Hibrit Bir Kontrol Yüzeyinin Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği Destekli Yapısal Analizi

Hibrit Bir Kontrol Yüzeyinin Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği Destekli Yapısal Analizi P. Arslan * U. Kalkan H. Tıraş İ. O. Tunçöz ODTÜ ODTÜ ODTÜ ODTÜ Ankara Ankara Ankara Ankara Y. Yang ** S. Özgen E. Gürses M. Şahin ODTÜ ODTÜ ODTÜ ODTÜ Ankara Ankara Ankara Ankara Y. Yaman *** ODTÜ Ankara Özet Bu çalışmada kanatları büyük oranda şekil değiştirebilen bir insansız hava aracının hibrit tasarımlı firar kenarı kontrol yüzeyi incelenecektir. Hibrit kontrol yüzeyi kompozit bir malzeme ve büyük oranda şekil değiştirebilen diğer bir malzeme kullanılarak oluşturulmuştur. Kontrol yüzeylerinin hareketi servo motorlardan gelen kuvvetlerle sağlanmaktadır. Kontrol yüzeyinin profili önce NACA 6510 olacak, daha sonra NACA 3510 ve NACA 2510 profillerine dönüştürülerek şekil değiştirmesi sağlanacaktır. Hibrit firar kenarı kontrol yüzeyi, hem aerodinamik analizler hem de yapısal analizlerle tasarlanacaktır. Bu bildiride ağırlıklı olarak Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) analizleri sunulacaktır. Her bir şekil değiştirme konfigürasyonu için çözüm ağı oluşturma işlemi, ODTÜ Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bölümü nde geliştirilen bir betik fonksiyonu kullanılarak istenilen üç boyutlu bir geometriye ve akış parametrelerine göre kolayca yapılabilmektedir. Anahtar kelimeler: aerodinamik çözüm ağı, büyük oranda şekil değiştirebilen kanat, hibrit kontrol yüzeyi, hesaplamalı akışkanlar dinamiği, sonlu elemanlar analizi Abstract 1 In this study, the trailing edge hybrid control surface of fully morphing wing of an unmanned aerial vehicle will be investigated. Hybrid trailing edge control surface comprises composite and compliant materials. Deflection of the control surface is achieved by means of servo actuators. Morphing of the control * pinar.arslan@metu.edu.tr ugur.kalkan@metu.edu.tr tiras.harun@metu.edu.tr ozan.tuncoz@metu.edu.tr ** yosheph.yang@metu.edu.tr serkan.ozgen@ae.metu.edu.tr gurses@metu.edu.tr msahin@metu.edu.tr *** yyaman@metu.edu.tr surface will be provided by changing NACA 6510 profile to NACA 3510 and NACA 2510 profiles, respectively. Hybrid trailing edge control surface will be designed by using aerodynamic analyses and structural analyses. In this paper, mainly Computational Fluid Dynamics (CFD) analyses will be presented. Mesh generation process is conducted by using a scripting function developed in METU Aerospace Engineering Department for the desired three dimensional geometry and flow parameters. Keywords: aerodynamic mesh, morphing wing, hybrid control surface, computational fluid dynamics, finite element analysis,. I. Giriş Büyük oranda şekil değiştirebilen hava araçları, uçuş gereksinimlerine göre şekil değiştirebilen ve uçuş sırasında kontrolü konvansiyonel olmayan kontrol yüzeylerini kullanarak sağlayabilen araçlar olarak tanımlanmıştır [1]. Bu kavrama dayanarak, menteşesiz olarak tasarlanan kontrol yüzeyleri gibi konvansiyonel olmayan kontrol yüzeyleri hava araçlarına uygulanmıştır [2]. Bilindiği üzere, genellikle büyük oranda şekil değiştirebilen kanatlara sahip hava araçları, konvansiyonel kontrol yüzeylerine sahip hava araçlarına oranla daha fazla avantaja sahiptirler. Büyük oranda şekil değiştirebilen hava araçlarının kontrol yüzeylerinde süreksizliğin olmaması ve görev profillerine göre şekil değiştirebilmeleri nedeniyle daha iyi aerodinamik performans sergilemeleri bu avantajlar arasında sayılabilir. Bunun yanında daha az sürüklenme kuvvetine maruz kalmaları daha az yakıt kullanmalarına ve atmosfere daha az miktarda zararlı gaz salgılamalarını sağlamaktadır [3]. 1

Bu çalışmada, konvansiyonel olmayan hibrit firar kenarı kontrol yüzeyine sahip bir insansız hava aracının kanadı yapısal ve aerodinamik açıdan tasarlanıp, incelenmiştir. Çalışmada sadece kontrol yüzeyi dikkate alınmış olup, aerodinamik analizler sırasında farklı NACA (The National Advisory Committee for Aeronautics) profillerine sahip kanat geometrileri temel alınmıştır. Bu çalışmanın amaçlarından biri de aerodinamik analizler öncesinde yürütülen düğüm noktaları ve çözüm kümesi oluşturulması işleminin daha kolay ve etkin yapılabilmesini sağlamaktır. Bu nedenle aerodinamik çözüm ağı oluşturma işlemi Pointwise V17.2 R2 paket programı kullanılarak yazarlar tarafından yazılmış olan betik fonksiyonu (Pointwise Scripting Function) kullanılarak otomatik hale getirilmiştir [4]. Bu çalışma bir Avrupa Birliği 7. Çerçeve Programı Projesi olan CHANGE, Combined morphing Assessment software using flight Envelope data and mission based morphing prototype wing development kapsamında sürdürülmektedir [5]. Yürütülen bu projede Orta Doğu Teknik Üniversitesi nin görevi firar kenarı kontrol yüzeyini, iniş ve avare uçuş (loiter) fazlarında NACA 6510 kanat profilini sağlayacak şekilde tasarlamaktadır. Tasarlanan firar kenarı kontrol yüzeyi kalkış konfigürasyonunda NACA 3510, seyir ve yüksek hız konfigürasyonlarında ise NACA 2510 kanat profillerini de sağlayacaktır. Bu nedenle bu çalışmada, firar kenarı kontrol yüzeyinin şekil değiştirebilme yeteneği, bahsedilen her uçuş fazı için karşılaşılabilecek aerodinamik yükler altında yapılan yapısal analizlerle incelenmiştir. Şekil 1 de büyük oranda şekil değiştirebilen kanadın uyarlanacağı NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 profilleri gösterilmiştir. Şekil. 2. Kontrol yüzeyi eklenmiş kanat katı modeli Hibrit olarak tasarlanan firar kenarı kontrol yüzeyi, alüminyum, silikon ve kompozit olmak üzere üç farklı malzeme kullanılarak oluşturulmuştur. Silikon tabanlı hiperelastik özelliklere sahip malzeme ve kompozit malzeme proje ortakları tarafından sağlanmıştır [6]. Silikon yerine Neoprene malzeme kullanılarak yapılan başka bir bir hibrit tasarım da yazarların daha önceki bir çalışmasında sunulmuştur [7]. Hibrit firar kenarı kontrol yüzeyi katı modelinin, oluşturulduğu malzemelere göre farklı renklerle sunulan, izometrik ve yan görünümleri Şekil 3 te sunulmuştur. Şekil. 1. şekil değiştirme yeteneği II. Vakum Ortamında Kontrol Yüzeyi Sonlu Elemanlar Analizi A. Katı Model Tasarlanan firar kenarı kontrol yüzeyi CATIA V5-6R2012 paket programı ile çizilmiştir. geometrisinin başlangıç profili NACA 6510 olup, geometri boyunca herhangi bir burulma açısı (twist) ve oturma açısı (incidence angle) yoktur. Kontrol yüzeyinin de bulunduğu kanat katı modeli Şekil 2 de gösterilmiştir. Şekil. 3 Hibrit kontrol yüzeyi izometrik görünümü (üst) ve yan görünümü (alt) Şekil 3 te gösterilen sarı renkli C kanalı hariç tüm yüzeylerde et kalınlığı 0.75 [mm] olarak tasarlanmıştır, sarı renkli C kanalın et kalınlığı 2.00 [mm] dir. Alüminyum kullanılarak tasarlanan C kanalı, kontrol yüzeyinin kanat ile bağlantısını sağlamaktadır. 2

Kontrol yüzeyinde üst yüzeyin hareketini iki servo motor, alt yüzeyin hareketini ise üç servo motor sağlamaktadır. Bu servo motorlara verilen farklı dönüş açıları ile silikon tabanlı elastik özelliklere sahip malzeme alt ve üst yüzeyde farklı miktarlarda uzayarak esnemekte, böylelikle ortaya çıkan esneme farkı aşağıya ya da yukarıya hareketi sağlamaktadır. Böylece firar kenarı kontrol yüzeyi belirtilen NACA profilleri arasında geçiş yapabilmekte ve kanat farklı uçuş fazlarına uyum sağlayabilmektedir. Kontrol yüzeyinin hareketini sağlayacak servo motorlar ve bataryalar yazarların daha önceki bir çalışmasında belirlenmiş olup seçilen servo motorlar kontrol yüzeyi içerisinde bataryalar ise gövde içersinde konuşlandırılacak şekilde tasarlanmıştır [8]. B. Sonlu Elemanlar Modeli Kontrol yüzeyi katı modeli oluşturulduktan sonra, kontrol yüzeyi yapısal analizlerinde kullanılacak sonlu elemanlar modeli ANSYS Workbench v14.0 Static Structural modülü kullanılarak hazırlanmıştır. Hibrit kontrol yüzeyinin büyük oranda yer değiştirmesinden ve kullanılan elastik malzemeden dolayı, bütün yapısal analizlerde doğrusal olmayan çözüm yöntemleri kullanılmıştır. Ayrıca tüm yapısal analizlerde standart yerçekimi yüklemesi de göz önüne alınmıştır. Bu çalışma kapsamında sonlu elemanlar modellemesi ve analizi işlemlerinin basitleştirilmesi ve süresinin kısaltılması amacıyla C kanalı geometrisi ve C kanalı geometrisi ile bitişik olan kompozit kısım analizler sürecinde göz önüne alınmamıştır. Sonlu elemanlar modelinde tüm yüzeyler et kalınlığı 0.75 [mm] olacak şekilde kabuk elemanlarla; servo motor kuvvetlerini kontrol yüzeyine ileten çubuklar 1.25 [mm] yarıçapında dairesel kesitli, moment kolları ise 1.9 [mm] x 7.4 [mm] dikdörtgen kesitli kiriş elemanları ve alüminyum kullanılarak tasarlanmıştır. Kullanılan alüminyum malzemesinin özellikleri TABLO 1 de verilmiştir. Şekil. 4. Silikon malzemenin tek eksenli gerilme-gerinim grafiği Hibrit kontrol yüzeyinin kompozit kısımlarında özellikleri TABLO 2 de verilen Glass Fibre Prepreg (EHG250-68-37) malzemesi kullanılmıştır. E11 24500 [MPa] E22 23800 [MPa] ν12 0.11 G12 4700 [MPa] G13 3600 [MPa] G23 2600 [MPa] Katman Kalınlığı 0.25 [mm] Özkütle 1900 [kg/m 3 ] TABLO 2. Glass fibre prepreg kompozit malzemenin özellikleri Şekil 5 te ise, oluşturulan hibrit firar kenarı kontrol yüzeyi sonlu elemanlar çözüm ağı gösterilmiştir. Malzeme Alüminyum Kesme Modülü 26700 [MPa] Elastikiyet Modülü 71000 [MPa] Özkütle 2770 [kg/m 3 ] TABLO 1. Alüminyum malzemenin özellikleri Silikon tabanlı malzemenin davranışını belirlemek amacıyla, ODTÜ Havacılık ve Uzay Mühendisliği nde bir tek eksenli çekme testi gerçekleştirilmiştir. Testin sonucunda elde edilen tek eksenli gerilme ve gerinim grafiği Şekil 4 te sunulmuştur. Silikon tabanlı malzemenin özkütlesi 1250 [kg/m 3 ] olarak alınmıştır [9]. Şekil. 5. Hibrit kontrol yüzeyi sonlu elemanlar çözüm ağı Sonlu elemanlar analizinde, hibrit kontrol yüzeyini oluşturan farklı parçalar ANSYS paket programında bulunan aşağıdaki sınır koşulları ve temas yöntemleri kullanılarak sabitlenmişlerdir. Silikon parça ve kontrol yüzeyinin kanat ile bağlantı kenarları arasında Sabitlenmiş Destek (Fixed Support) sınır koşulu, 3

Silikon parçalar ve kompozit parçalar arasında, Yapıştırma Temas Yöntemi (Bonded Contact), Servo motor kuvvetlerini kontrol yüzeyine ileten çubuklar ile kompozit parçalar arasında Yapıştırma Temas Yöntemi (Bonded Contact). Ayrıca, servo motor moment kolları ve servo motor kuvvetlerini ileten çubukların Şekil 5 te verilen koordinat düzlemine göre x, y, z eksenleri yönündeki yer değiştirmeleri ve x ve z eksenleri etrafındaki dönüşleri birbirlerine bağımlı yapılmıştır. Kontrol yüzeyinin hareketini sağlamak amacıyla, servo motorlar aracılığıyla sağlanacak olan dönüş açıları, servo motorlar ve moment kolları arasındaki düğüm noktalarına, Şekil 6 da görülen koordinat eksenine göre y ekseni etrafında olacak şekilde her bir konfigürasyon için farklı derecelerde tanımlanmıştır. Bu düğüm noktalarından Şekil 6 da D ve F harfleri ile belirtilmiş olanlar kontrol yüzeyinin üst parçasını hareket ettirmekte, C, E ve G harfleri ile belirtilmiş olanlar ise kontrol yüzeyinin alt parçasını hareket ettirmektedir. servo motor torkları ve standart yerçekimi yüklemesi altında oluşan, dikey yöndeki (z ekseni yönündeki) yer değiştirme sonuçları verilmiştir. Ayrıca sonlu elemanlar analizi sonucunda kontrol yüzeyinde oluşan en yüksek von-mises gerilme ve gerinim değerleri ile eksenel ve eğilme gerilmelerinin toplamından oluşan en yüksek kiriş gerilmesi değeri TABLO 4 te verilmiştir. Şekil. 7. NACA 6510 kanat profili durumunda dikey eksende yer değiştirme dağılımı (maksimum 0.16 [mm]) Şekil. 6.Hibrit firar kenarı kontrol yüzeyi sonlu elemanlar modeline uygulanan sınır koşulları C. Sonlu Elemanlar Analiz Sonuçları Hibrit kontrol yüzeyinin NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 kanat profilleri için gerek duyduğu ve Şekil 6 da belirtilen C, D, E, F ve G noktalarına uygulanacak dönüş açıları TABLO 3 te verilmiştir. Dönüş Açılarının Uygulandığı Noktalar NACA 6510 NACA 3510 NACA 2510 C (alt parça) -10 o -23 o -28 o Şekil. 8. NACA 6510 profilinden NACA 3510 kanat profiline geçiş sürecinde kontrol yüzeyinde oluşan, dikey eksende yer değiştirme dağılımı (maksimum 15.07 [mm]) D (üst parça) 10 o 12.3 o 14 o E (alt parça) -10 o -23 o -28 o F (üst parça) 10 o 12.3 o 14 o G (alt parça) -10 o -23 o -28 o TABLO 3. Kontrol yüzeyinin hareketi için gerekli olan ve servo motorlardan gelen dönüş açıları Şekil. 9. NACA 3510 profilinden NACA 2510 kanat profiline geçiş sürecinde kontrol yüzeyinde oluşan, dikey eksende yer değiştirme dağılımı (maksimum 4.68 [mm]) Şekil 7, Şekil 8 ve Şekil 9 da kontrol yüzeyinde sonlu elemanlar analizi sonucunda ortaya çıkan, uygulanan 4

En Yüksek von- Mises Gerilme Değeri [MPa] En Yüksek von- Mises Gerinim Değeri [mm/mm] En Yüksek Kiriş Gerilme Değeri [MPa] NACA 6510 NACA 3510 NACA 2510 2.53 4.24 5.52 0.07 0.19 0.23 35.62 64.46 84.25 TABLO 4. Sonlu elemanlar analizi en yüksek gerilme-gerinim değerleri Şekil 7, Şekil 8 ve Şekil 9 da gösterildiği gibi kontrol yüzeyinin NACA 3510 ve NACA 2510 kanat profillerine sorunsuzca uyum sağladığı ve NACA 6510 kanat profilinde kalmayı sürdürebildiği görülmektedir. Sonlu elemanlar analizi sonuçlarına göre, en yüksek von-mises gerilme değeri kompozit kısımda, en yüksek von-mises gerinim değeri silikon parçada oluşmaktadır. Oluşan en yüksek gerilme değeri, kompozit parçanın kırılma direncine (ultimate strength) oranla çok küçük olduğu için, bu kısım yeterli mukavemeti sağlayabilmektedir. Bununla birlikte Şekil 4 teki tek eksenli gerilme-gerinim grafiği de göstermektedir ki, en yüksek gerinimin oluştuğu silikon parça da yeteri kadar mukavimdir. Alüminyum kullanılarak tasarlanan servo güç aktarma parçalarının en yüksek kiriş gerilme değeri de yine alüminyumun akma direncinden [280 MPa] küçüktür. Tüm vakum ortamında gerçekleştirilen sonlu elemanlar analizlerinin sonuçlarına göre kontrol yüzeyi belirtilen NACA profilleri arasında sorunsuzca geçiş yapabilmektedir. III. Aerodinamik Yükler Altındaki Kontrol Yüzeyi Sonlu Elemanlar Analizi NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 kanat profillerine sahip kontrol yüzeyleri CATIA V5-6R2012 paket programı ile tasarlanmış ve aerodinamik analizlere uygun hale getirilmişlerdir. Aerodinamik yükler altında yapılan sonlu elemanlar analizinde her bir kanat geometrisi için kullanılan aerodinamik yükler, Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) analizleri yapılarak tespit edilmiştir. HAD analizlerinin yapılabilmesi için öncelikli olarak aerodinamik çözüm ağı hazırlanmış, ardından HAD analizleri için gerekli parametreler ve akış özellikleri tanımlanmıştır. A. Aerodinamik Çözüm Ağı Çözüm ağı Pointwise V17.2 R2 paket programı kullanılarak oluşturulmuştur. Bu çalışmadaki aerodinamik analizlerde çözüm ağı oluşturma işleminde tipik grafiksel kullanıcı arayüzü kullanmak yerine, Pointwise Betik Fonksiyonu (Pointwise Scripting Function) kullanılmıştır. Bu fonksiyonun kullanılması, kullanıcının otomatik olarak çözüm ağı oluşturmasını sağlar. Tanımlanan kanat konfigürasyonlarının benzer olması, Pointwise Betik Fonksiyonu nun kullanılmasını kolaylaştırmıştır. konfigürasyonlarının benzerlikleri tüm kanatların dört ana parçadan oluşmasından gelmektedir. Bu parçalar; kanat alt yüzeyi, kanat üst yüzeyi, kanat arka yüzeyi ve kanat uç parçasıdır. geometrilerinin aralarındaki tek fark kanat kamburlarının değişiklik göstermesidir. Orta Doğu Teknik Üniversitesi Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bölümünde yazılan Pointwise Betik Fonksiyonu, çözüm ağı oluşturma işlemi sırasında kullanıcıya bir takım parametreleri de değiştirme imkanı da sağlamakta ve grafiksel kullanıcı arayüzü ile çözüm ağı oluşturma işlemine göre daha verimli olmaktadır. B. Pointwise Betik Fonksiyonu Bu çalışmada, çözüm ağı oluşturma işleminde kullanılan Pointwise Betik Fonksiyonu, Tcl programlama dilinin bir uzantısı olan Glyph2 betik dili ile yazılmıştır. Bu fonksiyon kullanıcıya Pointwise grafiksel kullanıcı arayüzünün sağlayabildiği yeteneklere benzer özellikler sunmaktadır. Bu çalışma için hazırlanan betik fonksiyonu aşağıdaki adımları içinde barındırmaktadır: Parametre Tanımlanması: Bu bölümde çözüm ağı oluşturma işleminde kullanılan eleman aralığı, çözüm ağı büyüme oranı, çözüm kümesi boyutu gibi değişkenlerin değerleri girilir. Geometri Dosyasını Alma: Bu adım, çözüm ağı oluşturma işlemi için hazırlanan geometrinin fonksiyon içine alınmasını sağlar. Yüzey Çözüm Ağı Oluşturma: Daha önce tanımlanmış değişkenlere bağlı olarak bu kısımda, kanat geometrisi yüzeyi üzerinde çözüm ağı oluşturulur. Çözüm Ağı İyileştirmesi: Oluşturulmuş olan çözüm ağının hücum kenarı ve firar kenarında bulunan eğriliği yakalayabilmesi için, bu kısımlarda daha sık çözüm ağı oluşturulur. Ayrıca, kanat kök ve uç kısımlarında da daha fazla düğüm noktası kullanılır. Yapılan çözüm ağı iyileştirme çalışması Şekil. 10Şekil 10 da gösterilmiştir. 5

ların hücum ve firar kenarlarında çözüm ağı iyileştirme işlemi yapılmıştır. Yarımküre çözüm kümesi yarıçapı, kanat veter (chord) uzunluğunun 20 katına eşittir. yüzeyi yakın çevresinde üç boyutlu blok çözüm ağı oluşturulurken T-Rex çözüm ağı yöntemi uygulanmıştır. Bu işlem hava akışının kanat yüzeyi üzerinde oluşturduğu sınır tabakasının modellenmesi içindir. Şekil. 10. Hücum ve firar kenarlarında yüzey çözüm ağı iyileştirme işlemi yapılan kanat modeli Çözüm Kümesi Oluşturma: Bu adım, parametre tanımlanması bölümünde yarıçapı belirlenen yarımküre şeklindeki çözüm kümesine çözüm ağı oluşturma işlemini içerir. Üç Boyutlu Blok Çözüm Ağı Oluşturma: Üç boyutlu blok çözüm ağı bu bölümde oluşturulur. Şekil 11 de gösterilen üç boyutlu çözüm ağının sınırları kanat dış yüzeyi ve çözüm kümesi olarak tanımlanmıştır. Şekil. 12. yüzeyi etrafındaki T-Rex üç boyutlu blok çözüm ağı C. Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği Analizi Yapılan HAD analizlerinin amacı yapısal analizler için gerekli olan, aerodinamik yükler altındaki dış gösterge, basınç dağılımını sağlamaktır. Tüm kanat konfigürasyonları için Pointwise Betik Fonksiyonu kullanılarak çözüm ağı oluşturulduktan sonra HAD analizleri SU 2 V 3.2.1 paket programı kullanılarak yapılmıştır [10]. HAD analizleri sırasında, NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 profillerine sahip kanatlar için ayrı ayrı tanımlanan akış parametreleri TABLO 4 te gösterilmiştir. Şekil. 11. yüzeyi ve çözüm kümesi arasında oluşturulan üç boyutlu blok çözüm ağı NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 kanat geometrilerinin HAD analizleri için oluşturulan çözüm ağları aşağıda belirtilen özelliklere sahiptir: yüzeyindeki çözüm ağı, iki düğüm noktası arası ortalama uzaklık 8 [mm] olacak şekilde üçgen elemanlarla oluşturulmuştur. NACA 6510 (İniş, Avare Uçuş) NACA 3510 (Kalkış) NACA 2510 (Seyir) Hız [m/s] 13.244 21.152 30.556 Hücum Açısı [derece] 6.373 1.7131 1.056 Reynolds Sayısı 524536 857990 1210135 Yoğunluk [kg/m 3 ] 1.1895 1.225 1.1895 Mach Sayısı 0.039 0.063 0.0901 İrtifa [ft] 1000 0 1000 TABLO 4. konfigürasyonları HAD analizleri akış parametreleri 6

D. Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği Analizi Sonuçları SU 2 paket programı, HAD analizleri sonuçlarını kanat konfigürasyonları yüzeyinde basınç katsayıları dağılımı şeklinde vermektedir. Bu basınç katsayısı değerlerinin belirtilen akış özelliklerine göre hesaplanan dinamik basınç ile çarpılması sonucu dış gösterge basınçları hesaplanmıştır. Bu nedenle, basınç katsayısı dağılımı HAD analizlerinde önemli bir rol oynamaktadır. Şekil 13, Şekil 14 ve Şekil 15 te sırasıyla NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 kanat profillerine sahip kanat geometrileri yüzeyindeki basınç katsayısı dağılımları sunulmuştur. Şekil. 14. HAD analizleri sonucunda elde edilen NACA 3510 kanat geometrisi basınç katsayısı dağılımı (kanat üst yüzeyi solda, kanat alt yüzeyi sağda) Şekil. 13. HAD analizleri sonucunda elde edilen NACA 6510 kanat geometrisi basınç katsayısı dağılımı (kanat üst yüzeyi solda, kanat alt yüzeyi sağda) Şekil. 15. HAD Analizleri sonucunda elde edilen NACA 2510 kanat geometrisi basınç katsayısı dağılımı (kanat üst yüzeyi solda, kanat alt yüzeyi sağda) 7

IV. Aerodinamik Yükler Altında Sonlu Elemanlar Analizi Sonlu elemanlar analizinde aerodinamik yüklemeyi modellemek amacıyla tek yönlü katı-akışkan etkileşimi kullanılmıştır. Gösterge basınçları yapısal modeller üzerindeki düğüm noktalarına ANSYS harici data (external data) modülü kullanılarak interpolasyon yöntemi ile aktarılmıştır. Şekil 13, Şekil 14 ve Şekil 15 te görülen basınç katsayısı dağılımlarından elde edilen aerodinamik yüklerin sırasıyla NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 kanat profillerine sahip kanat geometrilerinin üzerine aktarılmış hali Şekil 16, Şekil 17 ve Şekil 18 de gösterilmiştir. Aerodinamik yükler altında yürütülen yapısal analizlerde her kanat konfigürasyonu için aerodinamik yükler harici olarak eklenmiştir. Servo motorlar ve moment kolları arasındaki düğüm noktalarına uygulanan dönüş açıları yine TABLO 3 teki gibidir. V. Sonuçlar Şekil 19, Şekil 20 ve Şekil 21 de hibrit firar kenarı kontrol yüzeyinin uygulanan servo motor torkları, standart yerçekimi yüklemesi ve aerodinamik yükler altındaki sonlu elemanlar analizleri sonucunda dikey yöndeki (z ekseni yönündeki) yer değiştirmeleri verilmiştir. Ayrıca sonlu elemanlar analizi sonucunda farklı kanat konfigürasyonlarında kontrol yüzeyinde oluşan maksimum von-mises gerilme ve gerinim değerleri ile maksimum kiriş gerilmesi değeri de TABLO 5 te verilmiştir. Şekil. 16. NACA 6510 profiline sahip kanat üzerine aktarılan aerodinamik yükler [MPa] Şekil. 19. Aerodinamik yükler altında, NACA 6510 kanat profili durumunda kontrol yüzeyinin dikey eksende yer değiştirme dağılımı (maksimum 0.42 [mm]) Şekil. 17. NACA 3510 profiline sahip kanat üzerine aktarılan aerodinamik yükler [MPa] Şekil. 20. Aerodinamik yükler altında, NACA6510 kanat profilinden NACA 3510 kanat profiline geçiş sürecinde, kontrol yüzeyinin dikey eksende yer değiştirme dağılımı (maksimum. 15.34 [mm]) Şekil. 18. NACA 2510 profiline sahip kanat üzerine aktarılan aerodinamik yükler [MPa] 8

Teşekkür Bu çalışma FP7-AAT-2012-RTD-1, Collaborative Project, Grant Agreement Number: 314139, CHANGE, Combined morphing assessment software using flight envelope data and mission based morphing prototype wing development projesi kapsamında desteklenmektedir. Şekil. 21. Aerodinamik yükler altında, NACA3510 kanat profilinden NACA 2510 kanat profiline geçiş sürecinde, kontrol yüzeyinin dikey eksende yer değiştirme dağılımı (maksimum 4.74 [mm]) NACA 6510 NACA 3510 NACA 2510 En Yüksek von- Mises Gerilme 4.20 5.61 7.07 Değeri [MPa] En Yüksek von- Mises Gerinim 0.07 0.20 0.24 Değeri [mm/mm] En Yüksek Kiriş Gerilme Değeri 57.24 88.14 113.23 [MPa] TABLO 5. Aerodinamik yükler altında sonlu elemanlar analizi en yüksek gerilme- gerinim değerleri Şekil 19, Şekil 20 ve Şekil 21 de gösterildiği gibi kontrol yüzeyinin aerodinamik yükler altında da NACA 3510 ve NACA 2510 kanat profillerine sorunsuzca uyum sağladığı ve NACA 6510 kanat profilinde kalmayı sürdürebildiği görülmektedir. Aerodinamik yükler altındaki sonlu elemanlar analizi sonuçlarına göre, en yüksek von-mises gerilme değeri kompozit kısımda oluşmuştur. Bu değer, bu parçada kullanılan kompozit malzemenin kırılma direnci değerine oranla çok küçük olduğu için, bu kısım yeterli mukavemeti sağlayabilmektedir. En yüksek von-mises gerinim değeri ise silikon parçada oluşmaktadır. Alüminyum kullanılarak tasarlanan ve servolardan gelen gücü kontrol yüzeyine aktaran parçaların en yüksek kiriş gerilme değeri olan 113 [MPa], da alüminyumun akma değerinden [280 MPa] küçüktür. Vakum ortamında ve aerodinamik yükler altında gerçekleştirilen sonlu elemanlar analizlerinin sonuçlarına göre tasarlanan kontrol yüzeyi NACA 6510, NACA 3510 ve NACA 2510 kanat profillerinde sorunsuzca çalışmaktadır. Çalışmanın daha ileri safhalarında, her bir şekil değiştirme konfigürasyonu için çözüm ağı oluşturma işlemini yerine, ilk oluşturulan aerodinamik çözüm ağının istenilen geometriye göre şekil değiştirmesini sağlayacak çalışmalar yapılacaktır. Yazarlardan İlhan Ozan Tunçöz ve Yosheph Yang, yüksek lisans eğitimleri boyunca kendilerini destekleyen TÜBİTAK a teşekkür ederler. Kaynakça [1] Friswell M.I, The prospects for morphing aircraft. IV ECCOMAS Themat. Conf. Smart Struct. Mater., 2009. [2] Seber G., Sakarya E., İnsuyu T.E., Özgen S., Şahin M. Ve Yaman Y. AIAC-2009-132 Structural modeling and flutter analysis of adaptive camber wings. 2009. [3] Barbarino S., Bilgen R., Ajaj R.M., Friswell M.I. ve Inman D.J. A review of morphing aircraft. J. Intell. Mater. Syst. Struct. 2011. [4] Glyph Script Exchange. http://www.pointwise.com/glyph/, erişim tarihi: 09.01.2015 [5] CHANGE Project. http://change.tekever.com/, erişim tarihi: 15.07.2013 [6] Innovative Faserverbundtechnologie. http://www.inventgmbh.de/, erişim tarihi: 15.07.2014 [7] Arslan P., Kalkan U., Tıraş H., Tunçöz İ.O., Yang Y., Gürses, E., Şahin, M., Özgen S., Yaman Y., ICAST2014#098 Structural Analysis of an Unconventional Hybrid Control Surface of a Morphing Wing. 2014. [8] Arslan P., Kalkan U., Tıraş H., Tunçöz İ.O., Yang Y., Gürses, E., Şahin, M., Özgen S., Yaman Y., UHUK-2014-077 Konvansiyonel Olmayan İki Farklı Kontrol Yüzeyinin Yapısal Özelliklerinin Değerlendirilmesi ve Karşılaştırılması., 2014. [9] Cambridge Üniversitesi Mühendislik Fakültesi. Materials data book. http://www-mdp.eng.cam.ac.uk/web/library/enginfo/ cueddatabooks/ materials.pdf, erişim tarihi: 24.02.2014. [10] Palacois, et.al. Stanford University Unstructured (SU2 ): Opensource Analysis and Design Technology for Turbulent Flows. AIAA SciTech Conference, 2014. 9