 dk Başarılı 5 Otopilot 8 dk Başarılı 6. SONUÇ Projede güneş enerjisine dayalı, alçak irtifalı, orta menzilli ve otomatik uçuş kararlılık ve kontrolüne sahip, kompozit malzemeden yapılmış ve bulunduğu bölgeden anlık olarak görüntü aktarabilen insansız hava araçları geliştirilmiştir. Tasarımı yapılan ve üretilen uçağın azami kalkış ağırlığı 15 kg., uçuş hızı 72 km/s, kanat alanı 2 m 2 ve kanat açıklığı 5 m dir. Açıklık oranının yüksek olması (12,5), uçak kanadının narin yapı ilkelerine göre tasarlanmasını gerektirmiştir. Ticari piyasadan satın alınan %17 verimli güneş panelleri, kanatlar üzerine 1 m 2 lik alana yerleştirilmiştir. Panellerin yüksek verimli olmaması ve kanat alanının (2 m 2 ) yarısının kaplanabilmesi sebebiyle, seviye uçuşu için gerekli olan enerjinin tamamı yerine yaklaşık üçte biri güneş enerjisinden sağlanmaktadır. İleriki çalışmalarda daha yüksek verimli güneş panelleri kullanılarak sadece güneş enerjisi ile seviye uçuşu yapılması planlanmaktadır. Ayrıca benzin motorlu bir konfigürasyonu ile de kendi ürünlerini test etmek isteyen firmalar (kamera üreticileri, sensör üreticileri vs.) için test uçağı olarak da kullanılması amaçlanmaktadır. 7. REFERANSLAR [1] Blake A. Moffitt, Thomas H. Bradley, David E. Parekh and Dimitri Mavris, Design and Performance Validation of a Fuel Cell Unmanned Aerial Vehicle, AIAA , 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9-12 January 2006, Reno, Nevada. [2] Noth, A, Design of Solar Powered Airplanes for Continuous Flight, PhD Thesis, ETH, Zurich, [3] Raymer, D.P., Aircraft Design: A Conceptual Approach, 4th ed. Reston, VA, AIAA, [4]CFD++, p/products/cfd [5]Selig,M., Coordinate Database, d_database.html#e, April [6] JAVAFOIL, April [9] AVL, [10] ArduPilot Mega - Arduino Mega compatible UAV Controller: http: // / ÖZGEÇMİŞ Korhan Candan 1989 yılında doğmuştur yılında İstanbul Teknik Üniversitesi Uçak Mühendisliğinden mezun olmuştur. Halen ODTÜ havacılık ve Uzay Mühendisliği bölümünde yüksek lisans eğitimine devam etmektedir. İçinde bulunduğu İTÜ ATA takımı 2012 yılında AIAA (The American Institute of Aeronautics and Astronautics) tarafından düzenlenen DBF (Design/Build/Fly) yarışmasında 4. sırada yer almıştır. Mehmet Buğra Çiçek 1991 yılında doğmuştur yılında TOBB ETU Makine Mühendisliği bölümünden mezun olmuştur. Hava Harp Okulu tarafından düzenlenen FFD (Future Flight Design) yarışmasında ve çeşitli TÜBİTAK projelerinde yer almıştır. Yusuf Eren Saygı 1989 yılında doğmuştur yılında TOBB ETU Elektrik-Elektronik Mühendisliği bölümünden mezun olmuştur. Hava Harp Okulu tarafından düzenlenen FFD (Future Flight Design) yarışmasında ve çeşitli TÜBİTAK projelerinde yer almıştır. Prof. Dr. Ünver Kaynak 1955 yılında doğmuştur yılında İstanbul Teknik Üniversitesi Uçak Mühendisliğinden mezun olmuştur yılında İTÜ Uçak Mühendisliğinden Yüksek Lisans derecesi almıştır yılında Kaliforniya Stanford Üniversitesi Makina Mühendisliğinden yüksek lisans almış ve 1986 yılında yine Stanford üniversitesi Havacılık ve Uzay Mühendisliğinde Doktorasını tamamlamıştır. Yurt içinde ve dışında çeşitli bilimsel ve teknik ödüller kazanmıştır. Boeing firmasında teknik ve program yönetimi ile ilgili kurslar almıştır. [7] XFLR5, [8] Roskam, J., Airplane Design, Lawrence, KS, Design Analysis Research Corporation, 2000.