ISBN

July 13, 2017 | Author: Hande Özbey | Category: N/A
Share Embed Donate


Short Description

Download ISBN...

Description

KAYSERİ VII. HAVACILIK SEMPOZYUMU 15-16 Mayıs 2008

DÜZENLEYEN KURULUŞ LAR ŞL ERCİYES ÜNİVERSİTESİ SİVİL HAVACILIK YÜKSEKOKULU MYTECHNIC AIRCRAFT MRO SERVICES EDİİT TÖRLER Yrd. Doç. Dr. İlke TÜRKMEN Öğr. Gör. Dr. Mehmet ERLER Öğr. Gör. Mehmet Ali SOYTÜRK Arş. Gör. Nurcan SARIKAYA BAŞTÜRK Tel: 0 352 437 57 44 Fax: 0 352 437 57 44 E-mail: [email protected] Web: http://havacilik.erciyes.edu.tr/hasem08/

KAYSERİ TÜRKİYE

ISBN 978-975-6478-43-1

ii

DESTEKLEYEN KURULUŞLAR • • •

myTECHNIC Aircraft MRO Services TÜBİTAK TMMOB Makina Mühendisleri Odası Kayseri Şubesi

SEMPOZYUMA KATILAN KURUMLAR • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • • •

Abant İzzet Baysal Üniversitesi, Mühendislik-Mimarlık Fakültesi, Makina Müh. Bölümü Aksaray Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü Anadolu Üniversitesi, İktisadi ve İdari Bilimler Fakültesi Anadolu Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu Çukurova Üniversitesi, Mühendislik-Mimarlık Fakültesi, Makina Müh. Bölümü Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Elektrik-Elektronik Müh. Bölümü Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Mekatronik Mühendisliği Bölümü Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Bilgisayar Müh. Bölümü Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Harita Müh. Bölümü Erciyes Üniversitesi, FBE Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Biyomedikal Müh. Bölümü Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Malzeme Bilimi ve Mühendisliği Bölümü Ege Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makine Mühendisliği Bölümü Eskişehir Osmangazi Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makine Müh. Bölümü Hava Harp Okulu, Havacılık Mühendisliği Bölümü İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, Uçak Müh. Bölümü İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Edebiyat Fakültesi, Kimya Bölümü Karabük Üniversitesi, Teknik Eğitim Fakültesi, Tasarım ve Konstrüksiyon Anabilim Dalı Kayseri 2. Ana Tamir Bakım Merkezi Kırıkkale Üniversitesi, Kırıkkale Meslek Yüksekokulu Elektronik Haberleşme Bölümü KOSGEB Kayseri İşletme Geliştirme Müdürlüğü Muğla Üniversitesi, Dalaman Meslek YO, Sivil Hava Ulaştırma İşletmeciliği Programı Mustafa Kemal Üniversitesi, Mühendislik-Mimarlık Fakültesi, Makina Müh. Bölümü myTECHNIC Aircraft MRO Services Namık Kemal Üniversitesi, Ziraat Fakültesi, Tarım Mak. Bölümü Orta Doğu Teknik Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Havacılık ve Uzay Müh. Bölümü Orta Doğu Teknik Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Kimya Mühendisliği Bölümü THY Teknik A.Ş. TUSAŞ Türk Havacılık ve Uzay Sanayi A.Ş TÜBİTAK, Avrupa Birliği Çerçeve Programları Ulusal Koordinasyon Ofisi Yıldız Teknik Üniversitesi, Makine Fakültesi, Makine Müh. Bölümü

Teşekkür ederiz

iii

İbrahim UZMAY (EÜ) İsa TAŞKIRAN (KOÜ) İsmail DEMİR (THY) İsmail H. TUNCER (ODTÜ) Kadir AYDIN (ÇÜ) Kemal YILLIKÇI (THY) Kerim GÜNEY (EÜ) M. Adil YÜKSELEN (İTÜ) M. Baki KARAMIŞ (EÜ) M. Emin YÜKSEL (EÜ) M. Fevzi ÜNAL (İTÜ) M. Sinan AKMANDOR (ODTÜ) Mehmet ÇEÇEN (myTECHNIC) Mehmet ÇUHACI (EGM) Mehmet Ş. KAVSAOĞLU (İTÜ) Metin O. KAYA (İTÜ) Mikdat KADIOĞLU (İTÜ) Mustafa CAVCAR (AÜ) Mustafa İLBAŞ (EÜ) M. Kemal APALAK (EÜ) Nafiz ALEMDAROĞLU (ODTÜ) Nafiz KAHRAMAN (EÜ) Necmi TAŞPINAR (EÜ) Nuri TEMUR (EGM) Oğuz BORAT (FÜ) Oktay ERDAĞ (SHGM) Ozan TEKİNALP (ODTÜ) Ömer TANRIKULU (ASELSAN) Ö. Galip SARAÇOĞLU (EÜ) Özcan UZUNOĞLU (myTECHNIC) Öznur USANMAZ (AÜ) Rahmi AYKAN (THY) Recai KILIÇ (EÜ) Suat CANBAZOĞLU (İÜ) Şahin YILDIRIM (EÜ) Şengül DANIŞMAN (EÜ) Şeref DEMİRCİ (THY) Şükrü SU (EÜ) Tahir KARASU (OÜ) Tahir YAVUZ (Başkent Ü) Tamer SINMAZÇELİK (KOÜ) Taner ALTINOK (KHO) Temel KOTİL (THY) Tevfik KIRMACI (UTED, MNG) Tuncay DOĞANER (TÖSHİD) Umur YÜCEOĞLU (ODTÜ) Ünver KAYNAK (TOBB-ETÜ) Veysel ÖZCEYHAN (EÜ) Yalçın GÖĞÜŞ (ODTÜ) Yunus BORHAN (İTÜ) Zahit MECİTOĞLU (İTÜ) Z. Gül APALAK (EÜ)

ONUR KURULU Prof. Dr. Cengiz UTAŞ ( EÜ Rektörü) Yavuz ÇİZMECİ (myTECHNIC Yön. Kur. Bşk.) DÜZENLEME KURULU Prof. Dr. Mustafa Kemal APALAK (EÜ) Yusuf BOLAYIRLI (myTECHNIC) YÜRÜTME KURULU Prof. Dr. Mustafa İLBAŞ (EÜ) Yrd. Doç. Dr. İlke TÜRKMEN (EÜ) Yrd. Doç. Dr. İlker YILMAZ (EÜ) Öğr. Gör. Dr. Mehmet ERLER (EÜ) Öğr. Gör. M. Serdar GENÇ (EÜ) Öğr. Gör. Haluk DEMİRTAŞ (EÜ) Öğr. Gör. M. Ali SOYTÜRK (EÜ) Özcan UZUNOĞLU (myTECHNIC) Arzu ERTEKİN (myTECHNIC) DANIŞMA ve BİLİM KURULU A. Rüstem ASLAN (İTÜ) Ahmet Kaplan (TÜRKSAT) Akile TANATMIŞ (AÜ) Ali KODAL (İTÜ) Aydın MISIRLIOĞLU (İTÜ) Ayşe KAHVECİOĞLU (AÜ) Ayşegül AKDOĞAN (YTÜ) Aytekin BAĞIŞ (EÜ) Bekir ÇOKSEVİM (EÜ) Beşir ŞAHİN (ÇÜ) Cahit ÇIRAY (ODTÜ) Cebrail UÇAR (THY) Coşkun ÖZKAN (EÜ) Çingiz HACIYEV (İTÜ) Dilek TURAN (AÜ) Ender GEREDE (AÜ) Erhan SOLAKOĞLU (TAI) Eyyüp GERÇEKÇİOĞLU (EÜ) Fazıl CANBULUT (EÜ) Fehmi NAİR (EÜ) Fırat O. EDİS (İTÜ) Hakan OKTAL (AÜ) Halil ERGÜL (THY) Halit Kaplan (TÜBİTAK) Hatice KÜÇÜKÖNAL (AÜ) Hayri ACAR (İTÜ) Hidayet BUĞDAYCI (AÜ) Hikmet KARAKOÇ (AÜ) Hüseyin YAPICI (EÜ) İbrahim KESKİNER (TAI) İbrahim ÖZKOL (İTÜ)

Teşekkür ederiz

iv

OTURUM BAŞKANLARI Prof. Dr. Ayşegül AKDOĞAN EKER Prof. Dr. M. Şerif KAVSAOĞLU Prof. Dr. Mustafa İLBAŞ Prof. Dr. T. Hikmet KARAKOÇ Doç. Dr. Cem SİNANOĞLU Doç. Dr. Nurhan KARABOĞA Yrd. Doç. Dr. Ayşegül GÜVEN Yrd. Doç. Dr. Aytekin BAĞIŞ Yrd. Doç. Dr. Eyyüp GERÇEKÇİOĞLU Yrd. Doç. Dr. İlker YILMAZ Yrd. Doç. Dr. Şengül DANIŞMAN Öğr. Gör. Dr. Mehmet ERLER Öğr. Gör. Dr. M. Tülin YILDIRIM SEKRETERYA Arş. Gör. Nurcan SARIKAYA BAŞTÜRK GÖREV ALAN PERSONELİMİZ Öğr. Gör. Dr. M. Tülin YILDIRIM Öğr. Gör. Murat EKİCİ Öğr. Gör. Veysel ERTURUN Öğr. Gör. Hamdi ERCAN Arş. Gör. Murat ONAY Arş. Gör. Selim TANGÖZ Uzm. Mahmut TÜRKMEN Teknisyen Göksel BEHRET Teknisyen Mehmet KONAR Teknisyen Mehtap TAŞÇI Teknisyen Tamer ÇALIŞKAN SEMPOZYUMDA GÖREV ALAN ÖĞRENCİLERİMİZ Ahmet Cumhur ÖZCAN Emre AKMEŞE Eray SONER Ertuğrul KARATAY Murat ÖMEROĞLU Rıfat AYASUN Yunus YİĞİT Yusuf GÜNGÖR Zeki KARAASLAN

Teşekkür ederiz

v

vi

TEŞEKKÜR Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu HaSeM’08 Erciyes Üniversitesi ev sahipliğinde myTECHNIC Aircraft MRO Services şirketinin maddi ve manevi destekleri ile 15-16 Mayıs 2008 tarihleri arasında Sivil Havacılık Yüksekokulunda gerçekleştirilmiştir. Erciyes Üniversitesi Rektörlüğü’ne ve myTECHNIC Yönetim Kurulu Başkanı Yavuz Çizmeci şahsında emek ve desteklerini esirgemeyen tüm myTECHNIC üst düzey yetkililerine ve çalışanlarına, tüm yoğun iş yüklerine rağmen bizleri kırmayıp sempozyumun açılışına katılarak tecrübelerini bizlere açılış dersleri ile aktaran THY Teknik A.Ş. Genel Müdürü Doç. Dr. İsmail Demir’e, myTECHNIC Genel Müdürü Yusuf Bolayırlı’ya, İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi Uçak Mühendisliği Bölüm Başkanı Prof. Dr. M. Şerif Kavsaoğlu’na ve TÜBİTAK Avrupa Birliği 7. Çerçeve Programı Uzay Alanı Uzmanı Aziz Koru’ya, sempozyumun duyurulması ve kitapçığının basımında maddi desteklerinden dolayı TÜBİTAK BİDEB birimine, TMMOB Makina Mühendisleri Odası Kayseri Şubesi Başkanlığı’na, birikimlerini sempozyumda tebliğler yolu ile aktaran tüm katılımcılara, Bilim ve Danışma Kurulu üyelerine, Erciyes Üniversitesi Sivil Havacılık Yüksekokulu personeli ve öğrencilerine Düzenleme ve Yürütme Kurulu olarak içten teşekkürlerimizi sunarız.

Prof. Dr. M. Kemal APALAK Sempozyum Düzenleme Kurulu Adına

vii

viii

ÖNSÖZ Kayseri’nin havacılık şehri olma özelliğine dayanılarak Erciyes Üniversitesi Sivil Havacılık Yüksekokulu’nun temelleri aramızdan erken ayrılan şükran ile andığımız Kurucu Müdür Prof. Dr. Veysel Atlı tarafından atılmıştır. Yüksekokulumuz havacılık sektörüne eleman yetiştirmekle birlikte üniversitelerimizde ve araştırma merkezlerindeki değerli bilim insanlarını, askeri ve sivil havacılık sektöründe hizmet veren araştırmacı, teknik eleman ve üst düzey yöneticilerini bir araya getirerek sektör adına orta ve uzun süreçte yapılabilecek çalışmalara ışık tutmak ve bilgi alışverişini sağlamak amacıyla 1996 yılından bu yana iki yıl ara ile Kayseri Havacılık Sempozyumlarını düzenlemektedir. HaSeM’08 Erciyes Üniversitesi ev sahipliğinde myTECHNIC Aircraft MRO Services şirketinin maddi ve manevi destekleri ile 15-16 Mayıs 2008 tarihleri arasında Sivil Havacılık Yüksekokulunda başarıyla gerçekleştirilmiştir. Havacılık Sempozyumunun Türkiye’nin gelişen havacılık sektörüne en önemli katkısı bilgi alışverişini sağlamak, özdeğerlendirme yapabilmek, yeni proje ve stratejiler sunabilmektir. Sempozyum sürecinde sektörün içinden gelen yönetici ve teknik elemanların öğrenci hedefli seminerleri öğrencilerimizin havacılık sektörünü daha iyi tanımalarına ve benimsemelerine katkıda bulunmuştur. Sempozyumumuzu katılımları ile güçlendiren ve amacına ulaşmasına katkıda bulunan tüm katılımcılara, emeğini ve desteğini esirgemeyen kuruluşlara, Bilim ve Danışma Kurulu üyelerine teşekkür ederiz.

Prof. Dr. M. Kemal APALAK Sempozyum Düzenleme Kurulu Adına

ix

x

İÇİNDEKİLER TEŞEKKÜR

vii

ÖNSÖZ

ix

İÇİNDEKİLER

xi

Küreselleşen Dünyada Gelişen Havacılık Ve Ülkemiz İçin Fırsatlar Doç. Dr. İsmail DEMİR

1

Dünden Bugüne Uçak Bakım Hizmetleri Yusuf BOLAYIRLI

4

İstanbul Teknik Üniversitesinde Öğrenci Projeleri Ve Eğitime Katkısı Mehmet Şerif KAVSAOĞLU

7

Avrupa Birliği 7. Çerçeve Programı Havacılık Ve Hava Ulaştırması Aziz KORU

15

Havacılık Sektöründe Eğitim Ve Önemi Özcan UZUNOĞLU

23

Mikro Casus Araçlar için Nano/Mikro Makine Tasarımlarında Gelişmeler Bedri Onur Küçükyıldırım & Ayşegül Akdoğan Eker

27

AA 2024 T351 Levhaların Balistik Davranışlarının Deneysel ve Sayısal Olarak İncelenmesi Evren Özşahin & Süleyman Tolun

31

Paralel Çift Pim Bağlantılı E-Glass/Epoksi Tabakalı Kompozit Plakalarda Hasar Yükleri ve Tipleri Faruk Şen, Murat Pakdil &Ahmet Çakan

36

Uçak Türbin Kanatlarında Kullanılan Erozyon ve Korozyon Dirençli Sert Seramik Kaplamalar 41 Şengül Danışman, Soner Savaş, Gülfem Işık, Oğuzhan Bendeş, Ahmet Özbekler Sürtünme Karıştırma Kaynak Yönteminin Uygulama Alanları Eyyup Gerçekcioğlu, Teoman Eren & Esen Dağaşan

48

Havayolu Taşımacılığı Rekabet Anlayışında Hizmet Kalitesinin Yeri Aslı Dal & Leyla Adiller

57

Havacılık Kalite Güvence Sistemi AS 9100 Oya Tansu

61

Türk Havacılık Standartları Enstitüsü (THSE) İbrahim Tuğrul Karamısır & Yıldırım Kemal Yıllıkçı

66

xi

Türk Ticaret Kanunu Tasarısı ve Havayolu Taşımacılığı Hülya Göktepe

6 9

Türkiye’nin İlk Uçak Fabrikasını Kuran Adam / Büyük Türk Girişimcisi Nuri Demirağ Önder Şahin

74

ATA-8 KAAN İtici Kanard İnsansız Hava Aracı Mehmet Karagöz & Mehmet Şerif Kavsaoğlu

78

İnsansız Hava Aracı Tasarım Uygulaması:Kırlangıç-360A Cevdet Göloğlu, Engin Atabaş & Uğur Düzgün

83

Further Generalization of Analysis and Solution for Free Flexural Vibrations of IntegrallyStiffened and/or Stepped-Thickness Plates or Panels U.Yüceoğlu, J.Javanshir & Ö.Güvendik

88

Sabit Kanatlı Dikey İniş Kalkış Bir İnsansız Hava Aracının Benzetim ve Kontrolü Zafer Öznalbant & Mehmet Şerif Kavsaoğlu

99

Yerdeyken Buzlanma Giderici/Önleyici Olarak Kullanılan Sıvıların Uçak Kanatları Üzerindeki Akış Kararlılığına Etkileri D. Sinan Körpe, Barış Erdoğan, Yusuf Uludağ, Serkan Özgen, Göknur Bayram & Niyazi Bıçak

104

Uçakların Yerdeyken Kar ve Buz ile Kaplanmalarını Engelleyici Çözeltilerin Geliştirilmesi ve Üretimi Barış Erdoğan,Sinan Körpe, Göknur Bayram, Serkan Özgen,Niyazi Bıçak & Yusuf Uludağ

109

Havacılık Emniyetinin Sağlanmasında İnsan Faktörleri Disiplini ve Hata Yönetimi Eyüp Bayram Şekerli

114

Kabin Memurlarının Kabin İçi Düşük Hava Kalitesi Nedeniyle Karşı Karşıya Kaldıkları Sağlık Sorunları Nalân Ergün

120

Alüminyumun Haddelenmesi Selim Tangöz & Veysel Erturun

123

Havacılık Alanında Teknolojik Malzeme Kullanımı Alper Uysal & Ayşegül Akdoğan Eker

129

Yapıştırıcı ile Birleştirilmiş Alüminyum-Çelik Sandviç Bağlantıların Düşük Hızlı Darbe Davranışlarının İncelenmesi Mustafa Yıldırım, M. Kemal Apalak & Recep Ekici

134

Metal Matriksli Kompozit Malzemelerin Havacılıkta Kullanım Alanları Serdar Güneş & Veysel Erturun

138

Akıllı Malzemeler ve Havacılıkta Kullanımı Hüseyin Uysal & Caner Tuncay

143

INS Tabanlı Sanal Gerçeklik Platformu Tasarımı Fehim Köylü & Erkan Beşdok

147

xii

ADS-B Sistemi ve İnsansız Hava Araçlarında Kullanımı Mustafa Karaca, Ayşegül Güven & M. Tülin Yıldırım

151

Elektronik Uçuş Kontrol Sistemleri Aytekin Bağış & Mehmet Konar

155

Uçak Algılayıcı Arızalarının Tespiti ve Ayrımı Emre Kıyak & Ayşe Kahvecioğlu

160

Barometrik Dikey Seyrüsefer Yaklaşma Prosedürleri Ali Ozan Canarslanlar & Öznur Usanmaz

165

Kanat Profili Etrafındaki Basınç Dağılımının Elde Edilmesinde Yapay Sinir Ağlarının Kullanımı Mehmet Erler & Haluk Demirtaş

170

Sesaltı Bir Kanadın P-K Methodu ile Flutter Analizi Seher Durmaz, Özge Özdemir Özgümüş, Ayşe D. Özüncer & Metin O. Kaya

176

Dairesel ve Dairesel Olmayan Jetlerin Yakın Alanlarında Akış Yapısı ve Türbülans Nuri Erkin Öçer, Gürsu Taşar, Oğuz Uzol & Serkan Özgen

180

Tarımsal Uçaklarla Yapılan Havadan İlaçlamada Atmosferik Stabilitenin Etkilerinin İncelenmesi Bülent Eker

185

İnsansız Bir Hava Aracı Kanadının Aeroelastik Analizi Umut Susuz, Yavuz Yaman & Muvaffak Hasan

190

Kokpit Camlarının Dinamik ve Statik Analizi H.Yasir Dündar & Vedat Ziya Doğan

195

Fonksiyonel Kademelendirilmiş Tek Bindirme Bağlantılı Silindirik Plakaların Burkulma Sonrası Davranışları Recep Güneş, M. Kemal Apalak & Murat Aydın

200

AL/SiC Partikül Takviyeli Metal Matrisli Kompozitlerin Batma Davranışları Üzerine Partikül Hacim Oranının Etkileri Recep Ekici, M. Kemal Apalak & Mustafa Yıldırım

206

Bir Uçak Kanadının Çok Amaçlı Genetik Algoritmalar ile Yapısal Optimizasyonu Melike Nikbay, Arda Yanangönül & Levent Öncü

213

Çırpan Kanat Aerodinamik Kuvvetlerinin Yapay Sinir Ağları ile Modellenmesi Dilek Funda Kurtuluş

220

Düşük Süpürme Açısına Sahip Delta Kanat Üzerindeki Akış Yapısının İncelenmesi Çetin Canpolat, Sedat Yayla, Beşir Şahin & Hüseyin Akıllı

225

Sayısal ve Analitik Jacobian Kullanarak Duyarlılık Analizi A. Alper Ezertaş & Sinan Eyi

231

xiii

Uçaklarda Hidrokarbon Yakıtlardan Kaynaklanan Kirleticiler İlker Yılmaz & Mustafa İlbaş

237

Ortam Sıcaklığının Gaz Türbinlerinde Kompresör Ekserjisine Etkisi Yılmaz Yörü, T. Hikmet Karakoç, Enis T. Turgut & Arif Hepbaşlı

240

Doğal Gaz ile Doğal Gaz Hidrojen Karışımının Motor Emisyonlarına Etkisinin Deneysel İncelenmesi Bilge Albayrak Çeper, Nafiz Kahraman & S.Orhan Akansu

246

Atmosferik Türbülans ve Havacılıktakı Önemi M. Serdar Genç

252

Uçuş Eğlence Sistemleri’nin (UES) Gelişimi ve Gelecek Nesil Uygulamaları Sedat Karakaş

256

Havaalanı Master Planlama Sürecinde Finansal Planlamanın Önemi Ünal Battal

259

Bilgi Teknolojilerinin Havayolu Endüstrisine Etkileri Ferhan Kuyucak

265

İnfrared Isıtıcı Filamentler Ömer Uzaslan & Nurhan Karaboğa

271

PID Denetim Organı Kullanarak Uçaklarda Kalkış ve İniş Halinde Yunuslama (PITCH) Açısı Kontrolü Şahin Yıldırım & Sertaç Savaş

276

Uçak İçi OFDM Tabanlı Kablosuz İnternet Erişimi M. Nuri Seyman, Gökçen Özdemir & Necmi Taşpınar

282

Yankısız Oda ve EM Problemlerinde Kullanımı Mehmet Erler & Murat Ekici

286

LMS Algoritması ile Gürültü Giderici Tasarımı Süheyla Koyuncu & Nurhan Karaboğa

291

Araç Tespit Yöntemlerinin Değerlendirilmesi Mehmet Ali Soytürk & Mehmet Emin Yüksel

297

Gerilim Kontrollü Akım Taşıyıcı Devre Tasarımı Hamdi Ercan, Sezai Alper Tekin & Mustafa Alçı

302

Mikrodalga/Rf Devrelerin Lineer Olmayan Davranışlarının Modellenmesinde Kullanılan Yeni Teknikler İlke Türkmen, Ayşegül Güven & Nurcan Sarıkaya

306

YAZAR LİSTESİ

311

xiv

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

KÜRESELLEŞEN DÜNYADA GELİŞEN HAVACILIK VE ÜLKEMİZ İÇİN FIRSATLAR Doç. Dr. İsmail DEMİR THY Teknik A.Ş. yarışında başarısızlığı kaçınılmaz kılar. Bu da gelişmekte olan ülkeleri, rakiplerine göre çok daha dikkatli, çok daha planlı olmaya zorlamaktadır.

Neredeyiz? Zaman hızla akıp gidiyor. İnsanoğlunun tarih içindeki medeniyet yolculuğu değerler anlamında iniş çıkışlar yaşasa da, teknolojik gelişme yakaldığı ivmeyle baş döndündüren hızlara erişerek devam ediyor. Kapalı bir toplum olmayı hiç bir zaman benimsememiş, günümüz global ekonomisi ile entegre olmuş modern Türkiye’nin fertleri olarak bizler de, geçmişe kıyasla ülkemizde önemli gelişmelere şahitlik ettik. Bununla birlikte, gelişmiş ülkelerle aramızda kapatılması gereken önemli bir farkın kalmadığını söylemek gerçekçi olmayacaktır. Havacılık, teknolojinin ileri uygulamalarının görüldüğü bir alan olarak ülkemizde de varlığını ve etki alanını genişletirken, kullanıcı ve uygulayıcı olmanın ötesinde, imalatçı olma yönünde de bazı kuruluşlarımızın istekli olduğu ve önemli adımlar attığı bilinmektedir. Gelişmeleri ilgiyle takip eden bir sektör temsilcisi olarak, emeği geçenleri tebrik eder, öncülük edecek boyuttaki açılımların tasarım ve buluş alanında ses getirecek çalışmalara dönüşmesini de büyük bir heyecanla beklediğimizi ifade etmek isterim.

Havacılığın dünya genelinde yükselişe geçtiği bir dönemdeyiz. Uçak üreticisi şirketlerin sipariş listeleri 2015’ lere kadar dolu durumdadır. Daha önce hiç olmadığı kadar sipariş patlaması yaşayan uçak imalat sektörü, bakım onarım pazarını (MRO) da doğrudan etkilemiş, bu alanda yapılan ciddi analizler, dikkat çekici rakamları ortaya çıkarmıştır. Dünyada 10 yıl içinde 60 milyar doları aşması beklenen MRO pazarından Türk şirketlerinin de pay alması, bununla yetinmeyip çeşitli alanlarda giderek dar boğazlar yaşayan imalat alanında da doğacak fırsatları zamanında görüp, pastadan pay hedeflemesi gerekmektedir. Şirketlerin uzun dönemde varlıklarını devam ettirmeleri için bu tür bir açılım gerekli olduğu gibi, ülke ekonomisine katma değeri yüksek üretim yeteneği kazandırmak açısından da bir gereklilik olarak karşımızda durmaktadır. Bunun için de gerekirse yabancı sermayeli ortak girişimler yoluyla know-how transferi dahil, pek çok modern işletme yönetimi aracını kullanmakta tereddüt edilmemelidir. Kendi yağıyla kavrulmaya razı, iç piyasaya üretim yapan, ekonomik

Ne yapmalı? Sivil havacılık alanında Türkiye’nin yakaladığı ivme Dünyada ilgiyle takip edilirken, ülkemizdeki havacılık işletmelerinin teknik desteksiz verimli yürüyemeceği de bilinen bir gerçektir. Bilindiği gibi ürünler belirli bir alt yapının ve bilgi birikiminin çıktısıdır. Uçak vb. bir hava aracının üretimi, üzerindeki motor başta olmak üzere bir dizi komponentin imalatı bir çıktı ise, bu çıktıların elde edilmesi ancak bir dizi Ar-Ge yatırımları ile mümkün olabilmektedir. Uçak imalatı yapmak, uzay yarışında belirli mesafeler almış olmak, uydu, haberleşme, askeri teknoloji gibi alanlarda söz sahibi olabilmek bir ülke için prestij ve özgüven kaynağı olduğu gibi Dünya üzerindeki güç dengesinde yerini belirleyen bir unsur da olabilmektedir. Sağlam bir ekonomik temele sahip olmadan, piyasa koşullarını gözardı ederek ürün tasarlamak, kaynakları yeterli katma değer üretemeyecek şekilde ölçüsüzce tüketmek teknoloji

1

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ dalgalanmalardan çabuk etkilenen, büyük hedefleri gözden kaçırmış veya uzak durmuş yapılanmalar ancak kapalı ekonomilerde görülen koruma duvarları ile ve bir süreliğine ayakta durabilir. Küresel oyuncuların baskısıyla koruma kalkanlarının giderek varlıklarını yitirdikleri bir dönemde bulunduğumuzu düşünürsek, hızlı değişime ve rekabet ortamına tam anlamıyla hazırlıklı olmak gerekliliği açıktır.

iddialarını devam ettireceklerinin işaretlerini vermek tedirler. Bu işaretlerin ve zorlu bir yolculuğa çıkarken gerekli donanımın neler olduğuna dikkat çekmek yerinde olacaktır.

Sanayileşme sürecini erken başlatıp bu aşamayı erken tamamlayarak Ar-Ge faaliyetlerinde büyük yatırımlarla liderliği sürdüren, suni zeka, mekatronik, kuantum ve nano teknolojiler, genetik ve biyoteknik vb. katma değeri yüksek üretime geçmiş diğer yandan da hizmet ağırlıklı finans turizm ve eğlence sektöründe büyük gelirler elde eden gelişmiş ülkelere karşı, doğru bir plana ve uyugulamaya dönüştürülememiş ideallerle durmak, yarışa girmek kuşkusuz ki başarısız girişimler olarak kalacak ve anılacaktır. Kaliteli insan kaynağı, güçlü bir teknolojik alt yapı, hedeflere odaklanmış bir Ar-Ge yapılanması, verimli ve etkin üretimi ilke edinmiş esnek organizasyonlu bir işletme yapısı, modern pazarlama ve iletişim teknikleri ile atılacak adımlar tek tek belirlenerek gelecek ile ilgili güçlü bir iddiaya sahip olunabilecektir. Gelişmeler Uçak Bakım Onarım faaliyetleri özelinde incelendiğinde, günümüz ekonomik koşullarının giderek artan bir rekabet baskısı oluşturmaya başladığı, işletmecilerin bakım onarım kuruluşlarından maliyetleri giderek düşürmelerini bekledikleri görülmektedir. Genelde oldukça kalifiye ve pahalı insan gücü kullanımının esas olduğu bu alandaki kabuller de sorgulanmaktadır. Bir çok kesimde arz edilen adam saat ile maksimum verimin oluşturulmasına yönelik bakım ve iş planları yeniden gözden geçirilirken, hangi alanda ne kadar kalifiye insan gücünün kullanılacağı da kılı kırk yararcasına incelenmeye başlanmıştır. Bu ortamda rekabetçi kalabilmenin ana şartlarından birisinin insan gücünün yeterlilik seviyelerini iş bazında yeniden gözden geçirmek, optimum yeterliliklerle en etkin çalışma yöntemlerini uygulamak olduğu açıktır. Bu arada faaliyet alanının pahalı girdilerini oluşturan kalemlerdeki az sayıdaki oyuncunun yerini rahatlıkla alabilecek nitelik ve kabiliyette yapılanmaları oluşturmanın pek zor olmadığı ve bu yönde ortaya çıkacak iradenin çok verimli sonuçlar alabileceği, artan pazar payının buna müsait oluğu görülmektedir.

Öncelikle her faaliyetin ana unsurunun insan olduğunu vurgulamak gerek. İnsanın, ekonomi biliminin üretim yapabilmek için saydığı üretim faktörlerinden biri olan “emek” şeklinde algılanmaması, modern işletme biliminin tanımıyla “korunması ve geliştirilmesi gereken bir değer” olarak benimsenmesi işletme başarısı için ön koşuldur. Bir şirketin de, bir ülkenin de en önemli kaynağı insandır. Dünyada yer altı ve yer üstü zenginlikleri çok olmasa da nitelikli insan gücü ile kendisine dünya ekonomisinde yer edinebilmiş iddialı ülkeler saymak mümkün olduğu gibi, yine sınırlı sayıda çalışanı ile stratejik üretim yaparak önemli değerler üreten çok sayıda şirketin varlığı da bir gerçektir. Avrupa’nın en genç nüfusuna sahip ülkelerinden biri olarak, sahip olduğumuz beşeri kaynağın niteliğini yükseltip, katma değeri yüksek mal ve hizmet üretiminde değerlendirilmesi gerek ekonomik, gerekse sosyal pek çok sorunumuzu kendiliğinden çözecektir.

Ne İstediğini Bilerek Yola Çıkmak Gerek bakım onarım alanında gerekse imalat alanlarında faaliyet gösteren şirketlerimiz önemli işler yapmaktadırlar ve bahsedilen anlamdaki yapılanmalar ile

2

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Bunun için kullanılacak yegane araç da okullarımızdır. Her branşta eğitim veren meslek okullarının ve üniversitelerin kaliteli eğitim vermeleri ve istihdama hazır nitelikte öğrenciler mezun etmeleri şarttır. İnsan kaynağına ilk yatırım okullar aracılığı ile yapıldığından, sakat doğumu önlemek için anne karnındaki cenine tıbbi müdahalede bulunur gibi gençlerimizi hayata hazırlayan ders müfredatına, eğitim araçlarına ve eğitim ortamına zamanında ve etkili yöntemlerle müdahalede bulunulmalıdır. Mezuniyet sonrasında da şirketlerin sürekli hizmet içi eğitimlerle bu kaynağı şekillendirip pazarın beklentilerine cevap verebilir hale getirmeleri gerekmektedir.

Sonuç Küresel ekonomiye entegre olmuş ülkemizin, hassas ve kırılgan küresel dengeler üstünde ayakta kalabilmesinin yolu, bilgiye dayanan üretim yöntemlerini sık kullanmasından geçmektedir. Bu nedenle ülkemizin ilgili otoritelerinin Ar-Ge potansiyelini harekete geçirmesi, teşvik etmesi ve hedefler koyması gibi çok ciddi tercihleri yapması gerekiyor. Özellikle, konumuz olan havacılık alanında çeyrek yüzyıl sonra sonra söz sahibi olmak istiyorsak bu, iki üç şirketimizin başarılı hizmetleri veya ürünüyle olmayacak, planlanmış hedefler, buna yönelik insan gücünün sağlanması, ciddi teşviklerin havacılığa kanalize edilmesi gibi bir süreçten geçmek gerekecek. Dolayısıyla bu süreçlerin desteklenmesi gerekir. Bu desteğin her zaman ilk akla gelen devlet desteği olmasının yanında artık meslek ve sivil toplum kuruluşları da amaç birlikleri ile bu desteği çeşitli şekil ve boyutlarda ortaya çıkarmalılar. Devletin burada desteğinin mutlaka nakdi olması gerekmiyor, ileri teknoloji parkları oluşturmak, kolaylaştırıcı yasalar yapmak gibi çalışmalar da beklenen ivmeyi kazandırabilir. Engellerin kaldırıması, Havacılığın kendi özel yapısının mevcut yasalardan ayrıştırılması sektörün beklentileri arasındadır. Askeri alanın kendine has hassasiyetleri olduğu bir gerçek ise de, Havacılığı bir bütün olarak görüp, faaliyetler arasında hem sivil hem de askeri alanda faydası görülebilecek bir çok çalışma bütünlük içinde yürütülebilir, Ar-Ge faaliyetlerinin sonuçları ortak kullanılabilir. Bunun için de kurum ve kuruluşlar arası yakın diyaloğun ve işbirliğinin sürdürülmesi ve sinerji oluşturulması gereklidir.

Eğitimde etkinlik ve verimliliğin ön koşulu, diğer sektörler ve sistemlerle arasındaki yeterli uyum ve hedef birliğidir. Çünkü eğitimin kendisi bir amaç değil, ekonomik, sosyal ve kültürel gelişmeyi sağlamanın, bireyleri mutlu ve toplumu huzurlu kılmanın bir aracıdır. Mesleki eğitimin her branşında endüstri-okul işbirliği önem arz ederken havacılık ve havacılığın tüm alt branşlarında söz konusu işbirliği hayati öneme sahip bir konu olmaktadır. Havacılık alanında eğitim veren mevcut Fakülte, Yüksek Okul, Mesleki ve Teknik Liselerin imalat, bakım onarım, yolcu taşımacılığı, hava trafik ve hava meydanı kontrol ve operasyonları gibi dallarda faaliyet gösteren bütün kuruluşlarla yakın temasta bulunmaları şarttır. Ülkemizdeki eğitim kurumları ve sektör temsilcileri, meslek standartlarının belirlenmesi, sertifikasyon süreci ve uluslararası mesleki tanınırlık gibi hususlarda el birliği ile faaliyet gösterilmeli, sektörün ulusal ve uluslararası regülasyonlar paralelinde yapılanması ve şekillendirilmesi konularında sürekli işbirliği yapılmalıdır. Burs, rehberlik ve pratik eğitim gibi imkanlar da endüstri-eğitim işbirliğinde dile getirilmesi gereken diğer konulardır.

Havacılık ile ilgili meselelerin enine boyun konuşulup master planların oluşturulacağı ortamlar oluşturulması ile ilgili çeşitli çağrılar ve çabalar olmuş, bir kısmı kısmen başarı elde etmişse de kalıcı bir yapılanma maalesef görülememiştir. Bu gerçekten hareketle, kapsamlı bir forum oluşturma çabaları sürdürülmelidir. Bu durum, global bir vizyon oluşturulması açısından da gereklidir.

Dünyada endüstriyel tesisler başta olmak üzere teknik özellikli yapıların inşasında az sayıda büyük firmanın hakimiyeti olduğu görülüyor. Bu durum havacılık sektöründe de belirgin bir şekilde kendini göstermektedir. Söz konusu firmalar, ürünlerinin daha çok beyin gücüne ve bilgi yönetimine dayanan mühendislik ve tasarım kısımları ile, karlılıkta esas ağırlığı oluşturan teknoloji, ekipman gibi unsurları kendileri üretiyor veya kontrolleri altında tutuyorlar. Montaj ve çıplak inşaat olarak adlandırılan, daha çok emek yoğun işleri iş yapılan ülkenin yerel şirketlerine ya da bu alanda uzmanlaşmış taşeron firmalara verdikleri bilinmektedir.

”Kendi uçağını kendin yap” slogan ve idealleri ile yıllar önce yeniden bir canlılık kazanmaya yüz tutan Havacılıkta şimdi “kendi havacılık faaliyetini oluştur ve bir şeyler yap ama ne yaparsan kaliteli ve rekabetçi yap ve Dünya’yı hedefle” sloganı ile değiştirebiliriz. İdealin sloganda kalmaması, bu yönde salt hayal yerine, somut ve planlı adımlar görmek hepimizin ümidi ve arzusudur.

3

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

DÜNDEN BUGÜNE UÇAK BAKIM HİZMETLERİ Yusuf BOLAYIRLI myTECHNIC Yön. Krl. Bşk. Yrd. temelleri hayatta kalmak için gereken maliyet disiplinine imkan sağlayacak şekilde kökten değiştirildi.

Havacılık tarihinin ilk zamanlarında uçakların bakım programları teknisyenler tarafından geliştirilip uygulanıyordu. Uçuşta meydana gelebilecek arızaları engellemeye yönelik bir önleyici bakım düşüncesi gelişmemiş olduğundan dolayı teknisyenler, bakım için gerekenleri kendi tecrübelerine göre belirliyorlardı. Dolayısıyla bakım programları oldukça basit ve analitik unsurlar içermeyen, teknisyenlerin değer yargıları çerçevesinde biçimlenen programlardı.

Uçak operasyonunun maliyetlerini, satın alma maliyetleri, direkt operasyon maliyetleri, endirekt operasyon maliyetleri olarak üç ana kalemde inceleyebiliriz. Uzun bir dönemi baz alarak incelendiğimizde, operasyon giderlerinin en büyük ve en çok kontrolü gerektiren maliyet grubu olduğunu görüyoruz.

(Havayolları’nın Gelişimi) Yeni ve güvenli hava taşımacılığına imkan sağlayan havayollarının gelişimiyle birlikte regülasyonlar ve bu regülasyonların uygulayıcısı olan otoriteler ortaya çıkmaya başladı. Havacılık otoriteleri zaman içinde sadece kural koyucu değil, uçakların güvenilirlik ve emniyetini denetleyen kurumlar haline geldi.

Operasyon giderleri altı kategoriye indirgenebilir: Sigorta, kira/amortisman, yakıt, ekip, endirekt ve direkt bakım giderleri. Bunlar içinde direkt bakım giderleri 1970’lerde en büyük kalemi oluşturmaktaydı. Günümüze gelindiğinde yakıt maliyetlerinin artması, deregülasyon operatörleri ve uçak imalatçılarını maliyeti azaltmak için yeni bir bakım yaklaşımı geliştirmeye itti. Bakım organizasyonları arasındaki farklılıklardan dolayı endirekt bakım giderleri çok değişken olabilir. Diğer yandan bir uçağın direkt bakım giderleri daha sistematik ve kontrol edilebilir bir maliyet kalemi olarak görülmektedir. Bu giderler planlı ve plansız bakım giderleri olarak ikiye ayrılmakta, her bir kategori de uçak ve motorlar için ayrı ayrı incelenmektedir. Tüm kategorilerde malzeme ve işçilik olarak incelenebilen bakım giderleri, uçuş saati başına düşen işçilik saati veya işçilik maliyeti, uçuş başına düşen malzeme maliyeti şeklinde çok çeşitli alt birimlere ayrılabilir. Havayolu maliyetleri tarihsel olarak incelendiğinde, direkt operasyon giderlerindeki değişim dikkat çekicidir. 1960, 70 ve 80’ler yakıt maliyetleri açısından artan bir grafik çizmektedir. Aynı zaman aralığında bakım giderlerine bakıldığında ise gidişin aşağıya doğru olduğu gözlenmektedir. Bu azalış havayollarının uçak bakımda verimsizlikle agresifçe mücadele etmelerinden kaynaklanmaktadır. 1990’larda yeni ve verimli uçak motorunun üretilmesi ve yakıt fiyatlarının biraz olsun azalmasıyla yakıt maliyetleri de azalma eğilimine girmiş; bakım maliyetlerindeki azalma da azalan yönünü korumuştur.

(Jet Çağı) Boeing 707 ve DC-8 gibi büyük jet uçaklarının servise girmesi toplumun dikkatini daha emniyetli ve güvenilir uçak ihtiyacına çekti. Bu noktadan itibaren uçak bakımının nasıl yapılacağını tarif eden program uçağı üreten firma tarafından şekillendirilmeye başladı. Amaçlanan emniyet ve güvenilirlik olunca, uçak bakım konsepti her bir komponenti belirli zaman aralıklarında değiştirip bakımını yapmak olarak ortaya çıktı. “Daha çok parça değiştirdikçe, daha çok bakım yapılır; bu şekilde uçaklar daha emniyetli olur” 1960’lardan sonra Amerikan Federal Sivil Havacılık Dairesi (FAA) uçuş sırasındaki çok sayıda arıza ve bazı motor tiplerindeki düşük güvenilirlikten dolayı daha çok endişelenmeye başladı. FAA ve havacılık endüstrisi temsilcilerinden oluşturulan bir ekip, yaptığı araştırmalar sonucu planlı bakımın uçak motor güvenilirliliği üzerinde beklenenden az fayda sağladığını farketti. Bulunan sonuçlar MSG-1/2’de tanımlanacak olan on-condition bakım tipini ortaya çıkardı. Günümüz bakım programları: 1970’lerden beri uçak operasyonu ve havayolu işletmeciliği öyle bir noktaya geldi ki; uçak bakımının

4

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Havacılığın yakın tarihi incelendiğimizde, sivil yolcu uçaklarının bakım programları, dolayısıyla bakım konseptleri pek çok önemli kavramla tanışmıştır.

Dünyada yaşanan dünden bugüne uçak bakımı konusundaki gelişmelerden sonra ülkemizdeki tarihi sürece kısaca değinmek istiyorum:

1968: Maintenance Steering Committee (MSG) minimum maliyetle maksimum emniyet ve güvenilirliği hedefleyen bir planlı bakım karar verme süreci (MSG-1) geliştirdi. Boeing 747 planlı bakım programının geliştirilmesi sürecinde Overhaul ve on-condition koseptleri kullanıldı.

Türkiye’de sivil havacılık sektöründe uçak bakımının başlangıcı Türk Hava Yolları’nın kurulduğu 20 Mayıs 1933 tarihine dayanır. 2186 sayılı kanunla kurulan ve o zamanki adı “Devlet Hava Yolları İşletmesi” olan ulusal hava yollarımız için kuruluş kanununun 6. Maddesi aynen şöyledir:

1970: Air Transport Association (ATA) görev gücü MSG-1’i yeni bir konsept olan condition monitoring’i de içerecek şekilde revize etti. L-1011 ve DC-10’un ilk bakım programları bu esasa göre hazırlandı.

Madde 6: Hava Yolları Devlet İşletme İdaresi’nin bütün tesisat ve vesaiti Milli Müdafaa Vekilliği’ne merbut fabrikalarda maliyet fiyatı ile tamir ve ıslah edilir ve müstacelen lüzum alacak yedek eşya, malzeme ve vesait askeri depo ve ambarlardan maliyet fiyatı ile satılır.

1972: The Association of European Airlines MSG’nin Avrupalı versiyonunu (EMSG) kurdu. Airbus 300 ve Concorde bakım programları oluşturuldu.

Bu fiyatlar bir taraftan hava bütçesi nazım faslına masraf ve diğer taraftan aynı fasla irat olunur. Maaş ve ücretleri hava bütçesinden verilmekte olan eşhas müstacel ahvalde Milli Müdafaa Vekili’nin muvafakati ile bu idarede çalıştırılabilir.

1980: Otoriteler, uçak ve motor imalatçıları, havayolları ve Amerikan deniz kuvvetlerinden oluşan ATA görev gücü MSG-2’deki eksikliklere yöneldi ve MSG-3 oluşturuldu. Yeni MSG-3 sürecinde • Bakım maliyetlerinin artan yakıt fiyatlarını dengeleyecek şekilde daha da azaltılması, • Giderek kompleksleşen uçak sistemleri, • Hasar-toleransını içeren yeni imalat regülasyonu, • Üretici-operatör ortaklığını arttıran Maintenance Review Board (MRB) prosesi dikkate alındı.

1933 yılından bu yana Devlet Hava Yolları uçaklarının bakımları Ankara’da Güvercinlik Meydanı’nda kurulan iki orta boy hangar ve etrafına serpiştirilmiş küçük atölyelerde yapılırken uçakların motor revizyonları da Etimesgut’da bulunan Türk Kuşu Uçak Fabrikası’nda yapılmakta idi. Başlangıçta sahip olunan King Bird ve ATH-9 uçaklarından itibaren bakım işi bu uçakları üreten yabancı firmaların teknoloji desteğine tabi kalmış ve bir süre böyle devam etmiştir. Ancak zaman içinde meydana getirilen ulusal tesisler yurtdışına olan teknik bağımlılığı övünç verici düzeyde azaltmış bulunmaktadır.

1988: ATA görev gücü MSG-3’ü revize edip daha kullanışlı hale getirdi. (MSG-3 Rev1) Boeing 777, MD11 ve Airbus 340 ilk bakım programları geliştirildi. 1993: ATA MSG-3’ü revize edip Korozyon Önleme ve Kontrol Programı’nı dahil etti.

İlk yıllarda yurtdışında uçakları üreten ülkelerde yetiştirilen mühendis ve teknisyenlerimiz bakım-onarım işlerini fazla yabancı desteğe ihtiyaç duymadan yürütmüşlerdir. 1955 yılından itibaren bakımlar 50 – 60 kişilik ekiple Yeşilköy’de yapılmaya başlandı.

2001: MSG-3 Rev 2001.1 ile genel gözle kontrol ve detaylı kontrol kavramları yeninden tarif edildi. Bölgesel kontrol kavramı geliştirildi.

Teknik bölümün Yeşilköy’e taşınmasından sonra yeni kapasiteye kavuşturulmuş ve bu konudaki teknik etkinlik önemli derecede artmıştır. Örneğin 1963’te yeni bir ünite olarak Motor Atölyesi, 1972’de Elektrik – Elektronik Atölyesi hizmete girmiştir. 1978 yılında yeni bir hangar ile Türk Hava Yolları teknik her türlü bakımı (uçak, motor, komponent) kendi tesislerinde yapar hale gelmiştir.

2002: MSG-3 Rev 2002.1 ile orijinal parça üreticisi tavsiyelerinin önemine vurgu yapıldı. Arızaya toleranslı sistem analizi ve metal olmayan yapı analizi dahil edildi. 2003: MSG-3 Rev 2003.1 ile arızaya toleranslı sistem analizi yeniden tarif edildi ve güvenlik sistem ve malzemeleri tanımı açıklığa kavuşturuldu.

5

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

2000 yılında devreye giren ikinci hangar ile bakım kapasitesinin artmasını da sağlayarak kendi filosu dışında üçüncü şahısların uçak ve komponentlerini yapan uluslar arası bir bakım kuruluşu haline gelmiştir. Günümüzde Türk Sivil Havacılığı’nın teknik anlamdaki ihtiyacına cevap verecek aynı anda dört adet büyük gövdeli, sekiz adet küçük gövdeli uçağa bakım ve onarım yapabilen bölgenin en büyük uçak – bakım ve onarım hangarı myTECHNIC ile yurtdışına bakım yaptırma bağımlılığının en aza indiği yeni bir döneme girmiş bulunuyoruz.

6

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

İSTANBUL TEKNİK ÜNİVERSİTESİNDE ÖĞRENCİ PROJELERİ VE EĞİTİME KATKISI Mehmet Şerif KAVSAOĞLU İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, Uçak Mühendisliği Bölümü 34469 İstanbul öğrencilerin ders dışı aktivitelere daha fazla zaman ayırabilecekleri şeklindedir. Öte yandan Uçak Mühendisliği Bölümünün akreditasyonu sırasında en önemli eleştiri zorunlu bir ders kapsamında takım çalışması uygulamasının olmaması nedeni ile yapılmıştır. Günümüzde işverenler çok başarılı ve bilgili olan ancak kendi başına çalışan elemanlar yerine takım çalışmasına uyumlu, bir takım içerisinde iletişim kurabilen ve kendisinden beklenen görevleri zamanında yerine getirebilen elemanları tercih etmektedirler. Takımın başarısı liderlik, organizasyon, iletişim, uyum gibi konularda kabiliyet geliştirilmesini gerektirmektedir.

ÖZET Bu yazıda İstanbul Teknik Üniversitesinde yürütülmüş ve yürütülmekte olan çeşitli öğrenci projelerine değinilmiştir. Bu projeler gönüllü bir kulüp aktivitesi olarak, zorunlu veya seçmeli bir ders kapsamında veya bitirme ödevi, yüksek lisans tezi gibi çalışmaların bir parçası olarak yapılabilmektedir. Projelerin ortak özelliği çok disiplinli olmaları ve takım çalışması gerektirmesidir. Bu projeler öğrencilerin vakitlerini faydalı bir şekilde değerlendirmelerine olanak sağlamakta ve takım çalışması disiplinine alışmalarına yardımcı olmaktadır. Öğrenciler tasarım, üretim ve deneme sürecini yaşamaktadırlar. Proje çalışmalarına katılım sosyal aktivitelerin de gelişmesine yol açmaktadır. Projelerin Güneş Enerjisi, Hidrojen Enerjisi, Havacılık ve Uzay gibi alanlarda yoğunlaştıkları görülmektedir.

İstanbul Teknik Üniversitesinde öğrenci projelerini 2 grup altında toplayabiliriz. a)

Bir öğrenci kulübü çatısı altında gerçekleştirilen ve tamamen gönüllük esasına göre katılım sağlanan projeler. b) Zorunlu bir ders kapsamında takım çalışması uygulaması olarak yapılan projeler.

I. GİRİŞ İstanbul Teknik Üniversitesi’nin 12 Bölümü (Metalurji ve Malzeme Mühendisliği, Kimya Mühendisliği, Gıda Mühendisliği, Endüstri Mühendisliği, Maden Mühendisliği, Jeofizik Mühendisliği, Deniz Teknolojisi Mühendisliği, Gemi İnşaatı Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Uzay Mühendisliği, Makine Mühendisliği, Tekstil Mühendisliği) 1 Ekim 2004 tarihinden itibaren ABET tarafından akredite edilmiştir [1,2]. 1 Ekim 2005 tarihinden itibaren ise 9 bölüm daha akredite olmuşlardır (İnşaat Mühendisliği, Çevre Mühendisliği, Jeodezi ve Fotogrametri Mühendisliği, Petrol ve Doğalgaz Mühendisliği, Jeoloji Mühendisliği, Elektronik ve Haberleşme Mühendisliği, Elektrik Mühendisliği, Bilgisayar Mühendisliği, Kontrol Mühendisliği) [1,2].

II. İTÜ KÜLTÜR ve SANAT BİRLİĞİ ÖĞRENCİ KULÜPLERİ İstanbul Teknik Üniversitesi, nitelikli mezunlar verme ideali doğrultusunda, öğrencelerinin salt teknik bilgi ile değil, çok yönlü düşünce anlayışını destekleyecek entelektüel bakış açısına sahip olmalarını amaçlamakta, Kültür ve Sanat Birliği (KSB) çatısı altında çok farklı içerik ve amaçlara sahip öğrenci kulüplerine destek vermektedir. İTÜ'nün tüm fakültelerinde oldukça etkin öğrenci kulüpleri faaliyet göstermektedir [3]. Bu kulüpler vasıtası ile öğrenciler sosyal, kültürel sportif etkinliklerin yanı sıra kendi aralarında kurdukları gruplar halinde tasarım ve üretim faaliyetlerinde de bulunmaktadırlar. Bu gruplara katılan öğrenciler farklı bölümlerden gelmekte bu da çok disiplinli projelerin gerçekleşmesine olanak sağlamaktadır. İTÜ KSB’ye bağlı kulüpler arasında Alternatif Enerji Kulübü, Astronomi Kulübü, Edebiyat kulübü, Elektrik Mühendisliği Kulübü, Gitar kulübü, Psikoloji kulübü,

ABET akreditasyonu ile ilgili hazırlıklar sırasında ders programları da yeniden gözden geçirilmiş ve bazı önemli değişiklikler de yapılmıştır. En çok dikkat çeken ve tartışılan değişikliklerin başında ise mezuniyet için gerekli olan kredi sayısının 200 civarından 150 civarına doğru azaltılmış olmasıdır. Bu değişikliği savunanların temel görüşü bu sayede

7

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Uçak Uzay Mühendisliği Kulübü gibi kulüpler bulunmaktadır. Bu kulüplerin faaliyetleri üniversite tarafından çeşitli şekillerde desteklenmektedir.

IV. GÜNEŞ ENERJİSİ İLE ÇALIŞAN KARA ARACI PROJELERİ 2005 Yılında TÜBİTAK tarafından Türkiye’de ilk kez Formula-G yarışları düzenlenmiştir. 2005 yılında bu Formula-1 pistinde yarış İstanbul Park gerçekleşmiştir. 2006 yılında ise İzmir pisti ve İstanbul Park pistlerinde koşulan iki aşamalı bir yarış yapılmıştır. 2007 yılında ise yarış Ankara Atatürk Hipodromunda gerçekleştirilmiştir. İTÜ Güneş Arabası Ekibi (GAE) 2006 yılındaki yarışlara ARIBA1 ve ARIBA-2 projeleri ile katılmış ve 1. lik ve 2. lik derecelerini almıştır. 2007 yılındaki yarışmaya ise İTÜ ARIBA-2 ve ITU-RA ile katılmıştır. 30 turluk yarışın ardından ITU-RA birinci olmuştur. 2008 yılında ise İTÜ GAE, TÜBİTAK tarafından düzenlenen yarışların yanı sıra Amerika Birleşik Devletlerinde düzenlenecek olan North American Solar Challange yarışmasına da katılacaktır. 2007 yılında ekipte çeşitli bölümlerden 38 öğrenci görev almıştır takımın akademik danışmanlığını Y. Doç. Dr. Özgür Üstün ve Dr. Murat Yılmaz yapmıştır [1,5,6].

III. UÇAK UZAY MÜHENDİSLİĞİ KULÜBÜ (UUMK) Uçak Uzay Mühendisliği Kulübü, İstanbul Teknik Üniversitesi bünyesinde Kültür ve Sanat Birliği’ne bağlı bir oluşumdur [4]. Uçak ve Uzay Mühendisliği Fakültesi tarafından kulübe iki işlik ve bir kulüp odasından yararlanma olanağı sağlanmıştır. Kulübün başlıca hedefi üyelerini sosyal ve teknik platformda buluşturmak, teorik bilgileri uygulamaya geçirmek ve uluslararası arenada ülkemizi, fakültemizi temsil edecek projeler geliştirmektir. Bu hedeflerde başarılı olmak amacıyla model uçak yapımı, uçuş simülasyonu gibi eğitim programları düzenlenmektedir. Kulüp, gerçekleştirdiği faaliyetlerle kulüp üyelerinin havacılık ve uzay sektörüne katkıda bulunmalarını sağlamak, hava-uzay sektörü ile İTÜ arasındaki bağı güçlendirmek, öğrenciler ile fakülte elemanları ve pekiştirmek mezunlar arasındaki iletişimi sorumluluklarını da üstlenmiştir. UUMK, 7 Mayıs 2001 tarihinden itibaren European Association of Aerospace Students - Avrupa Hava Uzay Öğrencileri Organizasyonu (EUROAVIA) İstanbul temsilcisidir. Bu sebeple kulübün adı EUROAVIA İstanbul olarak da geçmektedir. Kulüp, EUROAVIA’nın çalıştay, sosyal gezi, senelik genel toplantı, periyodik yayınlar gibi faaliyetlerine iştirak etmektedir. UUMK, EUROAVIA tarafından düzenlenen, “Air Cargo Challenge” gibi yarışmalara da katılmaktadır.

Şekil 1. Ariba 2 ve ITU-RA [5]. V. HİDROJEN ENERJİSİ İLE ÇALIŞAN KARA ARACI PROJELERİ

UUMK, EUROAVIA’nın İstanbul temsilciliğinin yanı sıra havacılık alanında uluslararası kabul görmüş Amerikan Havacılık ve Uzay Enstitüsü’nün (AIAA) öğrenci şubesidir. Bu enstitü tarafından yayınlanan birçok kitap fakültenin lisans ve lisansüstü ders programlarında ana kaynak kitap olarak kullanılmaktadır. Güncel bilgilerin yer aldığı yeni basılı yayınlar çıkaran enstitü, öğrenci üyelerine birçok uluslararası sempozyum ve konferansa indirimli katılımı desteklemenin yanısıra, ödüllü uluslararsı yarışmalara katılma imkanı, burs ve iş imkanları sunmaktadır. Kulüp sitesinin “Projeler” bölümünde detaylarına ulaşılabilen projelerle her sene AIAA tarafından düzenlenen Design-Build-Fly (Tasarla-Yap-Uçur) yarışmalarına katılım gerçekleştirilmektedir [4].

İTÜ Hidrojenli Araç Ekibi (İTÜ-HAE) 2005 yılında kurulmuştur. Ekibin İTÜ Rektörlüğü, İTÜ Makine, Elektrik-Elektronik, Fen Edebiyat, Uçak-Uzay ve Gemi İnşaat Fakülteleri, İTÜ Rotorlu Araçlar Mükemmeliyet Merkezi (İTÜ-ROTAM), NUMARINE Performance Yachts, Birleşmiş Milletler Sanayi Kalkınma Teşkilatı-Uluslar arası Hidrojen Enerji Teknolojileri Merkezi (UNIDI-ICHET), Çumitaş, BOS ve 3M gibi destekçileri bulunmaktadır. 2006 Yılında HydroBee 1 litre benzin eşdeğeri enerji ile 551 km yol almıştır. 2007 yılında şehir içi kategorisindeki H2ydroBee geliştirilerek üretilmiştir. Ekip 2006 ve 2007 yıllarında Fransa’da Shell Ecomarathon yarışmasına katılmıştır [1, 5, 7, 8].

8

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Fevzi Ünal gibi isimler yer almaktadır. Projede görev alan öğrenciler: Can Kurtuluş, İlke Akbulut, Barış Toktamış, Ozan Haktanır,Melahat Cihan, Besim Tufan Aydın, Murat Bronz,Taşkın Baltacı, Bülent Tutkun, Onur Ereren.

Şekil 2. HydroBee VI. GÜNEŞ ENERJİSİ İLE ÇALIŞAN DENİZ ARACI PROJESİ Türkiye’nin ilk güneş enerjili teknesi İTÜ Güneş Teknesi Takımının tasarlayıp ürettiği “NUSRAT” 1317 Haziran 2007 de Amerika Birleşik Devletleri’nde University of Arkansas ev sahipliğinde yapılan Solar Splash yarışmasında 3. oldu. İTÜ Güneş Teknesi takımının akademik danışmanlığını İTÜ Elektrik Elektronik Fakültesi öğretim üyelerinden Y. Doç. Dr. Deniz Yıldırım’ın yaptığı ekip Nusrat’ın tasarım ve üretimini 3 yılda tamamladı. Yarışmada İTÜ Makine Bölümü öğrencisi Ersin Demir tarafından kullanılan tekne yarışmada manevra kabiliyeti, sağlamlığı, özgün tasarım ve üretimi ile dikkat çekti. Ekip elemanları: M. Cansın Özden (Takım Lideri, İTÜ Gemi İnşaat Fak.), Berkin Kılıç, Enishan Özcan, Ersin Demir, Esin İlhan, Kenan Aksan [1,5].

Şekil 4. İTÜ PSAT1 uydusu VIII. AUVSI OTOPİLOTLU İNSANSIZ HAVA ARACI YARIŞMALARI İstanbul Teknik Üniversitesi Uçakçılar takımı 24-27 Haziran 2004 tarihlerinde Amerika Birleşik Devletleri Maryland Eyaletinde Association for Unmanned Vehicle Systems International (AUVSI) tarafından düzenlenen otonom insansız hava aracı yarışmasında 11 takım arasında 2. olmuştur. Bu yarışmada isterler uçağın yerden radyo kontrolle kalkması, otonom uçuşa geçmesi, üzerindeki alıcıları kullanarak insan yapısı cisimleri tespit ve tetkik etmesi, başlangıç noktasına dönerek inmesidir. Prof. Dr. Süleyman Tolun danışmanlığındaki ekip Gökhan Koyuncu, H. Murat Yüksel, Ezgi Karacaoğlu, Altuğ Tüfekçioğlu, Serkan Kale, O. Mahir Alpagut, R. Hakan Avcı, Mehmet Ali Güney, Gonca Başak Bayraktar’dan oluşmakta idi. Takımın pilotluğunu ise Can Arbak yapmıştır [9,10].

Şekil 3. Nusrat [5]. VII. PİKO UYDU TASARIMI Piko ölçekte bir uydu olan İTÜ Psat1 uydusunun tasarım ve üretim çalışmaları devam etmektedir. Proje İTÜ tarafından ve bir 1001 projesi kapsamında Tübitak tarafından desteklenmektedir. Uydu tamamlandıktan sonra Kazakistan'ın Baykonur Uzay Üssü'nden fırlatılarak, uzaydaki yerini alması beklenmektedir. Projenin ana özellikleri arasında düşük çözünürlüklü görüntü alınması ve pasif manyetik kararlılık sağlanması bulunmaktadır. İTÜ’de uzay aracı geliştirme çalışmalarında kullanılabilecek 350 lt kapasiteli termal vakum odası, 25 m2 sınıf 1000 temiz oda, 8 m2 sınıf 10000 temiz oda gibi olanaklar bulunmaktadır. Proje kapsamında bir de yer istasyonu geliştirilmiştir. Projede öğretim üyesi olarak Prof. Dr. A. Rüstem Aslan, Y. Doç. Dr. Gökhan İnalhan, Prof. Dr. M.

Şekil 5. Uçakçılar-2. 2005 yılı 3. AUVSI Öğrenci yarışmasında İTÜ Ekibi EYE-COPTER projesi ile 7. olmuştur. Bu proje yarışma tarihindeki ilk helikopter platform olmak ve

9

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Türkiye’nin ilk otonom helikopteri olmak gibi özelliklere haizdir.

kez katılanlar arasında birinci olmuş ve “Best New Entrant” ilan edilmiştir. Prof. Dr. Süleyman Tolun danışmanlığındaki takım, Yüksek Lisans öğrencileri Utku Türkyılmaz, Hasan İbaçoğlu, Hakan Yeşilel, Sedat Süsler, Serhat Yılmaz, Resul Açıkyol, Evren Öner, Ali Özel ve Murat Bronz’dan oluşmuştur [15].

Şekil 6. İTÜ Eye-Copter projesi. 14-18 Haziran 2006 tarihleri arasında Amerika’nın Maryland Eyaleti’nde AUVSI (Uluslararası İnsansız Taşıt Sistemleri Kurumu) tarafından dördüncüsü düzenlenen İnsansız Hava Aracı Öğrenci Yarışması’nda İstanbul Teknik Üniversitesi’ni Murat Bronz, Ezgi Karacaoğlu, Savaş Şen, Seçkin Köksal, Nihat Karataş, Gökhan Korkusuz’dan oluşan İTÜ AVCI takımı temsil etmiştir. Bazı teknik sorunlar nedeniyle sadece manuel uçuş yapabilen İTÜ AVCI Takımı; uçuş performansında 15., teknik rapor kategorisinde 18 Üniversite arasında 2. ve sunum kategorisinde de 6. olmuştur. Ayrıca yarışmaya katılan tüm üniversiteler arasında “AVCI Uçağı En İyi Tasarım” seçilmiştir.

Şekil 8. Helikopter tasarım ekibi. X. OTONOM MİKRO HAVA ARAÇLARI 19-22 Eylül 2007 tarihlerinde Toulouse, Fransa’da gerçekleştirilen 2007 Micro Air Vehicles (MAV07) yarışmasına kendi tasarım ve üretimi olan Storm1 adlı uçak ile katılan İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi Araştırma Görevlisi Murat Bronz 5. olmuştur.

Şekil 9. Storm1 [11] 10-15 Mart 2008 tarihlerinde ise Agra, Hindistan’da 1st US-ASIAN Demonstration and Assessment of Micro-Air & Unmanned Ground Vehicle Technology yarışması yapılmıştır. Bu yarışmaya İTÜ UUBF Araştırma Görevlisi Murat Bronz, Fransa ENAC Üniversitesi ile ortaklaşa yaptığı “Slicer” isimli uçağıyla katılmış ve En İyi Görev Performansı, En İyi Otonom Sistem, ve yarışma sponsorlarından biri tarafından verilen AMRDEC Özel Ödüllerini almıştır [11,12].

Şekil 7. İTÜ Avcı Uçağı IX. HELIKOPTER TASARIMI 2006 yılında American Helicopter Society (AHS) tarafından düzenlenen öğrenci tasarım yarışmasında “2000 Metrede 2 Saat Uçabilecek Helikopter ve Türbinli Motor Tasarımı Yarışması’”nda Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesini temsil eden yüksek lisans takımı ANKA isimli proje ile katılmıştır. Takım ilk

10

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ sırasında karşılaşılan iniş takımı problemleri ATA-7 projesi sırasında ana iniş takımının şekil verilmiş köpük malzemenin iki tarafına tek yönlü karbon elyaf malzeme kaplanması yöntemi ile çözülmüş ve çok sağlam ve esnek ana iniş takımları elde edilmiştir. Bu teknik de daha sonra, ATA-8, ATA-9 ve UÇARI projelerinde de başarı ile uygulanmıştır. Bu projelere için önemli bir masraf yapılmakta bu da destek sağlayan kuruluşlar tarafından karşılanmaktadır. İTÜ Rektörlüğü, TÜBİTAK, YONCA ONUK, TAV Havaalanları, TAI, THY Teknik, Gedon, Duratek gibi kuruluşlar destek veren kurumlar arasında yer almaktadır.

Şekil 11. Slicer [11]. XI. AIAA TASARLA YAP UÇUR YARIŞMASI Havacılık alanında köklü bir yapıya sahip olan AIAA (American Institute of Aeronautics and Astronautics) her yıl, katılımcıların tamamı üniversite lisans öğrencilerinden oluşan Tasarla/Yap/Uçur (D/B/F) yarışmasını düzenlemektedir. D/B/F yarışması, 2006 yılına kadar Cessna uçak firması ve Amerikan Deniz Araştırmaları Ofisi (ONR) tarafından desteklenmiş; 2007 yılı itibariyle ONR’nin yerini Raytheon Füze Sistemleri (RMS) firması almıştır. Bu yarışma ile ilgili detaylı bilgiler yarışmanın resmi web adresinde bulunmaktadır[13]. Yarışma ile ilgili gayri resmi bir web adresinde de önemli bilgilere ulaşılabilmektedir [14].

Bu yarışmalarda başarılı olabilmek için tasarım ve üretimi yapılan uçağın yarışma tarihinden en az 2 ay önce ilk uçuşunu yapması önemlidir. Bu eğer varsa uçağın kusurlarının tespit edilip giderilmesi ve pilotun uçağa alışabilmesi için olanak sağlamaktadır. İlk uçuş ve sonrasında karşılaşılan problemlerden bazıları uçağın yer koşusu sırasında kararsız olması, uçuş sırasında kararsız olması, kanat alanının veya motor tepkisinin yetersiz olmasıdır. Sık karşılaşılan bir başka sorun ise kanat, motor, iniş takımı gibi parçaların üretmiş oldukları burun aşağı momenti karşılamak konusunda yatay kararlayıcı (kuyruk) alanı ve moment kolunun yetersiz olması veya yatay kararlayıcı ve irtifa dümeninin gövde veya kanat gibi parçaların izinde kalarak etkisiz hale gelmesidir. Bütün bu problemler, yeteri kadar önce ortaya çıktıklarında sistematik bir yaklaşımla çözülebilecek türdendir.

İstanbul Teknik Üniversitesi 1998 yılından itibaren yarışmaya her yıl düzenli olarak katılmaktadır [14]. 1998-1999 yarışma döneminden itibaren Bu yarışmaya katılan İTÜ takımları Tablo 1’ de sunulmaktadır.

2005 yılında Zafer Öznalbant’ın kaptanlığında tasarlanan ATA-6 kanat uçlarında yük taşımakta idi. Aynı yıl Murat Bronz’un tek başına tasarlayıp ürettiği Hezarfen yarışmada 9. oldu.

Tablo 1. AIAA DBF Yarışmasında İTÜ takımları 1998-1999 TBD 2000-2001 The Bosphorus Blue 2001-2002 ATA-4 2002-2003 Uçakçılar-1 2003-2004 ATA-5 2004-2005 ATA-6 ve Hezarfen 2005-2006 ATA-7 2006-2007 ATA-8 Kaan 2007-2008 ATA-9 ve UçArı

ATA-7 takımı 21-23 Nisan 2006 yılında Wichita, Kansas’da yapılan yarışmada 49 takım arasında 5. olarak bu yarışmada o güne kadar Türk takımlarının almış olduğu en iyi dereceyi almıştır. ATA-7 ayrıca en hafif uçak ve en düşük maliyet kategorisinde de 3. olmuştur. ATA-7 nin tasarımı Ağustos 2005 de başlamıştır. Uçağın tasarımında hafiflik ve dayanım açısından kompozit malzemeler (kevlar) kullanılmıştır. İlk üretilen prototiple 36 başarılı uçuş yapıldıktan sonra yarışmaya katılacak ana uçak üretilmiştir. ATA-7 uçağının akademik danışmanlığını Prof. Dr. Mehmet Ş. Kavsaoğlu, takım kaptanlığını Metin Acar, pilotaj görevini Miraç Aksugür üstlenmiştir. Takımın diğer elemanları B. Gürdal Tugay, B. Taylan Aksongur, Serkan Erdoğan, Uğur Sevilmiş, Zeynep Keçeli, Akın Ömercikoğlu, Alev Kaçar, H. Ebru Sevgi, Mehmet Karagöz, Ali Cihan Durgut, K. Burak Özer, Bora Atak, Evren Varol ve Murat Bronz’dan oluşmaktadır. Bu proje ekibi

Bu uçaklardan Günay Kahyaoğlu’nun takım kaptanı olduğu ATA-5 oldukça aerodinamik bir yapıya sahip idi. Bu uçağın yapımında gövde üretimi sırasında önce bir erkek kalıp yapılmış, daha sonra bundan yararlanarak bir dişi kalıp yapılmış ve kevlar (aramid) kompozit malzeme kullanılarak gövdenin dış yüzeyi üretilmiştir. Bu teknik daha sonra üretilen ATA serisi uçaklarda da kullanılmıştır. Kevlar balpeteği malzemenin iki tarafına kevlar ve cam elyaf kompozit malzeme kaplanması ile üretilen gövde dış yüzeyi oldukça hafif, aerodinamik ve sağlam bir yapı elde edilmesine olanak sağlamıştır. ATA-6 projesi

11

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

herkesin görevinin ve sorumluluğunun bilincinde olduğu uyumlu bir ekip olarak da dikkat çekmiştir. 2006-2007 döneminde yarışmaya katılan ATA-8 Türkiye’de tasarlanan ilk itici kanard hava aracı olma özelliğindedir. Bu uçak da uçuş testlerinde karşılaşılan ve bu tasarıma özgü bazı problemlerin tespit edilip çözülmesinden sonra yarışmada başarılı bir uçuş görevi yapmıştır. 50 takım arasında 13. olan bu projenin takım kaptanlığını Mehmet Karagöz üstlenmiştir.

Şekil 17. Hezarfen

Şekil 12. The Bosphorus Blue

Şekil 18. ATA-7

Şekil 13. ATA-4

Şekil 19. ATA-8 Kaan. Bu yılki yarışma (2007-2008 dönemi) AIAA, Cessna ve Raytheon tarafından düzenlenmiş ve 18-20 Nisan tarihlerinde Amerika Birleşik Devletleri, Kansas eyaleti, Wichita kentinde gerçekleşmiştir.

Şekil 14. Uçakçılar-1

AIAA DBF yarışmasında verilen görev isterlerini yerine getirebilecek şekilde tasarım ve üretimi öğrenciler tarafından gerçekleştirilen uçaklar yarışmaktadır. Bu uçaklarda sadece elektrik motorlu tahrik sistemi kullanılabilmektedir. Yarışma öncesinde her ekip bir tasarım raporu hazırlamaktadır. Bu yılki yarışma kurallarına göre uçakların büyüklüğü 4 feet * 5 feet alanındaki bir dikdörtgene sığacak şekilde olmalıdır. İki farklı uçuş görevi tanımlanmıştır. Birinci uçuş görevinde yüksüz uçakla 5 dakika içinde en fazla tur atmak ve en hafif pil ağırlığına sahip olmak yüksek puan getirmektedir. İkinci uçuş görevinde ise yarım litrelik su şişesi ve tuğlalardan oluşan yaklaşık 3.5

Şekil 15. ATA-5

Şekil 16. ATA-6

12

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Yavuzer Karakus, Mehmet Ali Özkaya, Faden Öztürk, Akın Ömercikoğlu, Erdinç Özkara, Cemal Sener, Kadir Demirci, Merve Biçer, Can İzci, Sefa Taşkıner, Serdar Duman, Gizem Kahveci, Yassine Chetouani.

kiloluk bir yük ile 2 tur atılmakta ve bu görevi de en az pil ağırlığı ile başarabilen ekip yüksek puan almaktadır. Yüklerin kaç tane su şişesi veya tuğladan oluştuğu önceden belli değildir. Yüklerin uçağa hızlı ve emniyetli bir şekilde yüklenmesi de puanı etkilemektedir. Toplam puan, rapor puanı, bir adet boş uçuş puanı ve 2 adet yüklü uçuş puanının belli bir formüle göre birleşiminden oluşmaktadır. Bütün bu isterler öğrencileri ciddi mühendislik problemleri ile karşı karşıya getirmektedir.

Projeye Türkiyeden de firmalar ve şahıslar desteklerini esirgememiş gerek malzeme gerekse yol ve konaklama masrafları için cömert sponsorluklar edinilmiştir. ATA-9 Projesi adı altında İTÜ DBF takımlarına destek veren firmalar YONCA-ONUK A.O, İSTANBUL TEKNİK ÜNİVERSİTESİ, TÜBİTAK, TAI, THY TEKNİK, KALEKALIP ve GEDON’dur.

Yarışma, tarihinin en yüksek katılımına ulaşmış, toplam 69 takım katılmış, bunlardan 51 tanesi uçuş performansını sergilemek üzere Wichita'ya gelmiştir. İTÜ de 1998'den beri katıldığı bu yarışmalara bu sene iki takımla katılmıştır. İTÜ ATA-9 ekibi tüm uçuş görevlerini başarı ile tamamlayarak toplam puan sıralamasında 6. olmuş ve 2006 yılında ATA-7 ekibinin almış olduğu 5. lik derecesinin tesadüfi olmadığını ispatlamıştır. Yarışmaya ilk defa katılan UÇARI ekibi ise en az bir uçuş görevini başarı ile tamamlayan takımlar arasında yer almış ve 24. olmuştur. Türkiye'den Hava Harp Okulu'nun da katıldığı yarışmada, Oklahoma State Üniversitesi takımları 1. ve 3., Texas Üniversitesi takımları 2. ve 4. olurken, 5. lik Colorado Üniversitesi'nin olmuştur. UÇARI takımı ilk kez katıldığı yarışmada boş uçuşta üçüncü turlarını atmış olmalarına rağmen iniş çizgisinin yarım metre önünde piste indiği için 2 geçerli tur atmış sayılmıştır. Yarışmanın son iki günü çok rüzgârlı geçmiş UÇARI takımı gibi birçok takım dolu uçuşlarını gerçekleştirememiştir. İlk üç dereceye para ödülünün verildiği yarışma, özellikle üniversiteler ve milletler arası iletişimin ciddi anlamda sergilendiği, rekabetin ve deneyim aktarımın üst düzeyde olduğu bir etkinlik olarak bu yıl da sonlanmıştır.

Şekil 20. İTÜ ATA-9 Takımı UÇARI UÇARI üstten kanatlı, konvansiyonel kuyruklu ve yandan yüklemeli bir uçaktır. Uçağın yapısında karbon çubuklar, balsa ve karbon fiber gibi malzemeler kullanılmıştır. Uçak yarışma öncesinde boş olarak test edilmiştir. UÇARI ekibi İTÜ Uçak Mühendisliği Bölümünde okutulmakta olan "Principles of Aircraft Design" ve "Uçak Tasarımı" derslerinin projesi olarak bu tasarım ve üretim çalışmasına gönüllü olmuşlardır. Ekibin akademik danışmanlığını Prof. Dr. Mehmet Ş. Kavsaoğlu yapmıştır. Araştırma Görevlisi Murat Bronz, ekibin teknik danışmanlığını ve pilotaj görevini üstlenmiştir. Uçağın tasarım ve üretimini gerçekleştiren öğrenciler: Ataç Tunç (takım kaptanı), İdil Sezer, Emre Sarı, Talha Yasin Büyükkal, Metin Pardo, Nazım Kemal Üre, Burcu Toker, Sertaç Aslan.

ATA-9 ATA-9 alttan kanatlı, T kuyruklu ve üstten yüklemeli bir uçaktır. Uçağın yapısında karbon çubuklar, kevlar (aramid) gövde, balsa ve karbon fiber gibi malzemeler kullanılmıştır. Uçak yarışma öncesinde boş ve yüklü olarak test edilmiştir. ATA-9 ekibi İTÜ Uçak ve Uzay Mühendisliği Kulübü (UUMK) öğrencilerinden oluşmaktadır. Ekibin akademik danışmanlığını Prof. Dr. Mehmet Ş. Kavsaoğlu yapmıştır. Yüksek Lisans öğrencisi Miraç K. Aksugür pilotaj görevini üstlenmiştir. Uçağın tasarım ve üretimini gerçekleştiren öğrenciler: K. Burak Özer (takım kaptanı), Bora Atak, Onur Serin, Duru C. Oral,

Projeye firma ve şahıslar desteklerini esirgememiş gerek malzeme gerekse yol ve konaklama masrafları için cömert sponsorluklar edinilmiştir. Uçarı Projesi adı altında İTÜ DBF takımlarına destek veren firmalar TAV HAVALİMANLARI HOLDING, YONCAONUK A.O, İSTANBUL TEKNİK ÜNİVERSİTESİ,

13

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

TÜBİTAK, VE DEFNE MÜHENDİSLİK, Halil Kongur’dur

KAYNAKLAR [1] İstanbul Teknik Üniversitesi 234. Yıl, Anı Kitabı, İTÜ Rektörlüğü, 2007. [2] www.abet.org [3] http://www.itu.edu.tr/ky-6.d4 [4] http://www.uumk.itu.edu.tr/ [5] http://www.gazete.itu.edu.tr/sayi12/ariyorum12web.pdf [6] http://www.ariba.itu.edu.tr/ [7] http://www.hydrobee.itu.edu.tr/ [8] www.shell.com/eco-marathon [9] Uçakçılar Takımı, Auvsi İnsansız Hava Aracı Öğrenci Yarışması Sonuç Raporu, Temmuz 2004. [10] http://www.auvsi.org/ [11]http://paparazzi.enac.fr/wiki/index.php/Gallery#M AV07 [12] UUBF’de Bu Ay, İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, Sayı: 79, Mart 2008 (http://www.uubf.itu.edu.tr/Icerik.aspx?sid=2706) [13] http://www.aiaadbf.org/ [14] http://www.terrabreak.org/hangar/ [15]http://www.gazete.itu.edu.tr/kasim2006/ariyorum 10.pdf

Şekil 21. İTÜ UÇARI takımı. XII. SONUÇ İstanbul Teknik Üniversitesi’nde yürütülmüş olan ve yürütülmekte olan ve çoğu gönüllülük esasına dayanan çeşitli öğrenci projeleri incelenmiştir. Bu projelerin bazı yarışma ve desteklerle teşvik edildikleri görülmektedir. Teşvik edilen ve desteklenen projelerin Güneş ve Hidrojen enerjisi gibi temiz ve alternatif enerjiler ile Uzay ve Havacılık alanlarında oldukları anlaşılmaktadır. Bu projeler öğrencilerin okulu sevmelerine ve okula bağlanmalarına, motivasyon (istek) kazanmalarına, takım çalışması disiplinini edinmelerine ve çok disiplinli tasarım projelerine alışmalarına neden olmaktadır. Bu projelerden birinde görev almak mezuniyet sonrası hayatlarında da tercih edilen elemanlar olmalarına neden olmaktadır. Ülkemizde tüm mühendislik öğrencilerinin en az bir tasarım, üretim, deney aşamaları olan çok disiplinli bir projede görev almaları hedeflenmelidir. Bu maksatla zorunlu tasarım dersleri kapsamında takım çalışması uygulamaları yapılmalı ve çeşitli teşvik ve destekler geliştirilmelidir. Ülkemizde Ulusal Savunma Sanayimizin malzeme ve organizasyon gibi konularda destek vermesi ile bir İnsansız Hava Aracı Yarışması düzenlenebileceği ve böyle bir yarışmaya İTÜ, ODTÜ, Erciyes Üniversitesi, Anadolu Üniversitesi, Hava Harp Okulu gibi okullardan çok sayıda takımın katılabileceği değerlendirilmektedir.

14

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

AVRUPA BİRLİĞİ 7. ÇERÇEVE PROGRAMI HAVACILIK VE HAVA ULAŞTIRMASI Aziz KORU

TÜBİTAK TÜ BİTAK

15

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

16

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

17

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

18

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

19

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

20

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

21

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

22

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

HAVACILIK SEKTÖRÜNDE EĞİTİM VE ÖNEMİ Özcan UZUNOĞLU myTECHNIC

23

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

24

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

25

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

26

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

MİKRO CASUS ARAÇLAR İÇİN NANO/MİKRO MAKİNE TASARIMLARINDA GELİŞMELER Bedri Onur Küçükyıldırım1

Ayşegül Akdoğan Eker1

e-posta: [email protected]yildiz.edu.tr 1

e-posta: [email protected]

Yıldız Teknik Üniversitesi, Makina Fakültesi, Makine Müh. Bölümü, 34349 İSTANBUL

ve kullanılabilecekler. Şekil 1’de makinelerde sıklıkla rastlanan diferansiyel sistem modeli yer almaktadır. Karşılıklı gelen ve uçlarında konik dişli bulunan iki mil, birbirlerine 4 küçük konik dişli ile bağlanmaktadır. Aşağıdaki tasarımda küçük dişliler bir muhafaza içinde yataklanmıştır. Bunun gibi birçok tasarım yapılabileceği gibi tasarımlarda değişiklikler de yapılabilir. Şekil 2 ve Şekil 3’de verilen rulman, bu tasarımlara örnektir.

ÖZET Günümüzde teknoloji, insanoğlunun ihtiyaçlarını karşılamak için sürekli gelişmektedir. Bu gelişmelerin en önemlilerinden biri de boyutların küçültülmesi konusunda devrim niteliğinde olan nanoteknolojidir. Nanoteknoloji ve ugulanan tekniklerin geliştirilmesi ile boyutları nano mertebede malzemeler üretilebileceği gibi atomlara tek tek müdahale şeklinde gerçekleşen aşağıdan yukarıya üretim ile atomlar istenilen özellikleri sağlayacak şekilde dizilebilecek ve bu sayede çok küçük boyutlarda makine elemanları üretilebilecektir. Bu yapılar casus uçaklar başta olmak üzere birçok askeri araçta kullanılabilecek, istenildiği taktirde insan vücudu içine de gönderilerek gerekli her türlü işlemde kullanılabilecektir. I. GİRİŞ Günümüzde nanoteknolojinin hızla geliştiği ve bir çok alanda çalışmalar sürdürüldüğü aşikardır. Özellikle malzeme alanında gerçekleştirilen çalışmalar hızla sürdürülmektedir ve ortaya çıkan yenilikler hızlı bir şekilde havacılık alanındaki uygulamalara aktarılmaya çalışılmaktadır. Bu yeniliklerin yanı sıra dikkati çeken bir diğer konu ise nano boyutta yapılan tasarımlar ve bu tasarımların ilerideki kullanımlarıdır. Eric Drexler ve birçok bilim adamı bu tip nano mekanizma tasarımı üzerinde çalışmalarını sürdürmektedir[1, 2]. Çalışmalar geliştirildikçe ve kullanımı sağlandıkça havacılık başta olmak üzere birçok askeri ve sivil alanda büyük yenilikler sağlanacaktır.

Şekil 1. Nano diferansiyel dişli sistemi tasarımı [2]

Şekil 2. Büyük boy nano rulman sistemi tasarımı [2]

II. NANO MEKANİZMA TASARIMI VE MİKRO MAKİNELER Hareket eden ve iş yapan mekanizmalara makine denir[3]. Nano fabrikasyon yöntemlerinden biri olan aşağıdan yukarıya üretimin geliştirilmesi ile makine elemanı görevi üstlenecek moleküler yapılar da oluşturulabilecektir[4]. Oluşturulacak yapılar hareket edebiliyor ve bir iş gerçekleştirebiliyor olmaları sebebiyle moleküler makineler olarak adlandırılabilecek

Şekil 3. Küçük boy nano rulman tasarımı [2]

27

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ mekanizması güneş dişlisi ve esas gezegen dişlileri arasındaki etkileşimi azaltacak şekilde geliştirilmiştir. Orijinal versiyonu bilgisayar sistemlerindeki zaman kısıtlamalarının önüne geçecek şekilde küçük hareketli bölümler şeklinde tasarlanmıştır.

Şekil 1 ve Şekil 3 arasında verilen örneklerde her renk farklı bir atomu simgelemektedir. Şekil 3’de verilen küçük boy nano rulman tasarımı 1994 yılında K. Eric Drexler tarafından yapılmış olup başlangıç seviyesinde bir tasarımdır ve özellikleri aşağıdaki gibidir: • Bileşen sayısı: 2 • Atomların sayısı: 206 • Çap: 1.8 nm • Genişlik: 0.9 nm

Planet dişlileri fonksiyonel dişli bileşenlerine sahip olabilecek şekildeki en küçük çap limitine ulaşmış bulunmaktadır. Bu sebeple sistemdeki dişler pürüzsüz, düşük genlikte oluklar olan yüzeyler şeklindedir. Tek kovalent bağlar dokuz gezegen dişlisinden her birini ana taşıyıcı dişliye Şekil 5’teki gibi bağlamaktadır.

Tasarımlar bilgisayar ortamında gerçekleştirilmekte, modeller oluşturulmakta ve atomların fiziksel özelliklerine bağlı olarak mekanizmaların özellikleri bilgisayar programları ile analiz sonucunda ortaya konulmaktadır.

Tasarımı 2004 yılında tamamlanan planet dişlisi özellikleri aşağıdaki gibidir: • Bileşen sayısı: 12 • Atomların sayısı: 3,853 • Genişlik: 4.2 nm • Yükseklik: 4.2 nm • Derinlik: 4.2 nm • Dişli oranı: 45:16 • Hız oranı: 2.8125:1 • Çıkış torku: > 1x10–18 m-N • Açısal hız > 10 GHz • Güç > 1 nW • Güç Yoğunluğu > 10 GW/cm2 • Verim > 99.8%

Tasarımlara bir başka örnek olarak otomobil iletim elemanı (transmisyon), elektrikli tornavidalar gibi cihazlarda rastladığımız, tork artırıcı planet dişlisi verilebilir. Planet dişlileri simetrik yapısı sayesinde görsel olarak, hareket istenen koordinatta düşük enerji bariyerleri oluşumunu garantilediği için en çekici moleküler modelleme hedefi olmaktadırlar. Ayrıca, önemli derecede bir karmaşık sistemi küçük parçacıklara ayırmamızı sağlamaktadır. 90’lı yıllarda Drexler ve Merkle tarafından üzerinde çalışmalara başlanan The MarkIII(k) planet dişlisi

Şekil 4. Planet dişli tasarımı [2]

28

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ kaçınılan, düşük sürtünmeli elmasımsı rulman tarafından sarılmıştır.

Verilen özellikler doğrultusunda verimin oldukça yüksek olduğu ve nano/mikro boyuttaki cihazlarda kullanılacak olan nano planet dişlinin moleküler cihazlar konusunda çığır yaratacağı düşünülmektedir.

Şekil 7’de verilen yapı da üç eksen üzerinde bulunan karbon nano tüp çiftlerinin elmas moleküllerinin kovalent bağları ile her karbon nano tüpe fonksiyonel azot ve bor atomları bağlanmıştır. Karbon nano tüp çiftleri arasında herhangi bir bağ oluşması engellenirken iletim karbon nano tüpleri bir arada tutan B-N (bor-azot) çiftleri sayesinde gerçekleştirilmektedir.

Renkler, uygulamalara göre (kullanılan programlar vb.) değişmekle birlikte genel olarak aşağıdaki atomları temsil etmektedirler[4]. Camgöbeği: Hidrojen, Yeşil: Karbon, Gri: Silisyum, Pembe: Azot, Mor: Fosfor, Kırmızı: Oksijen, Sarı: Kükürt. Bu yapıların yanı sıra karbon nano tüpler kullanılarak gerçekleştirilen tasarımlar da mevcuttur ve bir örneği olan düşük sürtünmeli karbon nano tüp rulman montajı Şekil 6’de verilmiştir[2]. Karbon nano tüp uygulamalarında gri renk karbonu temsil etmektedir.

Şekil 6. Karbon nano tüp kullanılarak yapılmış olan düşük sürtünmeli rulman montajı tasarımı [2]

Şekil 5. Dişliler arası kovalent bağlar [2] Yüksek elastiklik modülleri, elektriksel iletkenlik ve yarı iletkenlik özellikleri, ısıl özellikleri ve kinetik açıdan teleskobik özellikleri karbon nano tüplerin günümüz nano bilim uygulamalarında önemli malzemeler arasında olmasının temel sebepleridir. Özellikle silindirik şekilleri, sınırsız elektriksel özellikleri ve birbiri üzerinden neredeyse sürtünmesizmiş gibi kaymalarını sağlayan teleskopik özellikleri karbon nano tüplerin moleküler rulman ve sürtünmesiz sistem tasarımlarında kullanılması açısından önemli bir yol açmıştır.

Şekil 7. Karbon nano tüp 6 yollu birleştirmeleri [2]

Şekil 6’da verilmiş olan tasarımdaki kesit görünüşünden de görüldüğü üzere, tek kovalent bağlı yapı, etrafı oldukça durağan minimum enerji pozisyonundan

III. FABRİKASYON TEKNİKLERİ

29

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Teknolojide ilerlemek için yapılan teorik çalışmalar ve bu teorik çalışmaların uygulamaya dönüştürülmesi önem arz etmektedir. Atomların bilinen fiziksel özelliklerinden yararlanarak yapılan analizler sonucu Gerçekleştirilen nano makine tasarımları bu yoldaki ilk adımdır. İlk adımın atılmış olması diğer adımların da geleceği, çalışmaların hızla sürdürülerek, tasarlanmış olan makine elemanlarının yakın gelecekte üretilmeye başlanacağı anlamını taşımaktadır.

Nano boyutta malzemelerin, cisimlerin veya sistemlerin üretiminde yukarıdan aşağıya ve aşağıdan yukarıya olmak üzere 1iki farklı fabrikasyon yöntemi kullanılmaktadır[6]. Yukarıdan aşağıya yöntem talaşlı işleme gibi büyük bir kütleden küçük kütlelere ulaşılması şeklinde konvansiyonel yöntemlere benzetilebilir. Aşağıdan yukarıya yöntem, moleküler imalat ve teknikleriyle, moleküler ürünlerin, tasarım ve analizlerinden oluşarak biyolojik olmayan moleküler mekanizma yönetiminde kimyasal reaksiyonların sırasına göre yapılandırılması işlemidir; yani kısaca atomların veya moleküllerin istenen özellikleri sağlayacak şekilde bir araya getirilerek bir cismin oluşturulmasıdır[7, 8].

Tasarımları ve üretim çalışmaları süren mikro araçlar için nano makineler nano teknoloji ile yavaş yavaş gerçekleşmeye başlayacaktır. Özellikle milli savunmamızın sağlanabilmesi, toplum sağlığımızın kontrol altında ve güvenli tutulabilmesi için nanoteknoloji adı verilen yeni teknolojiye hâkim olunmalı, dışa bağımlılıktan kurtularak kendimiz de nano tasarımlarla ve nano üretim ile ülkemizi teknoloji açısından üst sıralara çıkartmalıyız. Dolayısıyla yapılması gereken bilime, teknolojiye, hepsinden önce eğitim ve öğretime yapılan yatırımların artırılması; üniversitelerin, gerek devlet bütçesi gerek özel sektörün katkılarıyla desteklenmesi ile tüm çalışma ortamlarının geliştirilmesi olmalıdır.

Mekanosentez (Mekanik yönetimli kimyasal sentez) moleküler imalatın temeli, atomik skalada oluşan kimyasal reaksiyonların yönetimidir. Moleküler nanoteknolojinin mekanik dalı, makine mühendisliği, mikroteknoloji, kimya ve moleküler biyolojiden farklı ama ilişkili bir alan oluşturmaktadır. Günümüzde yukarıdan aşağıya üretimde, özellikle bu sınıfa giren litografi yöntemlerinde oldukça gelişme sağlanmıştır. Yalnız bahsi geçen tasarımların üretimi aşağıdan yukarıya fabrikasyon sınıfına girmektedir ve bu konuda çalışmalar halen sürmektedir ve yukarıdan aşağıya yöntemlere göre daha yavaş ilerlemektedir. Supra moleküler (çok moleküllü) kimya alanına giren bu tip çalışmalarda en önemli konular, moleküler kendiliğinden oluşma (self-assembly) ve moleküler tanıma ve birleşmedir[9, 10].

KAYNAKLAR [1] K. E. Drexler, Nanosystems, Wiley-Interscience, 1992 [2] http://www.nanoengineer-1.com/content/ [3] http://imm.org/Reports/Rep008.html [4] B. O. Küçükyıldırım, A. Akdoğan, Nanoteknoloji ve Nanorobotlar, MakinaTek, 99, s:114-117, Ocak, 2006 [5] http://en.wikipedia.org/wiki/Carbon_nanotube [6] E. Drexler, “Unbounding the Future: the Nanotechnology Revolution”, Willam Morrow and Company, Inc. New York 1991 [7] K.E. Drexler, Nanosystems, http://www.foresight.org/Nanosystems/toc.html [8] E. Altan, “Nanoteknoloji ve Nano Ölçekte Talaş Kaldırma-Bölüm I ”, TT Magazin, 10, 86-97, 2005. [9] http://en.wikipedia.org/wiki/Topdown_and_bottom-up_design [10] http://en.wikipedia.org/wiki/Supramolecular_chemi stry

IV. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Nanoteknolojinin getirileri ile gelecek yıllarda olacakları hayal etmek hiç de zor değildir. Süper bilgisayarlar ile yapılan işlemler, atomik boyutlarda incelemeler, insan vücudunda hastalı bölgeleri iyileştiren ve iyi bölgeleri koruyan nano robotlar, belki de zihnimizi arttırabilecek nano hafızalar, çevre kirliliğini önleyen ve fabrikaları zor durumdan kurtaracak nano parçacıklar ve özel güvenlik ve askeri savunma alanında gerekli işlemlerini gerçekleştirebilecek mikro/nano casus araçlar gibi birçok örnek sayabilmek mümkündür.

30

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

AA 2024 T351 LEVHALARIN BALİSTİK DAVRANIŞLARININ DENEYSEL VE SAYISAL OLARAK İNCELENMESİ Evren ÖZŞAHİN1

Süleyman TOLUN2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

1

Hava Harp Okulu, Havacılık Mühendisliği Bölümü, 34149 İSTANBUL İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, Uçak Mühendisiliği Bölümü 34469 İSTANBUL

2

yüksek hızlı çarpma yükleri altında, değişik şartlardaki davranışların ortaya konması üzerinedir.

ÖZET Alüminyum alaşımlar düşük yoğunluk, yüksek yapısal mukavemet ve enerji emiş kapasitesi özellikleri nedeniyle havacılık uygulamalarında çoklukla kullanılmaktadır. Alüminyumun ön plana çıkan bir diğer özelliği ise kolay şekil verilebilmesidir. Bu hususlar göz önüne alınarak yapılan çalışmada, 6.35 mm kalınlığında hazırlanan T351 ısıl kondisyonundaki 2024 alaşımı alüminyum levhaların balistik davranışları, 9 mm çapında MKEK yapımı Parabellum mermiler kullanılarak deneysel olarak incelenmiştir. Levhalara çeşitli hızlarda yapılan atışlar sonunda, çarpma bölgesinde oluşan hasarın belirlenebilmesi için levha ön yüzündeki delinme ve levha arka yüzünde oluşan şişme miktarları, 3-boyutlu koordinat ölçüm cihazı (3-D CMM) ile ölçülmüştür. Sayısal modelleme için MSC PATRAN ve çözücü olarak MSC DYTRAN ticari sonlu elemanlar yazılımları kullanılarak delinme ve şişme miktarları belirlenmiştir. Deneysel ve sayısal sonuçların, levha ve mermideki hasar mekanizmaları ve deneylerde ölçümü yapılan delinme ve şişme miktarları bakımından birbirleri ile uyumlu oldukları belirlenmiştir.

Andersen ve Dannemann [2] 4.75 mm kalınlığında, iki farklı tipte alüminyum alaşım (AA6061-T6 ve AA7075T6) kullanarak Sierra 165 mermilerle gerçekleştirdikleri atış testleri ile alüminyum alaşımların balistik davranışlarını belirlemeye çalışmışlardır. Testlerde, mermi hızları 260~370 m/s arasında değişmektedir. Levhaların yüksek hızlı çarpma yükleri altındaki davranışlarına, kullanılan delici ya da mermilerin uç şekillerinin etkisi sıklıkla araştırılan konular arasındadır. Børvik ve diğ. [3] 15~30 mm kalınlıklarda AA5083H116 alüminyum levhaların konik uçlu, sertleştirilmiş çelik delicilerin çarpmaları karşısında delinmelerini deneysel olarak incelemiştir. Tüm testlerde, delicilere ait ilk ve son hızlar yüksek hızlı kamera ile ölçülerek levhaların balistik sınırları belirlenmiştir. Literatürden faydalanılarak elde edilen balistik sınır değerleri ile deney sonuçlarının uyumlu oldukları gözlenmiştir. Gupta ve diğ. [4,5] tarafından yapılan çalışmalarda; küt, konik ve küresel uç formuna sahip delicilerin alüminyum levhalara çeşitli hızlarda çarpmaları deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Deneylerde kullanılan alüminyum levhaların dinamik yükleme altındaki davranışlarının sayısal olarak modellenmesi için Johnson-Cook bünye denklemi katsayıları elde edilmiş, ABAQUS sonlu elemanlar yazılımı ile kurulan sayısal modelin sonuçlarının deneysel sonuçlarla uyumlu oldukları belirlenmiştir.

I. GİRİŞ Havacılık alanında sıklıkla kullanılan alüminyum alaşımı levhalar çok çeşitli yapısal uygulamaların yanında, hareket halindeki cisimlerin hafif korunma sistemlerinde de kullanım alanı bulmaktadır. Çarpma veya yüksek hızlı yükleme şartları, zırh sistemleri ile ilgili uygulama alanlarının önemli bir bölümünü oluşturmaktadır. Bu tip uygulamalarda, yapının ağırlığı önemli bir tasarım ölçütüdür. Bu nedenle, yüksek ağırlığa sahip geleneksel malzemeler yerine, daha hafif olan alüminyum alaşımların sıklıkla tercih edildikleri bilinmektedir [1].

AA 6061 T651 levhalar ve faklı uç şekillerine sahip çelik deliciler kullanılarak orta ve yüksek çarpma hızlarında çarpma davranışlarının deneysel ve sayısal olarak incelendiği çalışmalar mevcuttur [6-8].

Yüksek hızlı çarpma ile ilgili olarak alüminyum alaşımların kullanıldığı çalışmaların önemli bir bölümü,

31

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Alüminyum levhaların katmanlı yapılar içinde kullanıldığı çalışmalar mevcuttur. Übeyli ve diğ.[9] alümina-AA2024-T6 kompozit zırhının 7.62 mm’lik zırh delici mermiler karşısındaki balistik davranışını deneysel ve sayısal olarak incelemişlerdir. Çalışmada kullanılan numuneler, farklı alümina katman kalınlıklarında test edilerek oluşan hasar mekanizmaları ve numunelerin balistik performansları araştırılmıştır. Bu çalışmada; alüminyum levhaların yüzeye dik gelen yüksek hızlı çarpma yükleme şartları altındaki davranışları deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Modelleme için MSC PATRAN ve çözüm için MSC DYTRAN ticari sonlu elemanlar yazılımları kullanılarak sayısal çözümler gerçekleştirilmiştir. 6.35 mm kalınlığındaki AA 2024 T351 levhalara yapılan çeşitli hızlardaki atışlar üzerine kurulan modelde, levhada oluşan çökme ve şişme değerleri açısından deneysel ve sayısal sonuçlar karşılaştırılmıştır.

Şekil 2. Hız Ölçer Atışlarda, MKEK (Makina Kimya Endüstrisi Kurumu) yapımı, 9.00 mm çapında ve 19.00 mm uzunluğunda, FMJ (full metal jacket-tamamen metal kaplı) Parabellum mermiler kullanılmıştır. Bu mermilerin MKEK tarafından verilen teknik özelliklerine göre ağırlığı 8±0.075 g ve standart hızları 370±10 m/s’dir. Mermi hızları, kovan içindeki barut miktarları değiştirilerek sınırlı ölçüde kontrol edilebilmektedir. Mermiler pirinç (CuZn36) malzemeden yüksük ve kurşun antimon alaşımı çekirdekten oluşmaktadır.

II. DENEY DÜZENEĞİ Deneyler 2’nci Hava İkmal Bakım Merkezi Komutanlığı (Kayseri) Atış Poligonunda gerçekleştirilmiştir. Atışların yapıldığı poligonda bulunan hareketli tutucu sehpa, hedef levhaların bağlanması ve istenen mesafeden atış yapılabilmesi için kullanılmaktadır. Çarpma yükleri etkisiyle yer değiştirmeyecek şekilde tasarlanmış olduğundan, hedef levhadaki hasarın tam olarak temsil edilmesi sağlanmaktadır. Poligonda, değiştirilebilen namlusu sayesinde farklı çap ve markalarda mermileri uzaktan elektrikli ateşleme düzeneği yardımıyla atabilen bir atış sistemi de bulunmaktadır (Şekil 1).

Atışlarda, Şekil 3’te görülen çoklu atış fikstürü tasarımlanmış ve yapısal dayanımı yüksek, 8.00 mm kalınlığında DKP 1020 malzemeden üretilmiştir. Böylece, hem tek levhaya birbirlerinin sonuçlarından etkilenmeyecek dört bağımsız atışın yapılması, hem de sınır şartlarının tam olarak benzetilmesi sağlanmıştır.

Şekil 1. Atış sistemi Mermi hızlarının ölçümü için Oehler Research Model 55 hızölçer ile birlikte Model 35P süreölçer kullanılmıştır (Şekil 2). Şekil 3. Çoklu atış fikstürü Mermilerin levha içine girme miktarları 3D-CMM (Three Dimensional Coordinate Measurement Machine3 Boyutlu Koordinat Ölçüm Cihazı) kullanılarak ölçülmüştür. Ölçümler yapılırken, öncelikle tüm

32

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

koordinatlar (x, y, z) için levha alt ve üst yüzeyleri ile yanlarından referans ölçüler alınmıştır. Daha sonra, oluşturulmuş olan bu referans düzleme göre cihazın uç kısmının bulunduğu noktanın koordinatları belirlenerek, her atış noktası için ölçüler elde edilmiştir. Ölçümlerde, çarpma yönüne göre merminin açtığı çukur ve arka yüzeyde oluşturduğu şişme miktarları tespit edilmiştir. Burada, arka yüzeydeki değerlerin, levhanın arka yüzeyine göre şişme miktarını gösterdiğini belirtmek gerekir.

Şekil 5. Levhalarda oluşan hasar biçimleri

III. YAPILAN ÇALIŞMA Çalışmanın deneysel bölümünde, öncelikle 4.00 mm kalınlığında AA 2024 T351 kalite levhalar kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Yapılan iki adet atışta mermi hızları 386 ve 392 m/s olarak ölçülmüştür. 386 m/s hızdaki atış, levha arka yüzeyinde yırtılma ile sonuçlanırken, 392 m/s mermi hızındaki atışta ise levha tamamen delinmiştir.

4.00 ve 4.80 mm kalınlıklardaki levhalara yapılan atışların sonuçlarından elde edilen bilgiler ışığında, AA 2024 T351 levhalardan hazırlanan 6.35 mm kalınlığındaki levhalara çeşitli hızlarda atışlar yapılmıştır. Yapılan atışların hızları 355~408 m/s arasında ölçülmüştür. Levhaların atışlar sonrasındaki görüntüleri Şekil 6’da görülmektedir.

4.80 mm kalınlığındaki levhalar kullanılarak yapılan atışlarda ise 392~402 m/s arasında hızlar ölçülmüştür. Bu atışlar delinme ya da levha arka yüzeylerinde delinmeye yakın yırtılmalarla sonuçlanmıştır (Şekil 4). Bu bakımdan, söz konusu levhalar için bu hızların balistik sınır olarak ele alınması doğru olacaktır.

Şekil 6. 6.35 mm kalınlığındaki levhalara yapılan atışların görüntüleri CD-CMM cihazı kullanılarak elde edilen merminin levha içine girme ve arka yüzeydeki şişme miktarları, Tablo 1 ve Şekil 7’de görülmektedir. Ölçülen çökme ve şişme değerlerinin, mermi hızına bağlı olarak arttığı, 400 m/s üzerindeki hızlarda çökme ve şişme değerleri arasındaki farkın arttığı anlaşılmaktadır. Buradan, artan mermi hızlarında levhadaki delinmenin ve dolayısıyla kalınlığındaki değişim miktarının arttığı anlaşılmaktadır.

Şekil 4. 4.80 mm kalınlığındaki levhalara yapılan atışların görüntüleri AA 2024 T351 levhaların hasar biçimleri incelendiğinde, arka yüzeydeki eğilmeyle birlikte oluşan yerel kırıkların kopmalara ve artan çarpma hızlarında delinmeye neden olduğu görülmektedir. Bu durumu, parçalanma ile yapraklanma (petalling) birleşimi şeklinde bir hasar biçimi olarak tanımlamak mümkündür (Şekil 5).

Tablo 1. Atışlar sonundaki çökme ve şişme değerleri

33

Test No

Çarpma Hızı (m/s)

Çökme (mm)

Şişme (mm)

3-2 3-3 3-1 3-5 3-7 3-6 3-4

355 357 362 396 401 402 408

4.686 5.085 4.415 6.711 6.846 6.693 7.498

4.094 4.412 3.810 5.625 5.766 5.620 6.378

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ sahip olan bu iki parçası arasındaki temas merminin hasar biçimini yakından etkileyecektir. İkinci olarak ise levha ile merminin tamamı (pirinç yüksük ve kurşun) arasında temas tanımlanmıştır.

Sayısal çözümler, deneysel bölümde balistik davranışları belirlenen alaşımların, daha geniş bir aralıktaki çarpma şartları altındaki performanslarının ortaya konması için kullanılabilecek kullanışlı araçlardır. Çarpma olayının başarılı bir şekilde benzetiminin yapılması, deney miktarının en aza indirilmesini, böylece malzeme ve zaman tasarrufunu sağlayacaktır.

Oluşturulan sayısal modelin sonuçlarının güvenilirliği büyük ölçüde malzeme davranışının doğru temsil edilmesine bağlı olduğundan, Johnson-Cook bünye denklemi katsayıları kullanılmıştır [10]. Ayrıca, merminin rijit olarak tanımlanmasının modelde önemli bir hataya neden olacağı değerlendirilerek mermi için (pirinç yüksük ve kurşun) elasto-plastik malzeme modeli ve özellikleri kullanılmıştır [11]. Sayısal çalışma sonunda, mermi çarpma bölgesinde oluşan çökme ve arka yüzeydeki şişme miktarları belirlenmiştir. Elde edilen bu sonuçlar, deneysel sonuçlarla birlikte Şekil 8’de görülmektedir. Şekil 8 incelendiğinde, hem çökme hem de şişme miktarları açısından, deneysel sonuçlar ve sayısal sonuçlar arasında bir uyum olduğu söylenebilir. Mermi hızı arttıkça, sayısal sonuçların deneysel sonuçlara yakınlığı da azalmaktadır. Sayısal çözümde uygulanan sınır şartlarının ve kullanılan malzeme özelliklerinin bu sonuca neden olabileceği değerlendirilmektedir.

Şekil 7. Atışlar sonundaki çökme ve şişme değerleri Bu amaçla, bundan önceki bölümde gerçekleştirilmiş olan deneylerin sayısal benzetimlerinin yapılması amacıyla; modelleme ve bilgi dosyasının (*.dat) oluşturulması (pre-processor) ve sonuçların incelenmesi (post-processor) için MSC PATRAN, çözücü (processor) olarak ise MSC DYTRAN ticari sonlu elemanlar yazılımları kullanılmıştır.

IV. SONUÇLAR Yapılan çalışmada, 6.35 mm kalınlığında hazırlanan T351 ısıl kondisyonundaki 2024 alaşımı alüminyum levhaların balistik davranışları, 9 mm çapında MKEK yapımı Parabellum mermiler kullanılarak deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir.

Levhanın çarpma yükleri altındaki davranışlarının belirlenmesinde, mermide oluşan hasarın da tam olarak modellenebilmesi anahtar bir rol oynayacağından, mermiyi oluşturan her iki bölüm (yüksük-pirinç) de sayısal modelde kullanılmıştır. Sayısal bir model oluşturulurken dikkat edilmesi gereken önemli konulardan biri de ağ yapısıdır (mesh). Modelin tamamında üç boyutlu katı elemanlar kullanılmıştır.

Artan mermi hızları ile birlikte, levha arka yüzeyindeki eğilmeyle birlikte yerel kırıklar ve delinme oluşmaktadır. AA 2024 T351 alaşımların kırılgan yapısı, parçalanma ile yapraklanma (petalling) birleşimi şeklinde tanımlanabilecek bu hasar biçiminin oluşmasına eden olmaktadır. Bu alaşımın kullanıldığı bir yapıda, özellikle balistik limit civarındaki hızlarda delinmeyle sonuçlanan çarpmaların etkisini azaltabilmek ve kırılmaların yapıya zarar vermesini engellemek için kompozit bir levhanın arka destek katmanı olarak kullanıldığı bir yapının oluşturulması uygun olacaktır.

Deneyler esnasında kullanılan çoklu atış fikstürünün, hedef levha sınırlarında, sabit mesnet sınır koşulu oluşturması amaçlanmıştır. Bu nedenle, levha sınırlarındaki düğüm noktaları, yer değiştirmeler sıfır olacak şekilde modellenmiştir.

Yapılan atışlar sonunda, levha ön yüzündeki delinme ve levha arka yüzünde oluşan şişme miktarları ölçülmüştür. Balistik limit olarak değerlendirilebilecek 390~400 m/s sınırını aşmayan hızlardaki atışlar için, mermi hızı arttıkça her iki büyüklük de artmaktadır.

Yüksek hızlı çarpma içeren bir sayısal modelin kuşkusuz en önemli unsurlarından biri de mermi ile levha arasındaki temasın tanımlanmasıdır. Modelde, uyarlanabilir yüzey teması (adaptive surface contact) kullanılmıştır. Öncelikle, iki ayrı katı bölümden oluşan mermi için kurşun ve yüksük arasında bir temas tanımlanmıştır. Merminin farklı malzeme özelliklerine

Sayısal modelleme için MSC PATRAN ve çözücü olarak MSC DYTRAN ticari sonlu elemanlar yazılımları

34

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ ölçümü yapılan delinme ve şişme miktarları bakımından birbirleri ile uyumlu oldukları belirlenmiştir.

kullanılarak delinme ve şişme miktarları belirlenmiştir. Deneysel ve sayısal sonuçların karşılaştırıldığında, levha ve mermideki hasar mekanizmaları ve deneylerde

Şekil 8. Sayısal ve deneysel sonuçların karşılaştırılması aluminum plates, J. Solids and Structures, Vol. 44, 3411-3439, 2007. [6] A.J. Piekutowski, M.J. Forrestal, K.I. Poormon and T.L. Warren, Penetration of 6061-T6511 aluminum targets by ogive-nose steel projectiles with striking velocities between 0.5 and 3.0 km/s, J. Impact Engineering, Vol. 23, 723-734, 1999. [7] M.J. Forrestal and A.J. Piekutowski, Penetration experiments with 6061-T6511 aluminum targets and spherical-nose steel projectiles at striking velocities between 0.5 and 3.0 km/s, J. Impact Engineering, Vol. 24, 57-67, 2000. [8] T.L. Warren and K.I. Poormon, Penetration of 6061-T6511 aluminum targets by ogive-nosed VAR 4340 steel projectiles at oblique angles: experiments and simulations, J. Impact Engineering, Vol. 25, 993-1022, 2001. [9] M. Übeyli, R.O. Yıldırım ve B. Ögel, Alümina/AA2024-T6 katmanlı kompozitin balistik davranışının deneysel ve sayısal incelenmesi, Zırh Teknolojileri Semineri, Ankara, 10-11 Mart, s. 58-64, 2005. [10] J.A. Zukas, High Velocity Impact Dynamics, John Wiley&Sons Inc., Chichester, 1990. [11] www.matweb.com (23.12.2006)

KAYNAKLAR [1] T. Børvik, A.H. Clausen,, M. Eriksson, T. Berstad, O.S. Hopperstad and M. Langseth, Experimental and numerical study on the perforation of AA6005-T6 panels, J. of Impact Engineering, Vol.32, pp. 35-64, 2005. [2] C. Andersen and K. Dannemann, 2001. Deformation and damage of two aluminium alloys from ballistic impact, Proceedings of the 12th Biennial International Conference of the APS Topical Group on Shock Compression of Condensed Matter, Atlanta, June 24–29. [3] T. Børvik, A.H. Clausen, O.S. Hopperstad and M. Langseth, Perforation of AA5083-H116 aluminium plates with conical-nose steel projectiles-experimental study, J. Impact Engineering, Vol. 30, 367-384, 2004. [4] N.K. Gupta, M.A. Iqbal and G.S. Sekhon, Experimental and numerical studies on the behavior of thin aluminium plates subjected to impact by blunt and hemispherical-nosed projectiles, J. Impact Engineering, Vol. 32, 1921-1944, 2006. [5] N.K. Gupta, M.A. Iqbal and G.S. Sekhon, Effect of projectile nose shape, impact velocity and target thickness on deformation behavior of

35

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

PARALEL ÇİFT PİM BAĞLANTILI E-GLASS/EPOKSİ TABAKALI KOMPOZİT PLAKALARDA HASAR YÜKLERİ VE TİPLERİ Faruk Şen1

Murat Pakdil2

Ahmet Çakan3

[email protected]

[email protected]

[email protected]

1

Aksaray Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 68100 AKSARAY Mustafa Kemal Üniversitesi, Mühendislik-Mimarlık Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 31100 HATAY 3 Abant İzzet Baysal Üniversitesi, Mühendislik-Mimarlık Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 14100 BOLU 2

özelliklerinden dolayı yaygın olarak tercih edilmektedirler [3]. Metalik bağlantıların aksine, çekme ve kayma gerilmeleri altındaki kompozit bağlantılarda, sahip oldukları anizotropik malzeme özelliklerinden dolayı bazı özel şekillerde hasar tipleri oluşmaktadır [4].

ÖZET Bu çalışmada, birbirine paralel çift pim bağlantılı tabakalı kompozit plakalarda meydana gelen maksimum hasar yükleri deneysel olarak elde edilmiş ve oluşan hasar tipleri tespit edilmiştir. Tabakalı kompozit plakalarda matris malzemesi olarak epoksi ve takviye elemanı olarak cam lifleri kullanılmıştır. Tabaka dizilişleri olarak [02˚/302˚]s, [02˚/452˚]s ve [02˚/602˚]s şeklinde oryantasyonlar seçilmiştir. Numuneler, belirlenen çeşitli geometrik parametrelere göre hazırlanmıştır. Elde edilen sonuçlara göre, seçilen oryantasyonların ve geometrik değişkenlerin oluşan maksimum hasar yükleri üzerinde ve hasar tiplerinin oluşumunda büyük bir etki gösterdiği anlaşılmıştır.

Icten ve Sayman [5] tarafından yapılan bir çalışmada; tek pim bağlantılı çekme yüküne maruz alüminyum-cam lifi-epoksi sandvich kompozit plaklarda meydana gelen hasar tipleri ve hasar yükleri deneysel olarak elde edilmiştir. Okutan [6] fiber takviyeli tabakalı kompozit plakaların hasar davranışını belirlemek için deneysel ve nümerik bir çalışma yapmıştır. Çalışmasında, hazırlamış olduğu numunelere tek pim bağlantısı yapmış ve tabakalı kompozit plaka oryantasyonlarını [0/90/0]s ve [90/0/90]s şeklinde seçmiştir. Pakdil ve diğ. [7] yapmış oldukları çalışmada, cam lifleri ile takviye edilmiş tabakalı kompozit plakara uygulamış oldukları tek cıvata bağlantısında, oluşturmuş oldukları boşluğun hasar oluşumu üzerine etkisini deneysel olarak incelemişlerdir. Deneyde, farklı tabaka dizilişleri ve bağlantı geometrilerinin yatak mukavemetine ve hasar oluşumuna etkisini araştırmışlardır. Sayman ve diğ. [8] tek cıvata bağlantılı tabakalı kompozit plakalarda meydana gelen yatak mukavemetlerini deneysel olarak incelemişlerdir. Çalışmada, tek cıvata bağlantısına çekme testinden önce uygulanan ön yükleme momentinin hasar oluşumuna etkisi incelenmiştir. Ataş ve diğ. [9] cam lifi ile takviye edilmiş polyester matrikse sahip tabakalı kompozit plakalara uygulanan, birbirine paralel çift pimli bağlantıların hasar yüklerini ve hasar tiplerini deneysel ve nümerik olarak incelemişlerdir. Meola ve diğ. [10] çalışmalarında Glare fiberlerle takviye edilmiş metal plakalarda (FRML) tek bir pim bağlantısının neden olduğu mukavemeti, deneysel olarak tanımlamak istemişleridir.

I. GİRİŞ Kompozit malzemeler düşük ağırlıkları ve sağlamış oldukları yüksek dayanım nedeniyle havacılık araçlarında tercih edilmektedirler. Kompozit malzemelerin hava araçlarında ilk kullanımı 1938 yılında Morane 406 uçağında sandviç panellerin kullanılmasıyla başlanmıştır. Günümüzde, birçok uçak, helikopter ve diğer uzay araçlarında, cam/epoksi, karbon/epoksi, kevlar/epoksi, boron/epoksi gibi çeşitli kompozit yapılar, kanatlarda, kapılarda, iniş takımlarında, türbin kanatlarında, yolcu kabinlerinde ve gövdenin çeşitli kısımlarında başarılı bir şekilde uygulanmaktadır [1]. Alüminyum ve çelik gibi yaygın olarak kullanılan geleneksel metal ve metal alaşımları ile karşılaştırıldığında, kompozit malzemeler, hafiflik, uzun yorulma ömrü, iyi korozyon dayanımı gibi üstün özellikleri nedeniyle ön plana çıkmaktadır. Bunun yanında istenen yönde daha iyi mukavemet özelliklerinin elde edilebilmesi, sahip oldukları ısıl genleşme özellikleri ve boyutlarını yüksek oranda koruyabilmeleri diğer bazı önemli özelliklerindendir [2]. Kompozit levhaları çeşitli bağlama teknikleri olmasına rağmen, pimler düşük maliyetleri, kolay uygulanabilirliği, tamir ve bakım için kolay sökülme

Bu çalışmada, birbirine göre paralel bağlanmış çift pim bağlantılı, cam lifi ile takviye edilmiş epoksi matrikse

36

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Her bir numunede toplam numune genişliği W (K+2N), toplam numune uzunluğu L+E ve her bir deliğin çapı D’dir. Numune uzunlukları 90 mm ve delik çapları 5 mm olarak sabit değerler seçilmiştir. Fakat, E/D=1,2,3,4,5, K/D=4 ve 5, N/D=2 ve 3 olacak şekilde çeşitli boyutsal değişkenlere sahip numuneler hazırlanmıştır. Numuneler çekme cihazına Şekil 2’de gösterildiği şekilde özel olarak hazırlanmış olan bir aparat kullanılarak bağlanmıştır.

sahip tabakalı kompozit plakalarda çekme yükü altında meydana gelen hasar yükleri ve hasar tipleri deneysel olarak incelenmiştir. Tabakalı kompozit plakalar belirlenen çeşitli açılarda takviye edilmişlerdir. II. MALZEME VE YÖNTEM Çalışmanın ilk aşaması olarak, cam lifi ile takviye edilmiş epoksi matrikse sahip tabakalı kompozit plakalar üretilmiştir. Üretilen tabakalı kompozit plakaların her biri 8 tabakacığın uygun bir ısı ve basınç altında birleştirilmesi ile meydana getirilmiştir. Üretim sonrasında her bir tabakalı kompozit plakanın ortalama kalınlığı 3 mm olarak ölçülmüştür. Tabakalı kompozit plaka elde edilirken simetrik düzenleme yapılmıştır. Tabaka dizilişleri; [0o2/30o2]s, [0o2/45o2]s ve [0o2/60o2]s olarak seçilmiştir. Üretilen tabakalı kompozit plakalardan standart deney numuneleri çıkarılarak [1113], kompozit malzemenin mekanik özellikleri bulunmuştur. Fiberlerin kompozit içerisindeki hacimsel oranı %60 olarak tespit edilmiştir. Deneylerde uzama telleri (strain gage) kullanılmış ve INSTRON 1114 çekme cihazından yararlanılmıştır. Mekanik özelliklerin bulunması amacıyla yapılan deneyler sonucunda elde edilen mekanik özellikler Tablo 1’de sunulmuştur [7]. Tablo 1. Kompozit malzemenin mekanik özellikleri E1

MPa

G12

ν12

MPa

MPa

MPa

MPa

MPa

36200 15400 6340

0.28

935

87

935

151

84

MPa

E2

MPa





Xb

Yb

S

Kompozit malzemenin mekanik özelliklerinin bulunmasından sonra, üretimi gerçekleştirilen bu tabakalı plakalardan Şekil 1’de tanımlanan boyutlarda deney numuneleri, kesme ve delme işlemleri ile hazırlanmıştır. K

Şekil 2. Numunenin aparata bağlanması Deneylerde çelik pimler kullanılmış ve uniform P yükü ile numuneler hasara uğrayıncaya kadar çekilmiştir. Deneyler de çekme hızı 0.5 mm/dak olarak ayarlanmıştır. Çekme esnasında tüm veriler, çekme cihazına bağlanmış olan bir bilgisayara kaydedilmiştir. Her bir tip numune için üçer deney numunesi hazırlanarak aynı şartlar altında deneyler tekrarlanmıştır. Her üç deneyin ortalaması alınmak suretiyle bir ortalama bir hasar yükü değeri elde edilmiştir.

t

N

Pim bağlantılı kompozit plakalarda genel olarak dört farklı hasar tipi meydana gelmektedir. Bunlar, yırtılma, çekme, kayma ve yatak hasarlarıdır (Şekil 3). Bu hasarlardan özellikle yırtılma şeklinde oluşan hasar tipi, tabakalı kompozit yapı elde edilirken 0o’lik tabakacıkların kullanımından kaynaklanmaktadır. Bunun yanı sıra, uygulamalarda, bu hasar tiplerinin bazılarının birlikte oluştuğu ve karma hasar tipi denilen hasarlarda meydana gelebilmektedir [5-8].

L

E

Pim

Numun e

P

Şekil 1. Numune boyutları

P

37

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ 8

Maximum Load, kN

.

N/D=2, K/D=4 6

4

2

0 0

1

2

3

4

5

6

E/D

Şekil 3. Pimli kompozit bağlantılardaki hasar tipleri

a)

III. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Test edilen numunelerden elde edilen maksimum hasar yüklerinin, seçilen boyutsal değişkenlere bağlı değerleri Şekil 4’te gösterilmektedir. Bu şekilden görüldüğü gibi maksimum hasar yüklerinin değerleri, E/D oranının artışına bağlı olarak artmaktadır. Hasar yüklerinin en düşük değerleri E/D=1 hesaplanırken, en büyük değerleri E/D=5 oranı için hesaplanmıştır. E/D=3’ten itibaren hasar yüklerindeki artış oranı daha düşük oranlarda artış göstermektedir. Bir başka deyişle, E/D=2 oranının da tasarım açısından tehlikeli bir oran olduğu anlaşılmaktadır. Bunun yanında, N/D ve K/D oranlarındaki artışlarında, hasar yüklerinin değerlerini arttırdığı görülmektedir. Dolayısıyla en yüksek değerdeki hasar yükü, N/D=3, K/D=5 ve E/D=5 olan boyutlarındaki numune için 6,14 kN değerinde hesaplanmıştır. Ayrıca, tabaka dizilişlerinin de hasar yükleri üzerinde oldukça etkili olduğu Şekil 4’ten görülmektedir. [0o2/30o2]s oryantasyona sahip numuneler için hesaplanan hasar yükleri, [0o2/45o2]s ve [0o2/60o2]s oryantasyonlara sahip numunelerden daha büyük değerlerdedir. Fakat, E/D=1 için hesaplanan hasar yükleri her oryantasyon için oldukça yakın değerlerde hesaplanmıştır. Bunun nedeni, E/D=1 oranı seçildiği zaman numuneler çok küçük yük değerlerinde aniden kırılarak hasar görmüşlerdir.

8

Maximum Load, kN .

N/D=2, K/D=5 6 4 2 0 0

1

2

3

4

5

6

4

5

6

4

5

6

E/D

b) 8

Maximum Load, kN .

N/D=3, K/D=4 6 4 2 0 0

1

2

3 E/D

c) Maximum Load, kN .

8

Test edilen numunelerde gözlemlenen hasar tipleri Tablo 2’de verilmiştir. Bu tablodan görüldüğü gibi, numunelerde kayma hasarı, yatak hasarı ve karma hasar (yatak+yırtılma) tipleri meydana gelmiştir. Kayma hasarı, E/D=1 olan numunelerde meydana gelmiştir. E/D=2 olan numunelerde, hasar oluşumu yatak hasarı şeklinde başlamış numunenin çekilmeye devam edilmesi neticesinde numunelerde yırtılma şeklinde ikinci bir hasar meydana gelmiştir. Böylece karma hasar tipi olarak adlandırılan ve birçok pratik uygulama da karşılaşılan hasar tipi oluşmuştur. E/D=3, 4 ve 5 olan numunelerde, genel olarak tam yatak hasarı oluşmuştur. Fakat E/D=3 olan ve [0o2/60o2]s oryantasyona sahip numunelerde karma hasar tipleri gözlenmiştir.

N/D=3, K/D=5

6 4 2 0 0

1

2

3 E/D

d)

Şekil 4. Maksimum hasar yükleri

38

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Tablo 2. Numunelerde meydana gelen hasar tipleri

N/D

E/D

K/D

[0o2/30o2]s

4 S 5 S 4 BC 2 5 BC 4 B 2 3 5 B 4 B 4 5 B 4 B 5 5 B 4 S 1 5 S 4 BC 2 5 BC 4 B 3 3 5 B 4 B 4 5 B 4 B 5 5 B S: Kayma hasarı, B: Yatak hasarı, C:Yırtılma hasarı 1

Test edilen numunelerden, [0o2/60o2]s oryantasyona ve çeşitli boyutsal değişkenlere sahip örnek fotoğraflar Şekil 5’te gösterilmektedir. Bu şekilden açıkça görüldüğü gibi paralel çift pim bağlantılı numunelerde oluşan hasar tipleri büyük oranda E/D oranının değişiminden etkilenmektedir. E/D oranındaki artışa bağlı olarak, hasar tipleri kayma hasarından karma hasar veya tam yatak hasarına doğru değişim göstemektedir. Pimli kompozit bağlantılarda iyi bir tasarım açısından, yatak hasarı tercih edilen bir hasar tipidir. Bunun nedeni, yatak hasarında hasar bölgesel olarak gelişmektedir. Hasar ezilme şeklinde devam ettiğinden ani kırılmalar olmamaktadır. Dolayısıyla bağlantı yük taşımaya devam edebilmektedir. Yatak hasarı oluşan numunelerde hesaplanan hasar yüklerinin değerleri de diğer hasar tiplerinin görüldüğü numunelerden daha fazladır. Genel olarak, E/D oranının büyük seçildiği numunelerde, yatak hasarının meydana geldiği görülmüştür. Bunun yanında özellikle küçük E/D oranında, henüz yatak hasarı oluşmadan meydana gelen diğer hasar tipleri özellikle de kayma hasarı gözlenmiştir. Ayrıca bu hasarların oluştuğu numunelerde malzeme çok düşük yüklemelerde yırtılarak veya kırılarak tamamen işlevini yerine

[0o2/45o2]s

[0o2/60o2]s

S S BC BC B B B B B B S S BC BC B B B B B B

S S BC BC BC B B B B B S S BC BC BC BC B B B B

getiremez duruma gelmiştir. Bunun neticesinde de maksimum hasar yükleri de oldukça küçük değerlerde elde edilmiştir.

a) [0o2/60o2]s, N/D=2, K/D=4, E/D=1, 2, 5

b) [0o2/60o2]s, N/D=2, K/D=5, E/D=1, 2, 3 Şekil 5. Test edilen numunelerden örnek fotoğraflar

39

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Composite Plates, Composites Science and Technology, Vol. 63, pp. 727-737, 2003. [6] B. Okutan, The Effects of Geometric Parameters on the Failure Strength for Pin-loaded MultiDirectional Fiber-glass Reinforced Epoxy Laminate, Composites Part B: Engineering, Vol. 33, pp. 567-578, 2002. [7] M. Pakdil, F. Sen, O. Sayman, S. Benli, The Effect of Preload on Failure Response of Glass-Epoxy Laminated Composite Bolted-joints with Clearance, J. of Reinforced Plastics and Composites, Vol. 26, pp. 1239-1252, 2007. [8] O. Sayman, R. Siyahkoc, F. Sen, and R. Ozcan, Experimental Determination of Bearing Strength in Fiber Reinforced Laminated Composite Boltedjoints under Preload, J. of Reinforced Plastics and Composites, Vol. 26, pp. 1051-1063, 2007. [9] A. Ataş, F. Sen, N. Arslan, Failure Analysis of Laminated Composite Plates with Two Parallel Pinloaded Holes. J. of Reinforced Plastics and Composites, in press. [10] C. Meola, A. Squillace, G. Giorleo and L. Nele, Experimental Characterization of an Innovative Glare Fiber Reinforced Metal Laminate in Pin Bearing, J. of Composite Materials, Vol. 37, pp. 1543-1552, 2003. [11] R.M. Jones, Mechanics of Composite Material, Taylor & Francis, Philadelphia, ISBN 1-56032-712x, 1999. [12] R.F. Gibson, Principals of Composite Material Mechanics, Mc Graw-Hill, Singapore, ISBN 0-07113335-6, 1994. [13] F. Sen, Failure Analysis of Composite Pin-Loaded Joints under Preload Moments, PhD Thesis, Dokuz Eylül University, Izmir, 2007.

Seçilen boyutsal değişkenler içinde E/D=1 en zayıf paralel çift pimli kompozit bağlantı tasarımı olarak görülmüştür. Emniyetin ve güvenilirliğin daha fazla önem kazandığı hava araçları gibi kritik uygulama alanlarında telafisi mümkün olmayan sonuçlara neden olunabileceğinden, paralel çift pim bağlantılı kompozit plakaların tasarımında E/D=1 ve 2 oranlarından kesinlikle kaçınılmalıdır. Yapılan, başka çalışmalarda daha mukavim oryantasyonlar olabileceği gibi, bu çalışmada incelenen oryantasyonlar içinde [0o2/30o2]s şeklinde tabakalandırılmış plakaların [0o2/45o2]s ve [0o2/60o2]s şeklinde düzenlenmiş plakalardan yük taşıma açısından daha iyi durumda olduğu göz önüne alınmalıdır. TEŞEKKÜR Bu çalışma, Mustafa Kemal Üniversitesi tarafından desteklenmiştir (Proje No: MKÜ-BAP (2007)07.D0101). Yazarlar, Mustafa Kemal Üniversitesi’ne sağlamış olduğu finansal destekten dolayı teşekkür etmektedirler. KAYNAKLAR [1] D. Gay, S.V. Hoa, S.W. Tsai, Composite Materials Design and Applications, CRC Pres, Florida, ISBN 1-58716-084-6, 2003. [2] L. Tong, A.P. Mouritz and M. Bannister, 3D Fibre Reinforced Polymer Composites, Elsevier, 2002. [3] F.L.D. Scalea, F. Cappello and G.L. Cloud, On the Elastic Behavior of a Cross-ply Composite Pin-joint with Clearance fits, J. of Thermoplastic Composite Materials, Vol. 12, pp. 13-22, 1999. [4] F. Pierron, F. Cerisier, and M. Grediac, A Numerical and Experimental Study of Woven Composite Pin-joints, J. of Composite Materials, Vol. 34, pp. 1028-1054, 2000. [5] B.M. İçten and O. Sayman, Failure Analysis of Pinloaded Aluminum-glass-epoxy Sandwich

40

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

UÇAK TÜRBİN KANATLARINDA KULLANILAN EROZYON VE KOROZYON DİRENÇLİ SERT SERAMİK KAPLAMALAR Şengül DANIŞMAN1 Soner SAVAŞ1 Gülfem IŞIK2 Oğuzhan BENDEŞ2 Ahmet ÖZBEKLER3 e-posta: [email protected] 1

e-posta: [email protected]

Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 38039 KAYSERİ 2 Erciyes Üniversitesi, FBE Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı, 38039 KAYSERİ 3 KOSGEB Kayseri İşletme Geliştirme Müdürlüğü 38060 KAYSERİ

yüzeyde aşınma ve korozyon direncini iyileştirme ile elde edilebilir [1-3].

ÖZET Yüzey mühendisliği alanında son yirmi beş yılda büyük ilerlemeler kaydedilmiştir. Hammadde ve enerji sorunu, bu ilerlemeleri daha da önemli kılmaktadır. Genel anlamda yüzey mühendisliği, endüstriyel uygulamalarda aşınmanın ve korozyonun endüstriyel maliyetini düşürmede çok büyük rol oynamaktadır. Bu amaçla yüzey kaplamaları, malzemelere aşınma ve korozyon dayanımı gibi üstün özellikler kazandırma, dizayn esnekliği sağlama gibi birçok sebepten dolayı endüstrinin birçok dalında uygulama alanı bulmuştur. Uzay teknolojisinde ve uçak endüstrisinde de malzemelerin oksidasyon ve korozyon dirençlerini iyileştirmek, sertliklerini arttırmak ve aşınmayı azaltmak için önemli kullanım alanına sahiptir.

Yüzey kaplamaları, mukavemetli kütle yapısı ile birlikte korozyon ve aşınmaya dayanıklı yüzey kombinasyonu sağlayabilir. Son 40 yıl içinde tribolojinin ekonomik yönü üzerinde yapılan çalışmalar aşınmadan ileri gelen kayıpların Amerika’da milli üretimin %1-2.5’nu teşkil ettiğini göstermektedir. Korozyon hasarları ise yapılan istatistiklere göre ülkemizde milli gelirin %4.5‘na tekabül etmektedir [4]. Vakum ortamında gerçekleştirilen ince, sert kaplama teknolojileri sahasında büyük ilerlemeler kaydedilmiştir. Endüstriyel sahada ilk olarak 1960'ların sonlarında ve 1970'lerin başlarında CVD teknikleri kullanılırken, 1980’lerden sonra buharlaşma ve sıçratma kaynaklı PVD tekniklerinde büyük gelişmeler elde edilmiştir [5]. PVD metotları içerisinde de son on yılda manyetik kaynaklı sıçratma tekniği önemli bir yere sahip olmuştur.

Yüksek Teknoloji uygulamalarında kullanılan birçok kaplama metodu vakum altında gerçekleştirilmektedir. Bu metotlar genel olarak kimyasal buhar biriktirme (CVD-chemical vapour deposition) ve fiziksel buhar biriktirme (PVD-physical vapour deposition) olmak üzere iki başlık altında incelenebilir. Her bir metodun kendine özgü üstünlük ve sınırlamaları vardır. Bu çalışmada uçak türbin kanatlarında sıkça karşılaşılan erozyon ve korozyon hasarlarına karşı kullanılan sert seramik kaplamaların performansı incelenecektir.

Özellikle uçak ve uzay sanayinde hafif olması nedeniyle en çok kullanılan malzemeler arasında alüminyum, magnezyum ve titanyum alaşımları bulunmaktadır. Titanyum alaşımları uçak motorlarında özellikle kompresör türbin kanatlarında da önemli kullanım alanına sahiptir. Titanyum alaşımlarının korozyon direnci yüksek olmakla birlikte üretilen parçaların maliyeti ve zayıf tribolojik özellikleri kullanımını sınırlamaktadır. Özellikle de eroziv aşınmaya karşı dirençlerinin düşük olması sebebiyle yüzey kaplamaları çok önem kazanmıştır [6].

I. GİRİŞ Mühendislikte kullanılan malzemelerin belirli özeliklere sahip olması ve uygulanan yükleri taşıması gerekir. Malzeme seçiminde önemli olan ve malzemenin yapısı ile de doğrudan ilgili bu özelikler elektrik, optik ve termal özelikler olabileceği gibi, malzemenin kullanım süresini etkileyen yüksek sıcaklık mukavemeti, oksitlenme direnci, korozyon ve aşınma dayanımı gibi özelikler de olabilir. Genelde bütün bu (mekanik+yüzey) özelikleri tek bir malzemede bulmak oldukça zordur. Bu durumda çözüm, malzeme kitlesinde mukavemet şartı,

II.VAKUM ORTAMINDA KAPLAMA Vakum ortamında kaplama teknolojisi CVD ve PVD yüzey kaplama teknikleri olmak üzere temelde iki başlık altında incelenmektedir.

41

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ 2.2.2. Sıçratma (Sputtering) Sıçratma, enerjitik parçacıklar ile yüzeyin bombardıman edilmesi sonucu momentum değişimi sağlanarak sıvı veya katı yüzeyinden malzemenin koparılması ve taşınması işlemidir. Bu şekilde katot (hedef) atomlarının yüzeyden koparılma işlemi sıçratma olarak adlandırılır. Hedef (target) olarak adlandırılan kaplama malzemesi kaynağı, vakum odası içinde alt tabakaların karşısına yerleştirilir ve vakum odası genelde 10-5-10-6 mbar sahasında bir basınç değerine boşaltılır. Oda daha sonra yüksek saflıktaki gaz ile 10-2-10-3 mbar basınca tekrar doldurulur. Hedef ve anot arasına 500-5000 V arasında potansiyel uygulanır. Bu şekilde sistemde düşük basınç elektrik deşarjı "parıltılı boşalma" elde edilir ve iyonize olan gaza da "plazma" adı verilir. Metot alaşım ve bileşiklerin yığılmasına elverişlidir [13,16]. Şekil 1’de DC sıçratma prensip şekli görülmektedir.

2.1. KİMYASAL BUHAR BİRİKTİRME (CVD) Kimyasal buhar biriktirme, yüzeyde film tabakası elde etmek için gaz veya buhar faz bileşenlerinin kimyasal olarak reaksiyona girdiği ve reaksiyon sonucu oluşan katı ürünlerin malzeme üzerine çöktürüldüğü bir yöntemdir [7]. Bu yöntemle tek kristalli, çok kristalli veya amorf yapılar elde edilebilir. CVD metodu genelde metal halojenürlerden, kimyasal indirgenme sonucu yüksek sıcaklıklarda istenilen tabaka kalınlıklarında (5-15μm) metal karbür, nitrür ve oksitlerin elde edilebilmesini sağlar [5,8] TiC ve TiN gibi ince, sert kaplama tabakaları ilk defa 1969'larda ticari olarak karbür takımlarda kullanılmaya başlanmıştır [9]. Ancak CVD metodu yüksek işlem sıcaklıkları gerektirdiğinden dolayı(1000 oC), çelik takımların (HSS gibi) kaplama sonrası sertleştirme işlemlerinde distorsiyona uğradıkları görülmüştür [8]. Bu problemi gidermek amacıyla yapılan çalışmalar sonucu, CVD metodunu düşük basınçlarda plazma ortamında gerçekleştirme mümkün olmuştur. Çok katlı tabakaların elde edilebilme kolaylığından dolayı bu teknik önemlidir [5,8] 2.2. FİZİKSEL BUHAR BİRİKTİRME (PVD) PVD metodu plazma ortamında yapılan CVD metodundan farklıdır. PACVD(plazma destekli CVD) metodunda reaksiyona girecek parçacıklar reaksiyon kabına girmeden önce buhar halindedir. PVD metodunda ise reaksiyona giren parçacıkların bir veya daha fazlası vakum odası içerisinde katı halden buhar haline geçer [10] PVD metodu, buharlaştırma kaynaklı ve sıçratma (sputtering) kaynaklı olmak üzere iki kategoride incelenebilir. Bu temel iki metot da kendi içerisinde alt dallara ayrılmaktadır.

Şekil 1. Temel DC sıçratma sistemi. Sıçratma metodu kullanılan kaynak çeşitlerine göre alt sınıflara ayrılmaktadır. Bunlar arasında daha yüksek biriktirme oranlarının elde edilebildiği manyetik kaynaklı sıçratma tekniği yaygın kullanım alanına sahiptir [17-19].

2.2.1. Buharlaştırma (Evaporation) Bu metot, kaplama malzemesi olarak kullanılan metal veya metal bileşiğin vakum ortamında buharlaştırılması ve sonradan kaplanacak iş parçası (alt tabaka) üzerine yoğuşturulması esasına dayanır [10]. Bu yöntemin en büyük dezavantajı sıçratma kaynaklı metotlara göre yapışkanlığının zayıf olmasıdır.

III. UÇAKLARDA KULLANILAN SERT SERAMİK KAPLAMALARIN PERFORMANSI Uçak sanayiinde hafif ağırlıklı olması sebebi ile günümüzde en çok kullanılan alüminyum, magnezyum ve titanyum alaşımları adheziv ve abraziv aşınmaya sıkça maruz kaldıklarından, yüzey kaplama işlemleri uygulanarak sürtünme ve aşınma özelliklerinin iyileştirilmesi gerektiği ortaya çıkmıştır. Bu amaçla kullanılan klasik kaplama metotlarında yapışma problemi olduğundan PVD metotları uygun işlem sıcaklıkları ve iyi kaplama alt tabaka bağ mukavemeti sebebi ile tercih edilmektedir [20].

Buharlaştırma metodu ile kaplama yönteminde alt tabakaya, kaplama malzemesinin iyi yapışmama problemini gidermek için iyon kaplama (ion plating) metodu geliştirilmiştir. Bu sayede daha güçlü yapışma kabiliyetine sahip kaplama tabakaları elde edilmiştir [11,12]. Kaplama malzemesini buharlaştırmak için farklı yöntemler kullanılabilir[13,14]. Reaktif gaz olarak azot, metan, asetilen, oksijen gibi gazlar kullanılarak metal nitrür, karbür, oksit gibi bileşik tabakalar elde edilebilir[15].

Uçak motor türbinlerinde

42

meydana gelen

hasarlar

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ parçacıkların kompresör kanatlarını aşındırdığı ve motorda da savrularak aşınmaya sebep olduğu bilinmektedir. Bunu önlemek ve motor ömrünü artırmak için kompleks çok tabaka kaplamak yada en azından 12 μm kalınlıkta tek tabaka kaplamak çalışma ömrünü artırmaktadır [6]. Aynı çevre şartlarında çalışan türbin kanatlarında görülen önemli bir problemde özellikle türbin gaz yolu parçalarının erozyona maruz kalmasıdır. Uçak motorlarının kompresör kanatları ve pervanelerinde kuru çöl şartlarında hava ile birlikte giren kum sebebi ile eroziv aşınma meydana gelmektedir. Bu sebeple yıpranan kanatçıkların, motorun verimi açısından değiştirilmesi gerekmektedir. Değiştirilmeyen parçalarda ise motor performansı düşmekte ve yakıt tüketimi artmaktadır [23]. Hasara uğrayan parçaların değiştirilmesi sonucu ortaya büyük maliyetler çıkmaktadır. Bu parçaların erozyona dayanıklı kaplamalar ile kaplanması maliyeti düşürmekte daha uzun servis hizmeti sağlamaktadır [24].

önemli problemlere yol açmaktadır. Bu hasarlar korozyon ve aşınma olmak üzere iki kısımda incelenebilir. Türbin kanatlarındaki korozyonun temel nedeni olarak tuz ve asit içeren nemli hava gösterilmektedir [21]. Çalışma esnasında nemin kaynağı kompresör girişinde hızlandırılan havanın yoğuşması veya yağmur ihtiva etmesidir [22]. Bundan kaynaklanan korozyonu önlemek için yapılan ilk çalışma elektrolitik Ni-Cd kaplamalar olup deniz suyundan kaynaklı kötü etkilere karşı iyi dayanıklılık göstermesine rağmen endüstriyel kaynaklı asitlerin oluşturduğu kötü etkilere karşı olumlu sonuç vermemiştir. Elektrolitik yöntemle kadmiyum kaplamalarda oluşan kusurları ortadan kaldırmak için alternatif olarak iyi yapışma, kaplama üniformluğu ve korozyon direncine sahip alüminyum kaplama kullanımı artmıştır. %5 tuz püskürtülerek elektrolitik kadmiyum kaplama ile PVD alüminyum kaplama korozyon testlerine tabi tutulmuş, kadmiyumun daha iyi koruma gösterdiği ancak alüminyumdan önce kazındığı gözlemlenmiştir [6].

Ti, Zr, Hf gibi 4B geçiş metallerinin nitrür, karbür ve borür gibi seramik kaplamaları üzerinde yüksek sertlikleri, iyi derecede erozyon ve korozyon dayanımlarından dolayı son yirmibeş yıldan fazla bir süredir çalışmalar devam etmektedir. Özellikle PVD tekniği ile elde edilen TiN aşınma dirençli seramik kaplamalar endüstride yaygın olarak kullanılmaktadır. Gaz türbinlerinde erozyona karşı dayanımları, yüksek sertlikleri, iyi derecede yağlayıcı özellikleri olması, sürtünmeyi azaltmaları sebebi ile kullanılmakta, çalışma ömürlerini artırmaktadır. Kanada da yapılan çalışma gaz türbin malzemelerinde uygulanan kaplamalara öncülük etmiş ve önemli performans artışları kaydetmişlerdir [24]. TiN kaplı türbin kanatçıklarında ve pervanelerde erozyon direncinin önemli ölçüde arttığı gözlemlenmiştir [23].

Ti esaslı kaplamalar yüksek aşınma dirençleri yanında yüksek korozyon direncine sahiptirler. Sülfür atmosferinde 24 saat süre ile yapılan korozyon testleri sonucu altın’da kırmızı, mat bir film tabakası oluşurken TiN’de hiçbir değişim olmadığı tespit edilmiştir. TiN ve TiC’de görülen bu yüksek korozyon direnci kaplamanın yoğun ve gözeneksiz olmasındandır. NASA uzay uçuş merkezinde, uzay mekiğinin ana motorunda 440 °C paslanmaz çeliklerin üzerinde bu tür seramik kaplamalar kullanılmaktadır [6]. Gaz türbinlerinde ve türbin rotor kanatlarında kullanılan yüksek nikelli alaşımlara korozyon direnci için uygulanan diğer bir kaplama türü de Al2O3 kaplamalardır. Kaplanmamış türbin rotor kanatları 1500 saatte korozyon sebebi ile hasar gördüğü halde, kaplanmış kanatlar birkaç bin saat çalışmadan sonra önemli hiçbir korozyona uğramamıştır [6].

Nagy [21]’e göre uçak motorlarındaki türbin kanatçıklarının erozyon ve korozyon direnci, birbirini etkilemekte ve türbin kanatçıklarındaki hasarı hızlandırmaktadır. Kaplama seçiminde temel kriter zarar verici temel etken olması sebebiyle erozyon işlemi dolayısıyla erozyon testi olmalıdır fakat aynı zamanda kaplama korozyona karşı da dayanıklı olmalıdır, çünkü korozyon yüzey erozyonunu hızlandırmaktadır [21]. Uçak türbin kompresör kanatçıklarının korozyona karşı korunması üzerine yapılan araştırmalarda PVD kaplamaları en iyi sonucu vermektedir. Bunlardan TiAlN kaplamalar hem erozyon hem de korozyona karşı oldukça iyi direnç göstermiştir. TiN kaplamalarda erozyona karşı dayanıklı olmakla birlikte TiAlN kaplamalardan daha düşük performans göstermiştir [21]. Ti6Al4V alaşımlarının PVD ile TiN kaplanmasında kaplama parametreleri çok önemlidir. Parametreler

Yan ve Yang [3], PVD metodu ile elde edilen TiN kaplama tabakasının korozyon direncini oda sıcaklığında H2SO4’lü çözelti içerisinde incelemişlerdir. 500 nm film kalınlığına sahip TiN tabakasının korozyon davranışı üzerinde, film morfolojisinin önemli olduğunu ve TiN filmindeki yüzey kusurlarının korozyon direncini azalttığını tespit etmişlerdir. Uçaklarda hasarların temel nedeni korozyon ve erozyon aşınması sonucu oluşan yorulma çatlaklarıdır. Aşınmaya sebep olan en önemli etken ise ağır çevre şartlarıdır. Bilhassa helikopterlerde kullanılan gaz türbin motorlarındaki aşınma incelendiğinde hava akımının yüksek hızında taşınan kum ve toz gibi yabancı

43

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Kaplanmamış numunelerle kıyaslandığında kütle kaybının yaklaşık 100 kat azaldığı görülmüştür. Şekil 3’te ise aşındırıcı oranına bağlı olarak kaplanmamış ve kaplanmış parçaların kütle kayıpları incelenmiştir. %6 metan konsantrasyonunda kaplanan elmas filmler 100 g aşındırıcı oranlarında dahi çok az kütle kaybına uğramıştır. PVD kaplamaların daha düşük erozyon direnci göstermesi kaplama kalınlıklarının daha düşük olmasına dayandırılmaktadır. Erozyon direnci içyapıya da bağlıdır. %4 ile %10 metan konsantrasyonunda amorf karbon faz yapısı hakimken %16 metan konsantrasyonunda nanokristalli elmas iç yapı görülmektedir. Ayrıca kaplamaların ara yüzey özelliklerini değerlendirmek için yapılan Rockwell C testine göre %4 ile %10 metan konsantrasyonlu kaplamalar iyi film kohezyonu göstermektedir. %1 metan konsantrasyonlu kaplamalarda ise film kohezyonu düşük olduğu için erozyon direnci de düşüktür. Kristaller arasında mikro yapı hataları mevcuttur [25].

uygun seçildiği takdirde, çok yüksek derecede sertlik ve erozyon direncine ulaşılmıştır. Bu yöntemde alt tabakaya negatif voltaj (bias) uygulanması kaplamalarda daha yüksek yapışma mukavemeti sağlamaktadır. Aynı zamanda kaplamadan önce yapılan ön temizleme işleminin geliştirilmesi ile kaplama yapışma mukavemeti artırılabilir. Havacılık sahasında kullanılan gaz türbinleri üzerinde ağır çevre şartlarının etkileri incelenerek türbin kanatçıkları üzerine yapılan çalışmalarda, 6-10 μm ve türbin gaz yolları parçalarında 15-25 μm kalınlığındaki kaplamaların korozyona ve yüksek hızlarda küçük parçaların darbelerine uygun olduğunu ortaya konmuştur [24]. Türbin rotor kanatlarında Ti6Al4V alaşımı mukavemeti ve korozyon direnci sebebi ile geniş çaplı kullanılmakla birlikte bu alaşımın erozyon direnci düşüktür. T. Grögler ve arkadaşları bu alaşım üzerine CVD metodu ile elmas kaplama yaparak erozyon direncinde önemli ölçüde artış kaydetmişlerdir. Bu kaplamaların erozyon testleri jet motor kompresörlerinin gerçek şartlarını simüle etmek için yüksek parçacık hızlarında gerçekleştirilmiştir (100 m/s). 2 mm kalınlığındaki Ti6Al4V levhalar üzerine CVD elmas kaplama ve PVD yöntemi ile TiN, TiNAlOx kaplamalar uygulanmıştır. Gaz akış oranı önemli bir parametre olduğundan farklı metan gaz akışlarında çalışılmış, %4 ile %10 metan konsantrasyonlarında elde edilen elmas filmlerin erozyon direncini önemli ölçüde iyileştirdiği ve özellikle %6 metan konsantrasyonunda aşındırıcının 30º geliş açısında erozif aşınmanın minimum olduğu (Şekil 2) tespit edilmiştir [25]. Literatürde en yüksek kütle kaybının 30º püskürtme açısında meydana geldiği bilinmekle birlikte, bu çalışmada 30º’ de erozif direncin çok yüksek olması, kaplama performansının önemini ortaya koymaktadır.

Şekil 3. Kaplanmamış, PVD kaplanmış ve CVD elmas kaplanmış Ti6Al4V’un 30 derece geliş açısında kütle kayıpları. Ti ve Ti alaşımlarının erozyon direncini artırmak için uygulanan kaplama türlerinden birisi de borür esaslı kaplamalardır. S.C. Singhal yaptığı çalışmada TiB2 kaplama tabakasının erozyona karşı son derece dirençli olduğunu ortaya koymuştur. Bu çalışmada yüzeye bor difüzyonu ile elde edilen tabaka 20-25 µm kalınlığında olup, homojen aynı zamanda porozite ve mikro çatlaksız yapıya sahiptir. TiB2 fazının sertliği 2800-3450 knoop sertliği olarak ölçülmüştür. 45 derece açıda 75 µm boyutunda silika(SiO2) püskürtülerek yapılan erozif testlerde TiB2 kaplamanın çok iyi erozyon direnci göstermesi kaplamanın çok iyi tutunmasına (Şekil 4) ve yüksek sertliğine dayandırılmaktadır [26].

Şekil 2. Ti6Al4V malzemenin aşındırıcı geliş açısına ve kaplama türüne bağlı olarak kütle kayıpları.

44

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ erozyon direnci 5 µm kalınlığındaki ön tabakalı filmlerde elde edilmiştir. Bu filmler erozyon testinin başlangıcında çatlak oluşumu göstermesine rağmen koruyucu etkiye sahiptir [27].

Kanatçıkların aerodinamik özellikleri dikkate alındığında koruyucu tabakaların kalınlığının en fazla 50 µm olması gerekmektedir. Shanov ve arkadaşları TiN ve TiC kaplamaların alümina (Al2O3) parçacıklar etkisindeki erozyon şartlarına karşı oldukça iyi ancak silika parçacıklar karşısında daha kötü erozyon direncine sahip olduğunu ortaya koymuşlardır[27]. Monge ve arkadaşları çok tabakalı kaplamalarda (Ti/TiN, Ti/TiB2, Cr/Cr-C, Mo/Mo-Cr, W/W-C) çeşitli çaptaki kum parçacıklarına karşı erozyon etkisini incelemiş özellikle W/W-C filmlerinin en büyük erozyon direncini gösterdiğini ortaya koymuşlardır[27]. Y. Gachon ve arkadaşları DC manyetik kaynaklı sıçratma yöntemiyle elde ettikleri W/W-N çok tabakalı kaplamaların 50-100200 g kum püskürtmeyle erozyon testlerini farklı açılarda yapmış [27] tungsten tek tabakalardaki yüksek basma gerilmeleri erozyon direncini artırdığı için W-N tabakalar arasına 5 µm’lik tungsten tabakalar kaplamışlardır (Şekil 5).

Çoklu kaplama tabakaları erozyon direncini artırmaktadır. Aynı sertlik değerlerine ve artık gerilmelere sahip W–N kaplama tabakaları W–C veya W–C–N kaplama tabakalarından daha az gevrek davranış göstermektedir (Şekil 6) [28].

Şekil 6. 90º Çarpma açısında elde edilen erozyon test sonuçları (70 gr/kum B).

Şekil 4. Borür kaplanmış tabakaların metalografik kesitleri (a) Alaşımsız Ti (b) Ti6Al4V (büyütmex400).

Şekil 7. Çeşitli kaplamaların erozyon dirençlerinin karşılaştırma sonuçları (1) 5 µm, (2) 10 µm. L. Swadzba ve arkadaşları martenzitik çelikten yapılan uçak kompresor kanatçıklarının erozif aşınma ve korozyon direncini(Şekil-7) artırmak için PVD yöntemi ile kaplanmış TiN, TiAlN, çok tabakalı kaplamaları incelemişlerdir. Erozyon test sonuçlarına göre klasik

Şekil 5. Çok tabakalı kaplamalarda erozyon. Farklı azot akışlarında elde edilen kaplamalarda en iyi

45

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ incelemişlerdir. Çok tabakalı nano kompozit kaplamalar çelik alt tabakalar üzerinde elde edilirken önce ilk tabaka olarak TiCr/TiCrN nanotabakaları korozyona direnç açısından uygulanmış bunun üzerine ise tribolojik amaçlı TiBC tabaka kaplanmıştır (Şekil 8).

elektro kaplama yöntemiyle elde edilen Ni-Cd kaplamaların erozyon dirençlerinin çok düşük olduğu diğer kaplama türlerinde ise erozyon direncinin daha yüksek olduğu tespit edilmiştir. TiN ve TiAlN, kimyasal olarak kaplanmış AlN tabakaya göre çok daha yüksek erozyon direnci göstermiştir. TiN ve TiAlN kaplamalar daha büyük tabaka kalınlıklarında daha yüksek erozyon direnci göstermişlerdir. ZrN kaplama ise alt tabakaya çok zayıf yapışmadan dolayı test şartlarında pul pul dökülmüştür. Aynı çalışmada nemli endüstriyel atmosfer koşullarında (SO2) çelik kompresör kanatçıklarının korozyon direnci artırılmıştır. Çelik kompresör kanatları zayıf mekanik mukavemetlerinden dolayı çukur korozyonuna uğramaktadır. Ancak çelik malzemeye kaplama öncesi ısıl işlem uygulanması aynı korozyon şartlarında korozyon direncini artırmaktadır. Kimyasal işlem uygulanmadan yapılan TiN kaplamalarda ise yapı kusurları ve çukurcuk oluşumu mevcuttur [22].

Şekil 8. Çoklu kaplama yapısı (a) Çelik alt tabaka üzerine uygulanan TiCrN/TiCr alt kaplama (b) En üste uygulanan TiBC tabakaları.

Uçaklarda tahrik mekanizmaları (dişliler ve yataklar gibi) yüksek temas yüklerinde çalışmaktadır. Bu sebeple yüzeylerin sürtünme ve aşınma dirençleri önemli olmaktadır. Askeri uçakların tahrik mekanizmalarında kullanılan sentetik yağlayıcılar yüksek sıcaklıklarda tribokimyasal reaksiyonlar sebebiyle korozyon ve aşınmaya sebep olmaktadır. Özellikle dişli ve yataklarda bunu önlemek için yüzey kaplamaları gereklidir. Bu amaçla günümüzde katı yağlayıcı özelliğe sahip ince kaplama tabakaları elde edilmektedir. Özellikle MoS2, MoSe, WSe, TiB2, DLC (tıpkı elmas karbon) gibi kaplamalar özellikle yataklar ve kesici takımlarda geniş kullanım alanı bulmaktadır [29].

TiCr/TiCrN tabakalar kaplamanın yapışma ve tokluğunu iyileştirmiş korozyon direncini artırmıştır. TiBC nanokompozit üst tabaka ise kusursuz mekanik özellikleri ile aşınma direncini iyileştirmiştir. Bu kaplama hibrid FAD/UBM (arc biriktirme/ dengesiz manyetik alanda biriktirme) yöntemiyle elde edilmiş olup son derece yüksek tokluk ve iyi yapışma kabiliyetine sahiptir, yüksek sertlikleri dolayısıyla yüksek yüklerde zorlanan havacılık uygulamalarında tribolojik dayanıma hizmet eder [30].

Çok fazlı nanokompozit yapıya sahip karbon esaslı kaplamalar (Si, B gibi metal dışı elementlerin karbürleri) erozyon ve korozyon direncini artırmaktadır. Çoklu kaplamaların (TiN/Ti veya CrN/Cr) içerisinde metalik ara tabakaların bulunması korozyon direncini artırır. Bunun sebebi Cr ve Ti’un pasifleşebilme kabiliyetidir. Kaplamadan önce plazma nitrürasyon, karbonitrürasyon veya karbürizasyon gibi ön işlemlerin alt tabakalara uygulanması korozyon direncini iyileştirmektedir. Çok fazlı nanokompozit (Ti,Cr)N, (Cr,Al)N gibi nitrür kaplamalar tek tabakalı kaplamalara göre daha iyi korozyon direncine sahiptir. Hatta metal dışı elementlerin (C, B, Si) ilave edilmesi ve nano ölçekli ara tabakaların kalınlığını azaltma korozyon direncinde daha fazla iyileşme sağlamaktadır. Son araştırmalara göre süper tok ve düşük sürtünmeli nanokompozit kaplama uygulamaları uçak dişlileri ve yataklarında önem kazanmıştır. V. Gorokhovsky ve arkadaşları uçak dişlileri ve yataklarında kullanılan malzemeler (karbürlenmiş paslanmaz çelikler) üzerine uyguladıkları çok tabakalı kaplamaların korozyon ve aşınma direncini

V. SONUÇLAR İnce film kaplama teknolojisi metalurjik anlamda yüzey problemlerine çözüm getirmektedir. Vakum ortamında kaplama teknolojisi klasik metotlarla elde edilemeyen birçok avantajı birlikte sunmaktadır. Özellikle PVD kaplama metotları ile elde edilen çoğu seramik kaplamalar yüksek aşınma ve korozyon dayanımı göstermelerinden dolayı uçak ve uzay sanayinde önemli bir yer tutmaktadır. Bu endüstri alanına yönelik geliştirilen ekipmanları sayesinde büyük ekonomik kazanç sunmaktadır. Uçak motor pistonlarında aşınan parçaların değiştirilmesi yerine kaplanması 5-10 kat kazanç sağlamaktadır. Bu avantajları sayesinde PVD kaplama metotlarının gelecekte de önemini koruyacağı muhakkaktır. Ülkemizde de hızlı endüstriyel gelişme için özellikle de hava taşıtlarında dışarıya bağımlı olmadan teknolojik bilgi birikimini ve bunu kullanabilme seviyesini artırmak gerekmektedir. Bu amaçla havacılık sistem ve elemanları ile ilgilenen üretim yapan kamu kurum ve

46

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ kuruluşlarının (TAI, Roketsan, Aselsan gibi) kaplama teknolojilerini tanımaları, kullanılabilir alt yapıya ulaşmaları faydalı olacaktır.

Sputtering, Vacuum, 39, 717-721, 69. [19] Schiller, S., Heisig, U., 1978, The Role of PlasmatronMagnetron Systems in Physical Vapor Deposition Technigues,Thin Solid Films,54, 33-47, 56. [20] L. Ceschini, E. Lanzoni, C. Martini, D. Prandstraller and G. Sambogna, Comparison Of Dry Sliding Friction And Wear Of Ti6Al4V Alloy Treated By Plasma Electrolytic Oxidation And Pvd Coating, Wear, Vol. 264, pp. 86-95, 2008. [21] L. Swadzba, B. Formanek, H. M. Gabriel, P. Liberski And P. Podolski, Erosion- And Corrosion-Resistant Coatings For Aircraft Compressor Blades, Surface And Coatings Technology, Vol. 62, pp. 486-492, 1993. [22] L. Swadźba, A. Maciejny, B. Formanek, P. Liberski, P. Podolski, B. Mendala, H. Gabriel and A. PoznanSka, Influence Of Coatings Obtained By Pvd On The Properties Of Aircraft Compressor Blades, Surface And Coatings Technology, Vol. 78, pp. 137143, 1996. [23] R. Berriche, P. Au, J-P. Immarigeon And M. Donaghy, Evaluation Of Two Tin Coatings Applied To Compressor Blades, Scripta Metarialia, Vol. 34, pp. 309-316, 1996. [24] V.R. Parameswaran, J.-P. Immarigeon And D. Nagy, Titanium Nitride Coaitng For Aero Engine Compressor Gas Path Components, Surface And Coatings Technology, Vol. 52, pp. 251-260, 1992. [25] T. Grögler, E. Zeiler, A. Franz, O. Plewa, S.M. Rosiwal And R.F. Singer, Erosion Resistance Of Cvd Diamond-Coated Titanium Alloy For Aerospace Applications, Surface And Coatings Technology, Vol. 112, pp. 129-132, 1999. [26] S.C. Singhal, An Erosion-Resistant Coating For Titanium And Its Alloys, Thin Solid Films, Vol. 53, pp. 375-381, 1978. [27] Y. Gachon, P. Ienny, A. Forner, G. Farges, M. C. Sainte Catherine And A. B. Vannes, Erosion By Solid Particles Of W/W–N Multilayer Coatings Obtained By Pvd Process, Surface And Coatings Technology, Vol. 113, pp. 140-148, 1999. [28] Y. Gachon, A.B. Vannes, G. Farges, M. C. Sainte Catherine, I. Caron And G. Inglebert, Study Of Sand Particle Erosion Of Magnetron Sputtered Multilayer Coaitngs, Wear, Vol. 233-235, pp. 263-274, 1999. [29] Arslan E., Bulbul F. And Efeoglu I., The Structural And Tribological Properties Of Mos2-Ti Composite Solid Lubricants, Tribology Transactions, Vol. 47 (2), Pp. 218-226, 2004. [30] V. Gorokhovsky, C. Bowman, P. Gannon, D. Vanvorous, A.A. Voevodin, A. Rutkowski, C. Muratore, R.J. Smith, A. Kayani, D. Gelles, V. Shutthanandan And B.G. Trusov, Tribological Performance Of Hybrid Filtered Arc-Magnetron Coatings: Part I: Coating Deposition Process And Basic Coating Properties Characterization, Surface And Coatings Techn., Vol. 201, pp3732-3747, 2006.

KAYNAKLAR [1] B.Window, Recent Advances in Sputter Deposition, Surface and Coatings Technology, 71, 93-97,1995, Denizli 1997. [2] Danışman Ş, Kılık R, “ Yüksek Vakum Teknolojisi ve Modern kaplama Teknikleri”, 7. Denizli Malzeme Sempozyumu, sayfa 361-369, PAÜ-Denizli, 1997. [3] P.Yan, S.Yang, Corrosion behavior of various TiN thin Films Produced by Ion Mixing and PVD Methods, Thin Solid Films, 232,204-207,1993. [4] Danışman Ş, Gerçekcioğlu E, Savaş S, “Krom Kaplanmış AISI4140(42CrMo4) Takım Çeliğinin Tribolojik Davranışlarının İncelenmesi”, 6. Uluslararası Kırılma Konferansı, Konya , 2003. [5] Dearnley, P.A., 1987, Thin hard coatings for tribological protection, Heat Treatment of Metals, 4, 83-91.(I). [6] Ş. Danışman, R. Kılık, Havacılıkta Kullanılan Kaplama Malzemeleri ve Pvd Kaplama Metotlarıyla Elde Edilen Kaplama Özellikleri, Kayseri 2. Havacılık Sempozyumu, Erciyes Üniversitesi Kayseri, 11-15 Mayıs 1998. [7] F.O.Sequeda, Thin Film Deposition Techniques in Microelectronics, J. of Metals, p.55-62, February, 1986. [8] Moore. R.L, Salvati, J.,1985, Surface Analysis of Diffusion Zones in Multiple Chemical Vapor Deposition Coatings, J.Vac.Sci.Technol., A3 (6), 2426-2431. [9] Chapman, B., 1980, Glow Discharge ProcessesSputtering and Plasma Etching, John Wiley and Sons, Chiester, New York. 43. [10] Metal Handbook, 1964, Vol.2, USA. [11] Ahmed, N.A.G., 1987, Ion Plating TechnologyDevelopments and Applications, John Wiley and Sons, Chichester, New York. 34. [12] Holland, L., 1975, Substrate Treatment and Film Deposition in Ionized and Activated Gas, Thin Solid Films, 27, 185-203 (41). [13] Bunshah, R.F.,1982, Deposition Technologies for Films and Coatings, Noyes Publications, USA. [14] Hatto, P.W., Teer,D.G.,1986, Ion Plating with an Arc Source, Vacuum,36, 67-69.48 [15] Avaritsiotis, J.N., Tsiogas, C.D., 1992, A Reactive Sputtering Process Model for Symmetrical Planar Diode Systems, Thin Solid Films, 209, 17-25 (46). [16] Bunshah, R.F., Deshpandey, C.V.,1989, Hard Coatings, 39(10), 955-965 (16). [17] Wilson, R.W, Terry, L.E., 1976, Application of highrate ExB or Magnetron Sputtering in the metallization of Semiconductor Devices, J.Vac.Sci.Technol., 13(1), 157-164 (45). [18] Almeida, J.B., 1989, Design of Magnetrons for DC.

47

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

SÜRTÜNME KARIŞTIRMA KAYNAK YÖNTEMİNİN UYGULAMA ALANLARI Eyyup GERÇEKCİOĞLU1 e-posta: [email protected] 1 2

Teoman EREN2

Esen DAĞAŞAN1

e-posta: [email protected] e-posta: [email protected]

Erciyes Üniversitesi Malzeme Bilimi ve Mühendisliği Bölümü- KAYSERİ 2 nci Anatamir Bakım Merkezi-KAYSERİ Sürtünme Karıştırma Kaynak (SKK) yöntemi de katı hal kaynak yöntemlerindendir. Uygulama olarak sürtünme kaynağından tamamen farklılık gösterir. SKK yönteminde kaynak işlemini gerçekleştiren ve özel olarak hazırlanmış bir takım bulunur. Söz konusu kaynak takımının ve iş parçasının kaynak esnasında belirli hareketleri yapması gerekir. SKK yöntemi 1990’lı yılların başlarında Cambridge UK Kaynak Enstitüsü (TWI) tarafından bulunmuş bir yöntemdir [1-8] ve birçok malzemenin kaynatılmasında kullanılabilir. Çoğunlukla alüminyum alaşımlarına [1, 4, 5, 9-17, 18] uygulanmakla birlikte, çelik [19], bakır, titanyum alaşım malzemelerine [20,21], benzer olmayan malzeme çiftlerine [22,23,24,25] ve kompozit malzemelerede [26,27] uygulanabilmektedir. Yöntemin, dışardan ek enerji ve dolgu malzemesi ihtiyacı olmadan kaynak yapılabilme, kaynak dikiş bölgesinin iyi mekanik özellikler göstermesi, kusursuz kaynak dikişi görüntüsü ve otomasyona uygunluğu gibi diğer kaynak yöntemlerine göre üstün özellikleri mevcuttur. SKK yöntemi Şekil 1.’de gösterildiği gibi kavram olarak; dövme, ekstrüzyon ve sürtünme tekniklerinin birleşimiyle oluşmuş bir birleştirme kaynak yöntemidir [28].

ÖZET Günümüzde kaynaklı birleştirmeler için oldukça yaygın araştırma –geliştirme çalışmaları yapılmaktadır. Ve her geçen gün mevcut yöntemler daha verimli hale getirilmekte veya yeni kaynak yöntemleri bulunmaktadır. Sürtünme karıştırma kaynak (SKK) yöntemi yeni katı hal kaynak yöntemlerinden olup, endüstride gittikçe artan oranda potansiyel uygulama alanları bulabilmektedir. Kaynak işlemlerinde önemli olan kaynak dikişlerinin mukavemeti, ısıl farklılıklardan dolayı çatlakların meydana gelmemesi, iç boşlukların ve artık gerilmelerin asgari seviyede olması gibi hususlardır. SKK yöntemi bütün bu özellikleri üzerinde toplayabilen yeni nesil kaynak yöntemlerindendir. Uzay sanayi (askeri/sivil uçaklar, bunların parçaları, yakıt tankları, roketler), kara taşıma araçları (kabinler, kamyon gövdeleri, yakıt tankerleri, v.s.), tren, gemi, diğer konstrüksiyon işlemlerinde olduğu gibi farklı endüstri alanlarında SKK yöntemi kullanılmaktadır. Yöntem olarak ergitme kaynak prosesleri, ark kaynağı, elektron ışın kaynağı ve lazer kaynak yöntemlerinden farklılık arzetmektedir. SKK yönteminde bazı sapmaların olmaması, dolgu malzemesi, koruyucu gazlara, dekapanlara ve kaynak öncesi hazırlıklara ihtiyaç duymaması bu yöntemin en önemli avantajları arasında sayılabilir. 1.GİRİŞ Demir türü veya demir dışı metallerin kaynatılabilmesi için çok sayıda ticari kaynak yöntemleri geliştirilmiştir. Bunlar; —Ergitme, —Optik, —Katı hal kaynak yöntemleri olarak en genel halde sınıflandırılabilir.

48

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ geometrik yapısına göre takım kendi etrafında sabit hızla döndürülür. Malzemelere ise ilerleme hareketi yaptırılır veya takıma hem ilerleme hem de öteleme veyahut çevresel dönme hareketi (silindirik malzemeler için) yaptırılabilir. (a)

Şekil 1. SKK Kaynağının Kavramsal Gösterimi 2. SÜRTÜNME KARIŞTIRMA KAYNAK YÖNTEMİNİN YAPILIŞ PRENSİBİ Katı hal kaynak yöntemi olan SKK yönteminde dönel hareket yapan takım belirli bir geometrik yapıya sahiptir. Şekil 2 ve 3.’de yöntemin şematik durumu gösterilmektedir.

(b)

Şekil 3. (a) Sürtünme Karıştırma Kaynak Takımı Şematik Gösterimi [29] ve (b) Uygulaması. Şekil 4, en genel halde takım hareketlerinin kademelerini göstermektedir [28].

Şekil 2. SKK Süresince Kaynak Dikişi Boyunca, Gelişme Bölgeleri [28] Şekil 3.’de görüldüğü gibi omuz ve pimden oluşan kaynak takımı, sürtünme karıştırma sonucunda kaynak işlemini gerçekleştiren bir elemandır. Kaynak edilecek malzeme cinsine bağlı olarak bunların özellikleri de değiştirilebilir. Kaynak edilecek malzemelerin

49

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ çıkar ve malzemelerin de daha kolay akışı elde edilir. Gerekli ısı, işlem anında takım etrafında ortaya çıkmaktadır. Omuz, sürtünme ısısı oluşturmak ve ısı 1.Kademe 2.Kademe 3.Kademe 4.Kademe neticesinde yumuşak bir metal elde etmek için iş parçası üzerine bastırılır. Pimin de sürtünme ısısına katkısı olmakla beraber, plastikleşen malzeme akışının, omuzdan malzemeye doğru akmasını sağlar (Şekil 5). Pim üzerine vida dişi açılmıştır. Bu vida dişinin amacı, plastik deformasyona uğramış iş parçasının malzeme kaybına sebep olmadan pim çevresinde tam ve düzgün bir şekilde dağılmasını sağlamaktır. Kaynak kök kısmının tam kaynamasını sağlamak için, pim ucunun malzeme (plaka veya boru) arkasına çok yakın geçmesi gerekmektedir. Kaynak takım omzunun kuvvetli bir şekilde malzemenin üst yüzeyine temas edip pim ile malzeme tabanı arasında az bir mesafe kalana kadar, malzemeye doğru hareket ettirilir. Bu noktada kaynak takımı alın bağlantısı boyunca kuvvetli bir direnç sağlar. Bu durum kaynağın bitimine kadar devam eder. Kaynak işlemi esnasında sürtünme sonucu ortaya çıkan sıcaklığın ise kaynak dikişi merkezinde 0.8xTm değerini geçmediği ölçülmüştür [30]. Burada Tm mutlak ergime sıcaklığıdır. Bu yüzden işlem, ergimenin olmadığı katı haldeki birleşme ve süper-plastik kayma akışının oluştuğu bir işlemden ibarettir.

Şekil 4. SKK Takımı Hareketlerinin Kademeleri.

3. SÜRTÜNME KARIŞTIRMA KAYNAKLARINDA MİKROYAPIDAKİ SINIFLANDIRMA Mikroyapının sınıflandırılması ile ilgili ilk çalışma P.C.Threadgill tarafından 1997’de yapılmış olup, bu çalışma alüminyum alaşımlardan uygun bilgi temelleri üzerine tesis edilmiştir. Daha sonra Dünya Malzeme Birleştirme Teknoloji Merkezi TWI, mevcut çalışmayı geliştirmiş, endüstride ve üniversitelerde birçok kişiyle irdeleme yapılmıştır. Ayrıca Sürtünme Karıştırma Kaynak Lisans Birligi tarafından da kabul edilmiştir. Şekil 6.’de görüldügü gibi sistem net bir şekilde kaynak bölgelerine ayrılmıştır. Şekil 6. SKK Temel Kaynak Bölgeleri (A: Etkilenmemiş – Ana malzeme, B: Isıdan etkilenmiş bölge (IEB), C: Termo-mekanik olarak etkilenmiş bölge (TMEB), D: Dinamik olarak yeniden kristalleşmiş bölge - weld nugget (DYKB)). Şekil 5. SKK Kaynak Takımı Çevresindeki Malzeme Akışı. Takımın omuz kısmı kaynatılacak yüzeylerin dış yüzeyi ile sürtünme hareketi yaparken, pim kısmı ise iki parça arasında dönel hareket yaparak malzemenin plastik olarak deformasyona uğramasını sağlar. Sürtünme ve karıştırma hareketleri esnasında sürtünme ısısı ortaya

50

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ rekristalize olmuş bölgeye dinamik olarak yeniden kristalleşmiş bölge (DYKB) denir. Takım omzunun hemen altındaki (TMEB nin bir parçası) alan, tane yapısının farklılığından dolayı, ayrı kategoride verilmesi önerilmiştir. Buradaki mikroyapı, omuzun arka yüzeyi sürtünmesine, malzemenin soğuma süresiyle ilişkilidir. Bu bölge, TMEB’nin bir alt bölgesi olarak ayrı irdelenmesinde fayda sağlar. 4. SKK YÖNTEMİNİN KULLANIM ALANLARI Sürtünme karıştırma kaynak yöntemi gerek yaşlandırma sertleştirmesi yapılan gerekse yaşlandırma sertleştirmesi yapılamayan (l xxx ve 5xxx serileri gibi ısıl işleme duyarlı olmayan) Al-alaşımlarında başarı ile kullanılabilmektedir. Bu yöntem ile elde edilen birleştirmelerin yüzey kalitesi ark kaynağı ile elde edilen birleştirmelerden çok daha yüksektir. Buna ilaveten, bu yöntem ile kaynak edilen 5454 alüminyum alaşımının korozyon performansının da oldukça iyi olduğu tespit edilmiştir. Hatta, geleneksel kaynak yöntemleri ile kaynağı çok güç olan 7075 alüminyum alaşımı bile bu yöntem ile başarılı bir şekilde birleştirilmiş ve elde edilen birleştirmeler oldukça iyi mekanik özellikler göstermiştir [32].

Şekil 6.SKK Temel Kaynak Bölgeleri (A: Etkilenmemiş – Ana malzeme, B: Isıdan etkilenmiş bölge (IEB), C: Termo-mekanik olarak etkilenmiş bölge (TMEB), D: Dinamik olarak yeniden kristalleşmiş bölge - weld nugget (DYKB)) Etkilenmemiş Malzeme (veya ana malzeme): Bu bölge kaynaklı bölgeden uzak, deforme olmamış, mikroyapısı ve mekanik özellikleri değişmemiş olan malzeme bölgesidir. Isıdan Etkilenmiş Bölge (IEB): Bu bölge, kaynak merkezine yakın bulunmaktadır. Malzeme, mikroyapı veya mekanik özelliklerin değişimini sağlayan termal çevrimden etkilenmektedir. Bununla birlikte bu alanda plastik deformasyon oluşmaz.

Bu kaynak yöntemi ile farklı kalınlardaki levhaların birleştirme işlemi pimin eğik konumda levhalara daldırılması ile yapılabilmektedir. Bu kaynak yöntemi ile tek pasoda 50 mm kalınlığa kadar Al-alaşımlarındaki levhaların alın kaynağı yapılabilmektedir. Ayrıca çift taraftan kaynak yaparak kalın parçaların da birleştirilmeleri mümkündür. Bu şekilde, 75 mm kalınlığındaki 6082 Al-alaşımı levhalar çift taraftan kaynak edilerek başarı ile birleştirilmiştir. Bu kaynak metodu ile düz ve çeşitli profillerdeki sac ve levhaların alın ve bindirme kaynağı yapılabilmektedir. Şekil 7.’de

Termo-Mekanik Olarak Etkilenmiş Bölge (TMEB): Söz konusu bölgede, malzeme sürtünme karıştırma kaynak takımı tarafından plastik olarak deforme edilmiştir. Bundan dolayı ısı ayrıca malzeme üzerinde bazı etkiye sahiptir. Malzemenin alüminyum olması durumunda, bu bölgede rekristalizasyon olmaksızın önemli plastik şekil değişimi sağlamak mümkündür ve rekristalize olmuş bölge ve deforme olmuş TMEB arasında genellikle net bir sınır vardır. Bununla birlikte, diğer metaller üzerindeki çalışmalar da göstermiştir ki, alüminyum, çoğu diğer metallerden farklı bir tarz göstermektedir [31]. Çünkü rekristalize olmadan yüksek sıcaklıkta aşırı bir deformasyon olabilmektedir. Diğer metallerde, sınırlı rekristslizasyon bölgesi yoktur ve tüm TMEB rekristalizasyon olmuş gibi görünmektedir. Bu, termal olarak faz dönüşümüne uğramış malzemenin kesin doğruludur. Örnek olarak saf titanyum, b titanyum alaşımları, östenitik paslanmaz çelikler ve bakır. Ferritik çelikler ve a-b titanyum alaşımları (Ör: Ti-6Al-4V) gibi malzemelerde, termal faz transformasyonu yüzünden mikroyapıyı anlamak çok zordur ve bu IEB / TMEB sınırlarını hassas bir şekilde tanımlanmasını zorlaştırabilir.

Şekil 7. Sürtünme Karıştırma Bindirme Kaynağının Şematik Gösterimi [32].

Dinamik Olarak Yeniden Kristalleşmiş Bölge (DYKB): Alüminyum alaşımlarında TMEB içerisindeki

51

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

sürtünme karıştırma bindirme kaynağının yapılışını şematik olarak göstermektedir. Al-alaşımı veya mukavemeti düşük diğer malzemelerden T ve L profillerin üretiminde (Şekil 8) ve boru bağlantı kaynaklarında da bu yöntem kullanılabilmektedir.

etmektedir. Yüksek korozyon dayanımından dolayı petrol boru hattı şebekeleri ve su üstü platformlarında rakipsiz olan bu alaşımın sürtünme karıştırma kaynağının bu uygulamalarda kullanabilirliği konusunda araştırmalar sürdürülmektedir [32].

Al-alaşımları dışında, ergitme kaynak yöntemleri ile kaynağı mümkün olmayan veya güç olan Al-Li gibi bazı alaşımlar ve 0.8 mm kalınlığındaki çinko sacların kaynağında bu yöntem başarı ile uygulanmıştır. Ayrıca, düşük karbonlu yumuşak çeliklerin, Mg alaşımlarının, Ti-Al aşımlarının, saf Cu ve pirinç gibi Cualaşımlarının, düşük sertlikteki östenitik paslanmaz çeliklerin ve ergime derecesi birbirine yakın farklı iki malzemenin kaynağında da bu yöntem başarı ile uygulanabilir. Özel amaçlı sürtünme karıştırma kaynağı makinelerinde 50 mm kalınlığındaki saf bakır levha l00 mm/dak kaynak hızında mükemmel kalitede kaynak edilmiştir [32].

4.1. Gemi Endüstrisinde Sürtünme - Karıştırma Kaynağı Uygulamaları Sürtünme karıştırma kaynağı ile ilgili ilk ticari uygulama, balıkçı gemilerinin derin dondurucularının oluklu alüminyum panellerinde kullanılmıştır. Bu kaynak yöntemindeki minimum çarpılma ve yüksek verimlilik, teknik ve ekonomik yönden sert panel üretiminde bu işlemi cazip kılmaktadır. Bu yöntem ile Japonya'da alüminyum petek paneller ve deniz suyunun korozyon etkisine dayanıklı panellerin üretimleri yapılmaktadır [32]. Yüksek hız feribotlarında kullanılan standart boydaki alüminyum ekstrüzyon panelleri sürtünme karıştırma kaynağı ile birleştirilmektedir. Ergitme kaynaklarına kıyasla ısı girdisinin düşük olması panellerdeki çarpılma ve kalıntı gerilmelerini minimum düzeyde olmasını sağlamaktadır. Norveç’te bulunan Hydro Marine Aluminum firmasında son üç yılda 70 kilometre uzunluğunda Şekil 9’da gösterilen alüminyum ekstrüzyon paneli sürtünme karıştırma kaynağı ile birleştirilmiştir [32].

SKK yöntemi, çinko ve kurşun levhalarda olduğu kadar magnezyum alaşımlarında da başarı ile uygulanabilmektedir. İngiliz Kaynak Enstitüsünde (TWI) 9.5mm kalınlığındaki magnezyum AZ61A alaşımında yapılan ilk deneyler başarı ile sonuçlanmıştır [32]. Japonya'da yapılan bir çalışmada da, 6 mm kalınlığındaki AZ31 magnezyum alaşımı üzerinde yapılan deneylerde, kaynak esnasında ince yeniden kristalleşmiş tane yapısının oluşmasından dolayı, numunelerin mukavemeti ile baz malzemenin mukavemet değerlerinin birbirlerine çok yakın olduğu saptanmıştır [32].

4.2. Uçak ve Uzay Endüstrisinde SKK Uygulamaları 1993 yılında NASA, Lockheed Martin Laboratuarlarından, Space Shuttle External Tank projesinde (uzay mekiklerinin yakıt tanklarında) AA2219 alüminyum alaşımı yerine kullanılmak üzere daha yüksek mukavemetli, düşük yoğunluk ve hafiflikte bir malzeme geliştirilmesi için talepte bulunmuştur. Bunun üzerine Al-Li 2195 olarak bilinen çok daha hafif yeni bir alüminyum alaşımı geliştirilmiştir. Geliştirilen bu alaşım sayesinde External Tank projesinin (yakıt tankı) ağırlığı yaklaşık 3500 kg azaltılmıştır. Yeni düşük ağırlıklı Al-Li 2195 alaşımının ergitme kaynağı çok zor olmakta ve kaynak bölgesinin mukavemeti göz ardı edilemeyecek kadar düşmektedir. Dolayısıyla, bu uygulama için mukavemet düşüşünün daha düşük seviyede olduğu bir katı hal kaynak yöntemi olan sürtünme karıştırma kaynağı ideal bir birleştirme yöntemidir. Günümüzde, Al-Li 2195 alaşımından üretilen uzay mekiklerinin yakıt tanklarının son kubbe kısımlarının kaynağında bu yöntem başarılı bir şekilde uygulanmaktadır (Şekil 10 ve 11) [32].

Şekil 8. T ve L Profillerinde Sürtünme - Karıştırma Kaynağı Uygulaması. Uzay ve havacılık endüstrisinde kullanılan titanyum alaşımlarında sürtünme karıştırma kaynağı denemeleri başarı ile gerçekleştirilmiş ve çalışmalar devam

52

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 9. Alüminyum Ekstrüzyon Panellerinin Sürtünme Karıştırma Kaynağı İle Birleştirilmesi. Şekil 10. Shuttle External Tank Projesi ve Marshall Space Flight Center Laboratuarlarındaki Sürtünme Karıştırma Kaynak Sistemlerinden Görüntüler.

Sürtünme karıştırma kaynağı yolcu uçakları gibi hafif alüminyum iskeletli yapılarda büyük potansiyel arz etmektedir. Boeing Şirketi, ince alın, bindirme ve T birleştirmeleri ile çeşitli havacılık ve uzay uygulamalarında kullanılacak kalın alın kaynaklarında bu yöntemi kullanma çalışmalarına son zamanlarda büyük hız vermiştir. Şu ana kadar, uçakların iniş takımlarının kapaklarında ve bazı savaş uçaklarının kaportasında ince T birleştirmelerinde (sandviç montaj) sürtünme karıştırma kaynağı uygulanmış ve test uçuşları başarı ile sonuçlanmıştır. Eclipse Aviation Corporation da, üreteceği özel jetlerde perçinleme ve yapıştırma yerine; maliyet ve montaj zamanından tasarruf amacıyla sürtünme karıştırma kaynağını kullanmaya karar verdiğini açıklamıştır. Bu, belki de sürtünme karıştırma kaynağının ilk büyük havacılık denemesi olacaktır. Bu nedenle üretimi yapılan jet uçaklarının bazı parçaları bu yöntemle kaynatılarak deneme çalışmaları ve uçuşları devam etmektedir.

Şekil 11. SKK yönteminin farklı alanlardaki uygulama örnekleri [28].

53

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Eritme kaynak yöntemiyle kaynatılamayan malzemelerin SKK ile kaynatılabilmesi uygulama alanının genişlemesine sebep olmuştur. Bu yöntem, endüstride; Boeing (Şekil 11), Lockhead Martin, Airbus, General Dynamics, Alcoa v.b. firmalarda, akademik olarak da; TWI, EWI v.b enstitülerde geliştirilmeye devam etmektedir [28].

4.4. Hızlı Tren Üretiminde Sürtünme – Karıştırma Kaynağı Uygulamaları Modern yolcu treni vagonlarının imalatında, alüminyum ekstrüzyonlardan üretilen petek paneller daha yaygın olarak kullanılmaktadır. Bu panellerde, uzun Al – ekstrüzyonlar aralarına sıkılık artırıcı destekler yerleştirilerek birleştirilmektedir. Bu sayede, hem çarpışmalarda emniyet hem de bükme kuvvetlerine dayanımı artırmaktadır. Klasik ergitme kaynağı, özellikle yüksek mukavemetli Al-alaşımlarındaki IEB bölgesinde aşırı mukavemet kaybına sebep olduğu için, son yıllarda Almanya ve İngiltere’de meydana gelen hızlı tren kazalarında daha dayanıklı kaynaklara ihtiyaç duyulduğu gerçeği ortaya çıktı.

4.3. Otomotiv Endüstrisinde Sürtünme-Karıştırma Kaynağı Uygulamaları Ulaşım sektöründe alüminyum ekstrüzyonlarının birleştirilmesinde vidalama, perçinleme, yapıştırma, bağlama ve kaynak gibi birçok birleştirme metodu kullanılmaktadır (Şekil 12). Bunlardan kaynak metodu ürünün yüksek mukavemetli olması istendiği durumlarda kullanılır. Halen, otomotiv endüstrisindeki yüksek üretim oranları, rekabetçi üretim ortamları ve düşük maliyet gereksinmeleri geleneksel olan diğer birleştirme tekniklerinin uygulanmasına neden olmaktadır. Sürtünme karıştırma kaynağı otomotiv parçalarında, alüminyum birleştirmelerde kayda değer bir potansiyel artışı sağlamakla beraber otomotiv sektöründe kullanılabilirliği sınırlıdır. Otomotiv endüstrisindeki yoğun üretim nedeniyle, bu yeni teknolojiyi uygulamaya geçirmek için bir hayli zamana ihtiyaç duyulması beklenmektedir. Kaynak teknolojisindeki gelişme hızlandığında artırılmış üretim için büyük potansiyel, özel parçaların büyük oranda üretiminin sağlanması sonucunda açığa çıkacaktır. Yüksek kalite ve yükseltilmiş kaynak mukavemeti, ağırlık azaltışını mümkün hale getirecektir. Özellikle, Mg-alaşımlarının otomotiv sektöründe bu yeni kaynak teknolojisi sayesinde kullanımı ile ağırlıktan tasarruf daha da artırılabilir.

Sürtünme karıştırma kaynağı, kaynak bölgesinde daha düşük seviyelerde mukavemet kaybına neden olduğundan cazip bir alternatif oluşturduğu için son yıllarda Avrupa ve Japonya ‘da hızlı tren vagonlarının üretiminde bu kaynak teknolojisi ile imal edilen Alaşımı petek paneller kullanılmaya başlanmıştır (Şekil 13).

Şekil 13. Japonya’da Sürtünme Karıştırma Kaynağının Kullanıldığı Hızlı Tren ve Bu Yöntem ile Kaynağı Yapılan Al-Paneller[32].

Şekil 12. SKK ile Birleştirilen Al-Alaşımı Prototip Otomobil Jantı.

Ayrıca ülkemizde endüstriyel anlamda SKK yöntemi Gölbaşı-Ankara’da bulunan Türk-Amerikan ortak kuruluşu olan FNNS Zırhlı araçlar fabrikasında

54

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ -

alüminyum levhaların kaynak işlemlerinde kullanılmaktadır. Şekil 14.’de bir zırhlı araç üzerinde SKK yönteminin uygulanışı görülmektedir.

-

Yöntem Boeing, Lockheed Martin, Airbus, General Dynamics, Alcoa v.s ve bazı kaynak araştırma enstitüleri (TWI, EWI, USC, BYU, CTC, SDSMT, AJT gibi) tarafından da üzerinde detaylı incelemeler yapılmaktadır, Gemicilik sektörü, Uzay, Otomotiv ve, Enerji sektörlerindeki konstrüksiyonlarda kullanılan metal malzemelerin kaynaklı birleştirilmelerinde kullanılmaktadır. 6. KAYNAKLAR

[1] Attallah Moataz M., Salem Hanadi G., Friction stir welding parameters: a tool for controlling abnormal grain growth during subsequent heat treatment, Materials Science and Engineering, 2004. [2] Fonda R.W. et.al., Development of grain structure during friction stir welding, Scripta Material, 51, 243-248, 2004. [3] Boz M., Kurt A., The influence of stirrer geometry on bonding and mechanical properties in friction stir welding process, Materials & Design, 25, 343347, 2004. [4] Sato Yutaka S. et.al., FIB-assisted Tem study of an oxide array in the root of a friction stir welded aluminium alloy, Scripta Material, 50, 365-369, 2004. [5] Cabibbo M. et.al., TEM analysis of a fiction stirwelded buttjoint of Al-Si-Mg alloys, Materials Chemistry and Physics, 81, 289-292, 2003. [6] Sato Y.S. et.al., Hall-Petch relationship in friction stir welds of equal channel angular-pressed aluminium alloys, Materials Science and Engineering A354, 298-305, 2003. [7] Song M., Kovacevic R., Thermal Modelling of friction stir welding in a moving coordinate system and its validation, International Journal of Machine Tools & Manufacture, 43, 605-615, 2003. [8] Rhodes C.G. et al., Effects of friction stir welding on microstructure of 7075 aluminium, Scripta Material, 36,69-75, 1997. [9] Squillace A. et.al., A comparison between FSW and TIG welding techniques: modification of microstructure and pitting corrosion resistance in AA 2024-T3 butt joints, Journal of Materials Processing Technology,152, 97-105, 2004. [10] Sato Yutaka S. et.al., Constitutional liquation during dissimiliar friction stir welding of Al and Mg alloys, Scripta Material, 50, 1233-1236, 2004. [11] Sato Yutaka S. et.al., Post-weld formability of friction stir welded Al alloy 5052, Materials Science and Engineering, A369, 138-143, 2004.

Şekil 14. SKK yönteminin zırhlı araç üzerindeki uygulanışı 5. SONUÇLAR SSK yöntemi 20 yılı aşan bir süredir endüstride ticari manada ve enstitülerde ise üzerinde araştırmalar yapılmaktadır. Yapılan incelemelerde aşağıdaki sonuçların elde edilebileceği görülmüştür: -

Geçmişte ergitme yoluyla kaynak yapılamayan malzemeler bu yöntem ile rahatlıkla yapılabilmektedir, Çoğu alüminyum alaşımları Bakır, Titanyum ve alaşımları Çelikler ve paslanmaz çelikler, Çelik zırh levhası Alüminyum zırh levhası Diğer alaşımlar

55

HaseM’08

Kayseri VII.Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ matrix composite and a monolithic aluminium alloy, Scripta Material, 49, 607-612, 2003. [27] Prado R.A. et.al., Self-optimization in tool wear for friction-stir welding of Al 6061 + 20% Al2O3 MMC, Materials Science and Engineering, A349, 156-165, 2003. [28] Arbegast William J. and et.al. http://forums.sae.org/access/dispatch.cgi/stirweld, Israel Stol, Alcoa, June 2004. [29] Thomas W.M., E.D. Nicholas, Friction stir welding for transportation ındustries, Materials & Design, 18, 269-273, 1997. [30] Li Ying et.al., Flow visualization and residual microstructures associated with the friction-stir welding of 2024 aluminum to 6061 aluminum, Materials Science and Engineering, A271, 213-223, 1999. [31] http://www.twi.co.uk [32] Çam G., Sürtünme Karıştırma Kaynağındaki Gelişmeler, TMMOB Kaynak Teknolojisi, IV.Ulusal Kongresi 24-25 Ekim, 47-64, 2004.

[12] Sutton Michael A. et.al., Banded microstructure in 2024-T351 and 2524-t351 aluminum friction stir welds Part II Mechanical characterization,Materials Science and Engineering, A364, 66-74, 2004. [13] Somasekharan A.C., L.E.Murr, Microstructures in friction-stir welded dissimiliar magnesium alloys and magnesium alloys to 6061-T6 aluminum alloy, Material Characterization, 52, 49-64, 2004. [14] Sato Yutaka S. et.al., Friction stir welding of ultrafine grained Al alloy 1100 produced by accumulative roll-bonding,Scripta Material, 50, 5760, 2004. [15] Liu H.J. et.al., Tensile properties and fracture locations of friction-stir-welded joints of 2017-T351 aluminum alloy, Journal of Materials Processing Technology, 142, 962-696, 2003. [16] Salem Hanadi G., Friction stir weld evolution of dynamically recrystallized AA 2095 weldments, Scripta Material, 49, 1103-1110, 2003. [17] Oertelt G., Babu S.S., David S.A., Kenik A., Effect of Thermal Cycling on Friction Stir Welds of 2195 Aluminum Alloys, Welding Research, 71 -79, 2001. [18] Gerçekcioğlu, E. T. Eren, K.Yıldızlı and E. Salamcı, “The Application of Friction Stir Welding Method To The Aluminum Alloy of AA 6063-T6 Pipe Using Milling Machine”, 6th Int. Symposium on Friction Stir Welding Saint-Sauveur, Nr Montreal, 10-12 October 2006, Canada [19] Lienert T.J. et.al., Friction welding studies on Mild Steel, Welding Research,1-9, 2003. [20] Sato Yutaka S. et.al., Recovery reterdation in equal channel angular pressed Al-Zr alloy during friction stir welding, Scripta Material, 47, 869-873, 2002. [21] Jata K.V., S.L.Semiatin, Continuous Dynamic Recrystrallization during friction stir welding of high strength aluminum alloys, Scripta Material, 43, 743-749, 2000. [22] Uzun H. et.al., Friction stir welding of dissimiliar Al 6013-T4 to X5CrNi18-10 stainless steel, Materials & Design, 26, 41-46, 2005. [23] Chen C.M., Kovacevic R., Joining of Al 6061 alloy to AISI 1018 steel by combined effects of fusion and solid state welding, International Journal of Machine Tools & Manufacture, 44, 1205-1214, 2004. [24] Kimapong K., Watanabe T., Friction Stir Welding of Aluminum Alloy to Steeel, Welding Research, 277-282, 2004. [25] Kahraman, N., Bakır ve Pirinç Boru İkili Malzeme Gruplarının Sürtünme Karıştırma Kaynak Yöntemi İle Birleştirilmesi”, Yüks.Lis. Tezi, E.Ü., F.B.E., Ağustos 2007, Kayseri [26] Wert John A., Microstructures of friction stir weld joints between an aluminium-base metal

56

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

HAVAYOLU TAŞIMACILIĞI REKABET ANLAYIŞINDA HİZMET KALİTESİNİN YERİ Aslı Dal

Leyla Adiller

[email protected]

[email protected]

Anadolu Üniversitesi Sivil Havacılık Yüksekokulu, Eskişehir

ÖZET Günümüz hayat koşullarına direnme, var olma çabası ve rekabet üstünlüğü sağlama uğruna verilen uğraşlar, mevcut işletme yapılarının, sistemlerinin ve süreçlerinin yeniden yapılandırılmasına, değişim olgusuna olan bakış açılarının yeniden inşa edilmesine sebep olmuştur. Uluslararası taşımacılık sektörünün önemli bir alt dalı olan havayolu taşımacılığı, sadece “insanların havayolu ile yer değiştirmesi” düşüncesinden uzaklaşmış bir kültürel paylaşım olarak zihinlerdeki yerini almıştır. Havayolu taşımacılığının günden güne gelişim kaydetmesinin temel yapı taşı kalite olgusudur. Küreselleşme ile fiyat odaklı pazar anlayışından bireylerin ihtiyaç ve beklentilerini karşılamak amacıyla kalite, hedef pazarın merkezinde yerini almayı başarmıştır. Bu çalışmada, çağdaş işletmelerin benimsediği yeni yönetim anlayışında sadece teknik açıdan yeterliliğin olmadığı yolcu beklentilerinin de bu kapsamda tanımlanması gerektiği vurgulanmaktadır. Bunun yanı sıra kaliteyi temel alan havayolu şirketlerinin yolculara sundukları hizmet anlayışlarından örnekler verilmiştir.

2. HAVAYOLU ŞİRKETLERİ AÇISINDAN HİZMET KALİTESİ Havayolu şirketlerinin, müşteri bağlılığını ortaya çıkarmada rekabet unsuru olarak kaliteyi ölçek almaları önemli bir etkendir. Havacılık sektöründe yolcu açısından bakıldığında hizmette kalite göstergeleri ağıdaki gibi bölümlendirilebilmektedir[1]: 1. Uçuş öncesi Rezervasyonlar Check-in’de bekleme süresi Bilet satın almada bekleme süresi, Güvenlik kontrolündeki bekleme süresi Uçuşu bekleme süresi Kalkış için bekleme süresi İptaller ve kapasitenin üzerinde rezervasyon Yolcunun uçağa alınırken uygulanan öncelikler 2. Uçuş Sırasında Oturma koşulları Eşyanın konması için ayrılan alan Güvenlik yönlendirmeleri Kabin görevlileri tarafından verilen uçuş bilgileri Kaptanlar tarafından verilen uçuş bilgileri Uçuş esnasında okuma materyalleri ve magazinler Yiyecek ve içecek hizmetleri Sigara içilen ve içilmeyen bölümlerin ayrımı Diğer uçuşlar için bağlantı verilip verilmediği Sıcaklık ve havalandırma koşulları 3. Uçuş Sonrası Varış süresi Uçaktan bagaj alımına kadar gereken süre Bagaj alım sırasındaki bekleme süresi Bagajların alım sırasında bagajların durumu Ulaşım olanakları Ulaşım için bekleme süresi Konaklama olanaklarına ulaşma Parasuraman, Zeithaml ve Berry’nin Hizmet Kalitesi Modeline göre ise, yolcular tarafından algılanan hizmet kalitesi, yolcuların firmalardan bekledikleri hizmet ile firmaların onlara sundukları hizmetin yolcular üzerindeki algısı arasındaki karşılaştırmadan kaynaklandığı belirtilmiştir.[2] Bu modeli, havayolu

1. GİRİŞ Günümüzde ürün ya da hizmet üreten bir şirketin varlığını sürdürebilmesi için yok edici rekabet ortamı içinde rekabet eder konumda olması gerekmektedir. Son yıllarda hizmet sektöründeki gelişmeler hizmet felsefesinde de birtakım değişimleri beraberinde getirmiştir. Özellikle ulaşım hizmeti sağlayan havayolu işletmeleri yoğun rekabet ortamında farklılık yaratabilmek için hizmet kalitesine önem vermeye başlamışlardır. Çünkü bir havayolu şirketinin pazarda diğer havayolu şirketlerinden farklı olmasını sağlayarak yolcular tarafından tercih edilir bir konuma gelmesinde kullandığı teknoloji ve donanım kadar verdiği hizmetin sunulma şekli de etkilidir. Bu nedenle havayolu işletmelerinde iyi bir kalite kültürünün oluşması gerekmektedir. Bunun için de öncelikle havayolu şirketlerinde hizmeti sunan tüm çalışanların eğitimi ve geliştirilmesi göz ardı edilmesinden çok ön plana çıkarılmalıdır.

57

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

taşımacılığına uyarlarsak eğer karşımıza aşağıdaki tablo çıkacaktır.

memuru şirketi temsil ettiğini unutmadan yolcunun hatası olsa dahi suçlu konumunda uyarmak yerine daha iyi bir dille yolcuyu ikna edebilir nitelikte olması gerekmektedir. Diğer örnekte de kabin memurunun yolcunun problemine uzak durmak yerine yolcuya güler yüzle yaklaşması gerekmektedir. Bu örneklerde görüldüğü gibi hizmet kalitesi, hizmeti veren personele bağlı olarak yolcunun gözünde kötü bir imaj oluşturmaktadır. Bu durum, havayolu şirketinin hedef pazarda rekabet etmek isterken hizmet kalitesinden ödün vermesine neden olarak şirket için dezavantaj oluşturmaktadır. Havayolu şirketlerinin hedef kitleye ulaşabilmeleri, müşteri memnuniyetini sağlamak ve beklentilerini karşılayabilmek için daha önce belirtilen hizmet kalitesi kriterlerini benimsemeliler.

Tablo 1: Havayolu Taşımacılığında Hizmet Kalitesinin Değerlendirilmesinde Kullanılan Kriterler[3]

Kategori Kriterleri

Değerlendirme Kriterleri

Uçağın temizliği Uçağın Uçak içi olanaklar olan koltuğun içinin rahatlığı ve havadar olması rahatlığı Uçak içi hizmetler olan yemekler, içecekler ve gazete, dergiler vb. Bilet kontrolü yapan personelin yardımsever tutumu ve nazik davranması Uçak Hosteslerin dikkatli olması çalışanları Havayolu personelinin görünüşü ve nazikliği Havayolu personelinin hizmet verimliliği Havayolu uçuş güvenliği ve güvenlik Hizmetin önlemleri güvenirliliği Hizmetin zamanında verilmesi Hizmet sıklığı ve tarifeye uygunluk Hizmetin Uçuş öncesi ve sonrası hizmetlerin uygunluğu uygunluğu Müşteri şikayetlerinin veya sorumsuz davranışlara karşı alınan tedbirler Olağandışı Uçak rötarlarına karşı alınan tedbirler koşullarda Bagaj kaybolmalarının veya yapılan zararlarında alınan tedbirler işlemler Gecikmeler karşısında alınan tedbirler

3. HAVAYOLU ŞİRKETLERİNDE KALİTE UYGULAMALARI∗ Havayolu şirketlerinin kalite konusundaki kriterleri incelendiğinde karşımıza birçok uygulama çıkmaktadır. British Airways’in yolculara hizmet kalitesi yönünde uyguladığı çalışmalar aşağıda sıralanmıştır: Well-Being İn The Air Program (Havada Yolcunun Kendisini İyi Hissetmesine Yönelik Program) Sleeper Service Program (Uyku Hizmeti Programı) Yolcular İçin Tahsis Edilen Bekleme Salonları. British Airways müşterilere kaliteli hizmetler sunabilmek için müşteriden geri bildirim alma, hizmet kalitesi konusunda yöneticilerin katıldığı seminerler düzenleme, gelecekte çıkabilecek problemlere çözüm bulma ve müşteriye olan yaklaşımının değişmesi konularında diğer havayollarından daha üstün konuma sahip olduğu bilinmektedir. Havayolu taşımacılığının önemli şirketlerinden biri olan American West Havayollarının iyi bir hizmet sunmasında etkili olan temel düşünce ise; bir havayolu işletmesi en modern filoya, en ileri ve modern tesislere ve en iyi yol yapısına sahip olabilir ancak havayolu işletmesinin başarısı için bu yeterli olmayabilir. American West Havayolları yöneticilerine göre çalışan personeller arasında etkili bir iletişim ve saygının olduğu bir çalışma ortamıyla hizmet kalitesinde artışlar sağlanabilir. Bu yaklaşım ile American West Havayolları işçi-yönetim ilişkileri konusunda Air Transport Magazin tarafından ödüle layık görülmüştür. SAS Havayolları ise amacını, her

Kaynak: CHANG Yu-Hern, YEH Chung-Hsing(2001)

Havayolu işletmelerinde hizmet kalitesini farklı birçok kriterlere ayrılsa da asıl olan her kademedeki çalışanların kalite anlayışını benimseyerek verilen hizmete uyarlamalarıdır. Örneğin, uçuş sırasında kabin memuru servis yaparken servis aracı bir yolcunun dizine çarpıyor. Yolcu, kabin memurunu uyarıyor. Bu uyarı karşısında da kabin memuru “seyahat esnasında dizinizi koridora çıkartmamız gerekirdi beyefendi” yanıtını veriyor. Yine uçuş sırasında yaşanan diğer bir olay da servis sırasında yolcu kahveyi aldıktan sonra üzerine döküyor. Bu esnada da kabin memurları servis yapmaya devam ediyor. Kabin memurundan yardım isteyen yolcunun karşılaştığı hizmet ise bir tomar peçeteyi yolcuya bırakıp gitmek şeklinde oluyor[4]. Hizmet anındaki bu iki yaklaşımı incelediğimizde yolcular, hizmet kalitesinin kötü yönde değiştiği kanaatindedir. İlk örneği ele aldığımızda kabin



Varlıklı, Hakan. “Havayollarında Toplam Kalite Yönetimi ve Türk Havayolları Anonim Ortaklığı’nda Toplam Kalite Yönetimi İle Öneriler”. Yayınlanmamış Yüksek Lisans Tezi. Eskişehir: Anadolu Üniversitesi, SBE, 2002’den derlenmiştir.

58

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

biri özel ilgi isteyen yolcuların benimseyerek tercih ettiği bir havayolu olmak şeklinde belirlemiştir. Ayrıca, SAS Havayolları sunulan hizmetlerde tek bir alanda rakip firmalara göre daha iyi hizmetler sunmaktansa tüm alanlarda (check-in, bagaj alımı, ulaşım hizmetleri ve ikram hizmetlerinde) rakip firmalarından %1 daha iyi hizmetler sunmayı ilke edinmiştir. Bu anlayış şirkete hizmet ödülleri kazandırmış, karlı ve güçlü bir havayolu olmasını sağlamıştır. Avustralya Havayolları ise kalite kültürüne dayalı değişim programıyla hizmet kalitesini geliştirmek yolunda adımlar atmıştır. En iyi kalitede hizmet sunmanın aslında, çalışan personelin katkıları ile gerçekleşeceğine inanan Singapur Havayolları, hizmet kalitesinde birçok yenilikler gerçekleştirmiştir. Çünkü Singapur Havayolları kabin ekibinin performansı ve personelin moral düzeyi yolcunun şirket kalitesini algılamasında etkili olduğu bilincinde olan bir havayolu şirketidir. Bayrak taşıyıcımız Türk Hava Yolları A.O, telefonla yapılan yolcu müracaatlarındaki yoğunluk nedeniyle artan rezervasyon talebine daha hızlı cevap verebilmek için Call-Center’ ların kurulması temel hedef olmuştur. Bu sistemin kurulmasıyla gelen telefonlara ilk 15 saniyede cevap verebilme verimliliği %80-95 arasında gerçekleştiği gözlemlenmiştir. Böylece sunulan hizmetin kalitesi yükselmiştir. Ayrıca THY, hizmet kalitesinin yükseltilmesi amacıyla yolcu bagajlarının yolcuyla birlikte yüklenmesini sağlayan Bagaj Eşleştirme Sistemini uygulamaya koymuştur. Bu sistemle bagaj işlemleri daha kısa sürede tamamlanmaktadır.

Iberia Spanair Adria Airways JAT Airways KLM Air malta Luxair Lufthansa LOT Polish Airlines Swiss Malev Hungarian Olympic Airlines CSA Czech Airlines Austrian Croatia Airlines Tarom Romanian SAS Brussels Airlines Turkish Airlines TAP Portugal Avrupa Havayollar ı

4. AVRUPA HAVAYOLLARI AÇISINDAN KALİTEYİ ETKİLEYEN DAKİKLİK VE BAGAJ KAYBI ORANLARI Çağımızın yükselen değeri olan kalite havayolu şirketleri açısından vazgeçilmez bir unsur haline gelmiştir. Havayolu şirketlerini başarıya sürükleyen hizmet kalitesini etkileyen unsurlardan dakiklik ve kayıp bagajı değerlendirdiğimizde karşımıza aşağıdaki tablolar çıkmaktadır. Tablo 2: Ocak-Aralık Uçuşlarda Dakiklik[6] Avrupa Havayolları

Air France Air One Finnair Alitalia British Airways bmi Cyprus Airways Icelandair

2007

Uzun

Zamanında Geliş %

Zamanın da Varış %

Düzenli uçuşlar %

55528 5941 13298 60126

63.7 70.5 71.6 56.2

61.6 68.7 74.5 61.5

99.2 99.2 99.2 99.4

1732 -

73.8 -

76.2 -

99 -

2595

69.2

76.7

100

64.1 36.6 -

70.2 44.2 -

99.6 -

-

-

-

-

31052 49067 2989

76.4 74.3 56.3

71.7 73 54.5

99.4 100 99.8

13428 1085

75.6 64.4

73.5 71.5

99.3 98.3

1779

62.8

59.6

99.9

1392

73.9

86.4

99

6761 -

82.1 -

79.5 -

99.5 -

-

-

-

-

6338 3434

74.3 58.3

76 51.7

99 98

9470

59.5

69.2

-

11200

40.3

42.5

98.1

295589

65.9

66.7

99.4

Kaynak: http://files.aea.be/News/PR/Pr08-006.pdf 5. SONUÇ Havayolu taşımacılığında pazar payının birçok havayolu şirketine dağıtıldığı bir ortamda sadece fiyat olgusunun rekabet aracı olarak kullanılmasının yetersiz hale geldiği bu süreçte şirketler, hizmet kalitesini çok iyi tanımlamalıdırlar. Ayrıca hizmet kalitesi ölçütlerini artırmaları varlıklarını devam ettirmelerinde önemli bir kriterdir. Bu nedenle, hizmet sektöründe uluslararası alanda rekabet edebilmek için kalite kavramının geliştirilmesi ve sürekliliğinin sağlanması gerekmektedir.

Menzilli

Uçuş performansı

17718 656 -

59

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Tablo 3: Ocak-Aralık 2007 Geciken Bagaj[7]

AVRUPA HAVAYOLLARI

Air France Air One Finnair Alitalia British Airways bmi Cyprus Airways Icelandair Iberia Spanair Adria Airways KLM Air malta Luxair Lufthansa LOT Polish Swiss Malev Hungarian CSA Czech Austrian Croatia Airlines Tarom Romanian SAS Brussels Airlines Turkish Airlines TAP Portugal Avrupa Havayolları

TAŞINAN YOLCU SAYISI

5688596 7 047 942 8 082 359 25870 381 43064346 5 229 520 1 132 087 1 325 396 33080998 11012860 1 126 773 23466307 2 107 276 558 175 57175335 4 376 246 12 874922 3 384 996 5 582 626 11118649 1 710 571 1 026 803 28 164 735 3 830 985 19 811 287 8 250 411 377301582

1000 YOLCU BAŞINA GECİKE N BAGAJ SAYISI

17.6 9.9 15.8 19.7 26.5 17 8.8 11.1 13.8 15.4 9.8 19.7 4.5 17.2 15.8 13.9 11.4 9.5 12.4 12.9 9.3 9.5 14.8 11.7 4.5 27.8 16.6

[5] Varlıklı, Hakan. “Havayollarında Toplam Kalite Yönetimi ve Türk Havayolları Anonim Ortaklığı’nda Toplam Kalite Yönetimi İle Öneriler”. Yayınlanmamış Yüksek Lisans Tezi. Eskişehir: Anadolu Üniversitesi, SBE, 2002. [6] http://files.aea.be/News/PR/Pr08006.pdf[17.04.2008] [7] http://files.aea.be/News/PR/Pr08006.pdf[17.04.2008]

DERECE

22 8 18 23 25 20 3 9 14 17 7 23 1 21 18 15 10 5 12 13 4 5 16 11 1 26

Kaynak: http://files.aea.be/News/PR/Pr08-006.pdf KAYNAKLAR [1] Görker, Nuray. “Havayolu İşletmelerinde Hizmet Kalitesi ve Türk Havayolları’ında Hizmet Kalitesine Yönelik Uygulamaların Araştırılması”. Yayınlanmamış Yüksek Lisans Tezi. Eskişehir: Anadolu Üniversitesi, SBE, 1998. [2] Parasuraman, A., Valarie A. Zeithaml ve Leonard L. Berry. SERVQUAL: Müşterinin Hizmet Kalite Algısını Ölçmede Çoklu Birim Ölçeği. Çev: Ayşe Ersoy. http://paribus.tr.googlepages.com/a_ersoy2.doc. (28Şubat 2008). [3] CHANG Yu-Hern, YEH Chung-Hsing(2001): "A Survey Analysis of Service Quality For Domestic Airlines", European Journal of Operational Research 139. [4] Yeni, Mevlüt. (30.05.2006). “Havadaki Rekabet Hizmet Kalitesini Vurdu” http://www.aksam.com.tr/yazar.asp?a=41613,10, 55. (28Şubat 2008).

60

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

HAVACILIK KALİTE GÜVENCE SİSTEMİ AS 9100 Oya TANSU Yönetim Sistemleri Kalite İç Denetim Şefi e-posta: [email protected] TUSAŞ TÜRK Havacılık ve Uzay Sanayi, Teknik Hizmetler Başkanlığı, Fethiye Mahallesi, Havacılık Bulvarı No:17, 06980, Kazan, ANKARA

zamanda kaliteli diğer bir deyişle müşteri gereklerini karşılayan ürünler sağlamak önem kazandı. “Kalite Kontrol” olarak adlandırılan bu yeni kavram 1960 yıllarına kadar sanayide kabul gördü ve yerleşti. Dünyanın yavaş yavaş rekabet kavramı ile tanışmasıyla birlikte kaliteli üretim yaparken aynı zamanda maliyetleri de kontrol etmek amacıyla kaliteyi ürettikten sonra değil, üretirken sağlamak anlayışı ortaya çıktı. Böylelikle “Kalite Teminatı” kavramı 1960 yıllarında kalitenin ilk askeri standardı olan MIL-Q-9858 standardı olarak şekil buldu.

ÖZET 19.yüzyıl sonuna doğru, üretim kavramıyla ortaya çıkan kalite, yıllar içinde bir yönetim sistemi olarak şekil kazanmıştır.Havacılık sektöründe kalite güvence sistemiyse sektörün kendine özgü koşullarında ilk günden itibaren sistemin önemli aktörlerinden biri olarak yer almıştır.Bu çalışmada kalite kavramının havacılık sektöründeki tarihçesini, önemini ve güncel yaklaşımlarını inceleyeceğiz. Havacılık Kalite Yönetim Sistemi ilk olarak askeri alanda ortaya çıkmış, savaşlarla tetiklenmiş ve yıllar içinde sivil havacılık kurallarının temelini oluşturmuştur Önce üretmek, sonra kontrol daha sonra kalite teminatı ve son gelinen noktada ise “risk yönetimiyle kalite güvence sağlama” olarak yer bulan havacılık kalite kavramı, havacılık sektörünün en önemli teminat basamaklarından biri olarak görülmektedir. Müşteri memnuniyetini yanı sıra havacılık kurallarına tam uyum havacılık sözleşmelerinde yer alırken ürünümüzün teminatı da kalite yönetim sistemi içinde sağlanmaktadır. I.

Tablo 1’de MIL-Q-9858’ten bu yana ortaya çıkan ana kalite standartlarının kısa tarihçesi verilmiştir. Tablo 1. Kalite Standartları STANDART NO MIL-Q-9858 MIL-I-45208 MIL-STD-1535

KALİTE NEDİR?

MIL-I-45662 MIL-STD-1520

Kalitenin birden fazla tanımı olmakla birlikte burada kaliteyi yalın bir ifade ile “kalıcı gereksinimleri ya da şartları karşılama derecesi” olarak tanımlıyoruz. Endüstri devriminden önce (yaklaşık 1880 öncesi) insanoğlu yetenekli kişilerin kabiliyetleri ile kendi ihtiyaçları ve kısıtlı derecede çevresinin ihtiyaçlarını karşılamak amacıyla üretiyordu. Buradaki tek amaç sadece ihtiyacı karşılamak ile sınırlı kalıyordu. 1800’lü yılların sonunda seri üretim, montaj hatları ve yeteneklerin uzmanlaştırılması çerçevesinde üretim, artan hacimde devam etti. Birinci ve İkinci Dünya Savaşları sırasında üretimi tetikleyen etmen artan talebi istenilen zamanda karşılamak olarak özetlenebilir. Savaşlardan çıktıktan sonra dünya yeni bir kavram ile tanıştı. Edinilen tecrübe ile sadece üretmek değil aynı

ISO 9001/ISO 9002/ ISO 9003 AS EN JSAC 9100

STANDART ADI Kalite Program Gerekleri Muayene Sistem Gerekleri Alt Yüklenici Kalite Teminatı Programı Kalibrasyon Sistem Gerekleri Düzeltici İşlem ve Uygun Olmayan Malzeme Karar Sistemi Tasarım Geliştirme, Üretim, Montaj ve Servis Kalite Teminatı Modeli Kalite Yönetim Sistemi

Kalite Teminatı kavramı, rekabetin çok fazlalaştığı, küreselleşmenin genişlediği 1990 yıllarında şirketlerin yönetim biçimi olarak benimsediği bir kavram oldu. Kalite Güvence sistemlerinin ilk standardı olan MIL-Q9858 üretim yapma marifetini, hatasız diğer bir deyişle

61

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

istenilen kalitede üretim yapma kabiliyetine çevirmek için dokümante edilen ilk alt yapılardan biridir. MIL-Q9858 ile hedeflenen, sözleşme aşamasından teslimata kadar giden süreçteki her kademede istenilen kalite düzeyini sağlamak olarak özetlenebilir. Bu yaklaşım istenilen ürün kalitesini arttırmakla birlikte kalite maliyetini de arttırma yönünde eğilim gösterdi. 1990’lı yıllara gelindiğinde havacılık sektörü kendi kalite standardını henüz oluşturmamış, ISO 9001 standardı temelinde havacılık firmalarının kendilerine özgü ek gerekleriyle desteklenmekte idi. Havacılık sektöründeki oyuncuların artması ve gereklerin çok çeşitlilik göstermesi üzerine, havacılık kalite gereklerini tek bir standartta toplama gereği ortaya çıktı. Şekil 2. Havacılık Kalite Sistem Modeli[1] Müşteri memnuniyeti ve süreç yaklaşımı AS 9100 Kalite Yönetim sistemini oluşturan iki temel öğedir. Bu sistem ile müşteri memnuniyeti, otorite gerekleri dahil tüm müşteri gereksinimlerinin bir süreç mantığı dahilinde karşılanmasıyla sağlanır. Bu standart ile; - Tüm havacılık gereksinimleri ve müşteri beklentileri bir standartta toplanmış; - Kalite en üst düzeyde sağlanmış ve bu yapılırken maliyetlerin bir değerler zinciri esasına göre azaltılması hedeflenmiş; - Havacılığa özgü güvenilirlik, sürdürülebilirlik ve uçuş güvenliği gerekleri kapsanmış ve - Standardın uluslararası seviyede kabul görmesi hedeflenmiştir.

Şekil 1. AS 9000 Standardı Rehber doküman olarak çıkan AS 9000 standardı daha sonra AS 9100 Havacılık Kalite Yönetim Sistemi standardı olarak “Society of Automotive Engineers” komitesi tarafından 1999 yılında Amerika’da yayınlanarak yürürlüğe girdi. EN 9100 olarak AECMA(Avrupa Havacılık Endüstrisi Birliği), JIS Q veya SJAC 9100 olarak Japon/Asya birliği tarafından yayınlandı. Bu standardın yayınlanmasından sonra Amerikan Savunma Departmanı da AS 9100’ü temel kalite standardı olarak savunma programları için geçerli ilan etti.

AS 9100 standardı, ISO 9001:2000 kökenli olmasına rağmen, bu standarttan farklı konuları aşağıda ayrıca listelenmiştir. ISO 9001:2000 Standardından Farklar; - Kalite sorumluluğunun en üst düzeyde yetkilendirilmesi, - Sivil havacılık otorite gereklerinin karşılanması; bu bağlamda tüm aktivitelerin planlanması ve yürütülmesi, kayıtların oluşturulması ve yönetilmesi, - Konfigürasyon (izlenebilirlik), uçuş güvenliği ve uçuşa elverişlilik ana gereklerinin önemi, - Alt yüklenici organizasyonlarının süreç içindeki rolü, olarak özetlenebilir.

II. AS (EN SJAC) 9100 NEDİR? Havacılık sektöründe güncel ve geçerli son kalite standardı olan AS 9100 Kalite Yönetim Sistemi, aslen ISO 9001 kökenli bir standarttır. Havacılık sektörünün önemli firmalarının ve sivil havacılık devlet otoritelerinin (FAA, EASA gibi) kurallarını harmanlayarak oluşturulmuştur. Şekil 2’de Havacılık Kalite Yönetim sisteminin genel yapılanması verilmektedir.

Bunların yanı sıra AS 9100 standardına sektöre özel gerekler de eklenmiştir. Sektöre Özgü Gerekler; - Sivil havacılık otoriteleri ile ara yüz oluşturma, - Konfigürasyon yönetimi,

62

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ üzerinde çalışmaktadır. özetlenmektedir.

- Tasarım doğrulanması ve geçerliliğin sağlanması , - Üretim dokümantasyonunda yapılan, değişikliklerin takibi, - İş düzeni ve şartları (Yabancı Madde Hasarı önleme), - İzlenebilirlik, - Üretim ekipmanı, takım ve NC makine kontrolü, - İlk ürün muayene, - Uygun olmayan malzeme kontrolü, - Satış sonrasını destekleyen düzeltici işlem sistemi, - Ürünün ömür döngüsünü kapsayacak şekilde satış sonrası destek ve bakım, - Tesis dışında gerçekleştirilen işlerin kontrolü, olarak özetlenebilir. Havacılık endüstrisinde AS 9000 serisi standartlar kalite, uçuş güvenliği ve güvenirlilik ağırlıklı standartlardır. Havacılık Kalite Sistem standartları olarak yayınlanan standartlar Tablo 2’de verilmiştir;

Bu

alt

yapı

Şekil 3’de

Şekil 3. Kalite Yönetim Süreci Modeli[2] Süreç ve sürekli iyileştirme döngüsüyle AS 9100 standardı kalite güvence sistemini; - Bilgi, - Malzeme, - İnsan, - Ekipman, - İş yeri düzeni ve şartlar, - Müşteri ve sivil havacılık gerekleri ana öğeleri altında tanımlamıştır. Bu sistem ile hedeflenen ürünün tasarımından yaşam döngüsünün sonuna kadar her evresinde kaliteyi güvence altına almak hedeflenmiştir. Tüm bu ana öğelerin önemli noktalarını aşağıdaki şekilde özetleyebiliriz.

Tablo 2. AS Havacılık Kalite Standartları Listesi STANDART NO STANDART ADI AS 9100 Havacılık Kalite Yönetim Sistemi AS 9101 Soru Listesi (AS 9100) AS 9102 Havacılık İlk Ürün Muayene Gerekleri AS 9103 Anahtar Karakterlerinin Değişim Yönetimi AS 9110 Havacılık Bakım Organizasyon Gerekleri AS 9120 Havacılık Dağıtım Organizasyon Gerekleri AS 9131 Kalite Sistemi-Uygun Olmayan Ürün Dokümantasyonu AS 9132 Parça Markalama Kalite Gerekleri (2D Data Matrix) AS 9133 Havacılık Standart Parça Kalifikasyon Prosedürü

Bilgi (Veri); - ISO 9001 gereklerinin yanı sıra Sivil Havacılık otoritelerinin gereklerini de karşılayacak bir dokümantasyon sistemi kurmak, - Tüm dokümantasyonu otorite ve müşterinin erişimine sunmak ya da hazır bulundurmak , - Tasarım verisini doğrulayarak ve test ederek Sivil Havacılık gereklerini kapsayacak onaylanmış tasarım verisi oluşturmak, - Onaylanmış bilgi ile üretim talimatlarını hazırlamak, - Test edilmiş/onaylanmış tasarım verisi ile üretimi gerçekleştirmek, - İmalat talimatlarının onaylanmış veri ile uyumlu olmasını sağlamak.

AS 9100 ana standardı havacılık gereklerini bir süreç çevrimi içinde açıklar ve sürekli iyileştirme döngüsüyle süreçlerin iyileştirilmesini hedefler. III. AS 9100 VE SÜREÇ

Malzeme; - Tasarım sürecinden itibaren malzeme bilgisini oluşturmak, onaylamak ve tedarikçilere aktarmak,

AS 9100 Havacılık Kalite Yönetim Sistemini bir model üzerinde açıklamaya çalışalım. Bütün amaç bir süreçte hava aracını tasarlamak, üretmek ve ömür döngüsü süresince ürünü desteklemektir. Bütün bu süreç AS 9100 Kalite Yönetim standardının oluşturduğu alt yapı

63

HaSeM'08 -

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ İlk Ürün Muayene; havacılık sektörünün en özgü adımlarındandır.

Sürecin ana oyuncularından olan tedarikçilerin tüm gerekleri karşılayacak bir alt yapıya kavuşmasını sağlamak, Kuvvetli bir Tedarik Yönetim Sistemi kurmak, Güçlü lider rolü ile tedarikçileri yönetmek, Onaylı tedarikçi listesi idame ettirmek, Tedarikçi performansını periyodik olarak ölçmek, İstenilen düzeyde olmayan tedarikçiler için düzeltici işlem sistemi kurmak ve yönetmek

- Seri imalata geçmeden önce kalitenin temini için gereklidir. - Süreçteki tüm öğeleri doğrulayarak, sürecin aynı şartlarda tekrarlanmasını sağlar. * İnsan – eğitimli * Makine – bakım/kalibre * Yazılım -- doğrulanmış * İmalat planlaması – tüm adımları içeren * Bilgi/veri – onaylanmış * Takım – doğrulanmış Böylelikle kalite, üretim sürecinin tüm adımlarında sağlanırken, seri üretim süreci içindeki muayene adımlarını azaltır.

İnsan; İşe uygun yeteneğe sahip kişileri görevlendirmek ve yetkilendirmek, Belirlenmiş konularda eğitim/bilgilendirme sağlamak, Eğitimleri/bilgilendirmeleri belirli aralıklarla tekrarlamak

Uygun Olmayan Malzeme; Havacılık sektöründe uygun olmayan malzemenin kontrolü tüm üretim süreci boyunca ve satış sonrasını kapsayacak şekilde organize edilir. Hatalı parça ile ilgili kararlar belli kurallar çerçevesinde verilir. Bu kararların bazıları müşteri ya da sivil havacılık otoritesinin onayına tabi olur. Ciddi bir dokümantasyon ve onay süreci ile desteklenir

Ekipman; Üretim ve ölçme süreçlerinde kullanılan tüm ekipman ve takımları kapsayacak bir ayar ve kontrol sistemi kurmak, Ekipmanları bir sistem içinde her zaman kullanabilir kılacak ve ürünün kalitesini olumsuz etkileyecek sonuçları ortadan kaldıracak periyodik kontroller yapılmasını öngörmek. Ekipman tanımı takımlar, yazılımlar ve diğer donanımlar kapsamaktadır.

Konfigürasyon Yönetimi; Konfigürasyon yönetimi tasarım ile başlar, hava aracının üretildikten sonra ömür döngüsünün sona ermesine kadar devam eder. Konfigürasyon kalemlerinin tasarım aşamasında tanımlanması, ham maddeden parçaya, parçadan uçağa kadar tanımlanan kalemleri takip etme, konfigürasyon doğrulama ve geçerli kılma gibi adımları içeren konfigürasyon yönetimi geri ve ileri izlenebilirlik kabiliyeti de sağlar. Tasarım, üretim ve satış sonrası destek fazlarında uçuş güvenliği ve güvenirlilik temel gereksinimlerini sağlayan temel alt yapılardan biridir.

İş Yeri Düzeni ve Şartlar; İş yeri düzeni ve şartları havacılık sektöre özel gereklerdendir. Havacılık sektöründe üretim alanlarında; Temizlik Düzen Tanımlama Özel şartlar önemlidir.

IV. SONUÇ Havacılık Kalite Yönetim Sistemi standardı öncelikli olarak müşteri gereklerini karşılamak üzere müşteri memnuniyeti üzerine inşa edilmiştir. Aynı zamanda sivil havacılık gereklerinin önemini vurgular ve gerek olarak tanımlar. Bu yönetim sistemi ile müşteri memnuniyeti sağlanırken havacılık sektörüne özgü gereklerle uçuş emniyeti ve güvenirliliğin sağlanması hedeflenir. Kalite Güvence sistemleri havacılık gereklerini karşılamayı, güvence sağlamayı, toplam maliyeti düşürmeyi, ilk seferde doğru yapmayı temin eden ve son olarak ürünün yapısından dolayı uçuş güvenliği sağlayan bir sistem olarak önem kazanmaktadır.

Tüm bu önlemler sürecin aynı şartlarda tekrarlamasını sağlar. Havacılıkta iş yeri ve düzeni konusunda en önemli kavram Yabancı Madde Hasarıdır (YAMAHA). Yabancı madde ürüne yabancı her şey olarak tanımlanır. Genellikle üç kategorinin (Metaller, taşlar, çeşitli maddeler) birine aittir. YAMAHA ise bir mekanizma ya da sistem tarafından yutulmuş veya bir mekanizmanın içine girmiş olan ya da sistemi/donanımı kullanılmaz veya kullanılması tehlikeli duruma getirerek, ürün hasarına yol açan yabancı bir maddenin neden olduğu hasardır. AS 9100 yabancı madde hasarını önleyecek önlemlerin alınmasını hedefler.

64

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

KAYNAKLAR [1] www.sae.org International Aerospace Quality Group, Edinburg General Assembly, 11 Nisan 2003 [2] Ahmet Tokmakçıoğlu, Yönetim Kurulu SunumuSüreçler, TAI, Ankara, 17 Aralık 2007 [3] www.asq.org American Socitey For Quality [4] www.boeing.com.Boeing Supplier Requirements, [5] www.lockheedmartin.com.Lockheed Martin Company,

65

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

TÜRK HAVACILIK STANDARTLARI ENSTİTÜSÜ (THSE) Dr. İbrahim Tuğrul Karamısır

Doç.Dr.Yıldırım Kemal Yıllıkçı

E.Plt.Yük.Müh.Yzb. Araştırmacı [email protected]

THY Mühendislik Başkanı [email protected] TÜRKAK’ada bu yetki kazandırılarak, uygulamalı akreditasyon çalışmaları ile Enstitü kendi gelirleriyle ayakta kalmayı başarabilecektir. Bundan sonraki iki yıl FAA ve JAA tarafından tanınıp uluslarası alandaki havacılık etkinliklerine akreditasyon sağlayan alternatif bir otorite haline gelmeye çalışmakla geçecektir.

ÖZET Halihazırda Türkiyedeki Havacılık etkinliklerine akreditasyon sağlayacak ulusal bir kurum yoktur. Söz gelimi THY bu yılki akreditasyon sorumluluklarını yabancı eşdeğer bir kuruma büyük paralar ödeyerek yaptırmıştır. Niyet edildiğinde böyle bir kurumu bir enstitü olarak kurmak hayal değildir. Bu bildiride böyle bir Enstitünün niçin kurulması gerektiği, Kimlerin orrganizasyona dahil olması gerektiği,Enstitünün kapsamı, süreç, Karar verilmesi gerekenler, bütçelendirmenin nasıl yapılabileceği ve elde edilecek kazançlar anlatılmış ve önerilen bir organizasyon şemasile makale sonuçlandırılmıştır.

ORGANİZASYON: Kuruluş aşamasında Türk Havacılık Standartları Enstitüsü (THSE) için önerilen olası bir organizasyon şeması Ek’tedir. Ünitelerin yetki ve sorumlulukları kendi görevleriyle sınırlı olup, Yönetim Kurulunca belirlenecektir. Bizce yönetim Kurulu başkanlığının eşbaşkanlık olarak Ulaştırma ve Milli Savunma Bakanlarınca yapılması uygun olacaktır.

MAKSAT: Türk Havacılık camiasının münferit olarak kazandığı olanak ve yetenekleri geliştirip, birleştirerek; Uluslararası Havacılık camiasına karşı rüştünü ispat ederek, onunla beraber ve ona katkıda bulunarak, 27.10.1999 tarih ve 4457 sayılı kanunla kurulmuş TÜRKAK bünyesinde, ulusal ve uluslararası havacılık üretim ve etkinliklerine akreditasyon sağlamak.

BU AŞAMADA KARAR VERİLMESİ GEREKENLER: 1.

KAPSAM: 2.

Bu maksatla,başta ülkemizdeki havacılık faaliyetlerinin ilk anından itibaren içinde olanTürkHavaKuvvetleri Komutanlığının Hava Harp Okulu, Havacılık ve Uzay Teknolojileri Enstitüsü ile koordine ederek;TAI(Turkish Aerospace Industries), TEI (Turkish Engine Industries), THK (Türk Hava Kurumu), kuruluş aşamasındaki TUK (Türk Uzay Kurulu),K.K.K.lığı Havacılığı, THY (Türk Hava Yolları), Özel Havayolu şirketleri ve Havacılık konusunda Eğitim ve Öğretim veren Ulusal Üniversite ve kurumların ve ilgili Sanayiinin Türk Havacılık Standartlarına uygunluğunu geliştirmek ve sağlamak.

Enstitünün hangi bünyede kurulması gerektiği a. Herhangibir Üniversite b. Herhangibir Bakanlık c. Bir Anonim Şirket olarak Enstitüye tahsis edilecek bütçe a. Bütçe Plan Komisyonundan b. Başbakanlık Örtülü ödeneğinden c. Şans oyunlarından belirli bir yüzde tahsisi KAZANÇLAR:

Bu faaliyet ile elde edilecek kazançlar şunlardır: 1. T.C. kendine özgü Havacılık Standartları geliştirmiş olur. Türk Havacılık camiası organize bir şekilde neyi nasıl yapacağını bilir. Sözgelimi bir mühendis bir şirket bir uçak tasarlamak istediğinde uçabilirlilik için gerekenlerin neler olduğunu kolayca referans alabilir. 2. Camianın disiplini sağlanır. 3. Akreditasyon uygulamaları ile gelir elde edilir. 4. Çağdaş bir ürünü ulusal standartlarda üretmek, toplumun ve camianın özgüvenini arttırır.

SÜREÇ: Enstitünün kuruluşundan itibaren iki yıl, Etüd ve Projelendirme çalışmalarıyla geçecek, bu sürede Enstitü Genel Sekreterliğinin Enstitü Yönetim Kuruluna karşı yetki ve sorumluluklarının çok iyi belirlenerek; THY Mühendislik Başkanlığı tarafından yürütülmesi uygun olacaktır. İki yıl sonunda

66

HaSeM'08 5.

Standartları kolaydır

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

belli

bir

ürünü

üretmek

SONUÇ: Olası belirgin adımlar ve üstünlükleri şunlardır: Enstitü herhangi bir Üniversite bünyesinde kurulursa Bilim adamlarına ve ARGE olanaklarına yakınlık sağlar. Enstitü herhangi bir bakanlık bünyesinde kurulursa daha geniş bütçe ile çalışma ve bürokrasiye yakınlık sağlanır. Enstitüyü bir Anonim Şirket olarak kurmak sınırsız özerklik sağlar. Konunun stratejik önemine binaen biz EnstitününUlaştırma Bakanlığı bünyesinde Ulaştırma ve Milli Savunma Bakanlarının Yönetim Kurulu Eşbaşkanlıklarında kurulmasını öneriyoruz. Bu Enstitünün kurulması için hemen harekete geçmek lazımdır. Aksi takdirde Türk Havacılık Camiasının konuyla ilgili gayretleri günü kurtarmaktan öteye geçemeyecektir. REFERANSLAR: 1. 2. 3. 4. 5. 6.

www.turkak.org.tr www.faa.gov www.jaa.nl www.ubak.gov.tr www.msb.gov.tr www.hvkk.tsk.mil.tr

67

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Yönetim Kurulu Başkanı Milli Savunma Bakanı, Ulaştırma Bakanı Yönetim Kurulu *Türk Hava Kuvvetleri Komutanı (üye) *THK Başkanı (üye) *TAI Gn. Md. (üye) *TEI Gn. Md. (üye) *İTÜ UUBF Dekanı (üye) *ODTÜ HUBF Dekanı (üye) *Anadolu Ünv. Hvclk. Y.O. Md. (üye) *Erciyes Ünv. Sv. Hv. Y.Ok.Md. (üye) *Kocaeli Ünv. Sv. Hv.Y.Ok. Md.(üye) *Kara Hvclk.Okul Komutanı (üye) *THY Gn. Md. (üye) *Aselsan Gn. Md. (üye) *Havelsan Gn. Md. (üye) *Roketsan Gn. Md. (üye) *Sivil Havacılık Gn. Md. (üye) *Savunma Sanayi Müsteşarı (üye) Enstitü Genel Sekreterliği THY Mühendislik Başkanı Üniversitelerarası Bilimsel Kurul (Öğretim.Üyeleri)

Personel Standart ları

Kurumsal Standartlar

Sabit Kanatlı Uçak Standartları

Döner Kanatlı Uçak Standartları

Uzay Aracı Standart ları

Metal yakıt Kompozit Malzeme standartları

Bağlı Müdürlükler

İnsan Kaynakları

TÜRKAK ile ilişkiler

Diğer Standartlarla İlişkiler

FAA ile İlişkiler JAA ile İlişkiler

Akreditasyon Uygulamaları 68

Etüd ve Projeler

Ticari ve Sınai Firmalarla İlişkiler

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

TÜRK TİCARET KANUNU TASARISI VE HAVAYOLU TAŞIMACILIĞI Hülya GÖKTEPE e-posta: [email protected] Anadolu Üniversitesi,İktisadi ve İdari Bilimler Fakültesi, 26470 ESKİŞEHİR

taşımacılığı pazarında yer alabilmek için, Türkiye tarafından imzalanan ikili ve çok taraflı anlaşmalar belirleyici iken, dış hat tarifesiz seferler için ise ilgili taşıyıcıların iki ülkenin sivil havacılık otoritelerinin onayını alması gerekmektedir.

ÖZET Tasarısı Prof. Dr. Ernst E. Hirsch tarafından kaleme alınmış bulunan 6762 sayılı Türk Ticaret Kanunu, 1 Ocak 1957 tarihinde yürürlüğe girmiştir ve elli yıldır uygulanmaktadır. Dünyadaki değişmeler ve gelişmelerin yanı sıra Avrupa Birliğine giden süreçte tam üyelik için müzakerelere başlanması, başta temel kanunlar olmak üzere tüm mevzuatın Avrupa Birliği müktesebatı ile uyumlu hale getirilmesini zorunlu kılmıştır. 6762 sayılı Kanunun yerini alacak yeni bir Türk Ticaret Kanunu hazırlanması da bu zorunluluğun kapsamı içindedir. Bunun dışında teknolojideki hızlı değişiklikler, AB yanında, Avrupa Ekonomik Alanı ve NAFTA gibi birliklerin çalışmaya başlamaları ve nihayet Dünya Ticaret Örgütünün faaliyete geçmesi de Türk Ticaret Kanununu doğrudan ilgilendiren gelişmeler arasında yerlerini almıştır. Çünkü, bu birlikler de uluslararası veya uluslarüstü nitelikte maddî hukuk kuralları koymuşlardır. Bütün bu sebeplerle yeni bir Türk Ticaret Kanunu Tasarısı(TTKT) hazırlanmıştır. 1535 maddeden oluşan Tasarı TBMM Adalet Komisyonu tarafından kabul edilmiştir ve bu yıl içerisinde yürürlüğe gireceği tahmin edilmektedir.

Hava aracının kalkış ve varış yerinin aynı ülke içinde bulunduğu ve Varşova Konvansiyonunun da uluslararası taşımalara dahil etmemiş olduğu taşımalar iç taşımalardır. Konvansiyona göre kalkış ve varış yeri aynı ülkede bulunan taşımalar iç taşımalardır, fakat sözleşmede bir duraklama yeri kararlaştırılmış olması ve bu duraklama yerinin de başka bir devletin egemenliğinde olması halinde bu taşımalarda dış taşıma olarak kabul edilmiştir. İç taşımalarda her ülkenin ulusal mevzuatı ve Türkiye’de Türk Sivil Havacılık Kanunu hükümleri uygulanır [1]. 14.10.1983 tarihinde kabul edilen Türk Sivil Havacılık Kanunu’nun (TSHK) [2] 106.ncı maddesine göre, havayolu ile yurt içinde yapılacak taşımalarda, bu Kanunda hüküm bulunmadıkça, Türkiye’nin taraf olduğu uluslararası anlaşmaların hükümleri ve bu anlaşmalarda da hüküm bulunmadığı hallerde Türk Ticaret Kanunu (TTK) hükümleri uygulanır. Türkiye’den yurt dışına ve yurt dışından Türkiye’ye yapılacak dış taşımalarda ise Varşova Konvansiyonu (Uluslararası Hava Taşımalarına İlişkin Bazı Kuralların Birleştirilmesi Hakkında Sözleşme) ve 1955 Lahey Protokolü[3] hükümleri uygulanacaktır. Dış taşımalarda Varşova Konvansiyonunun düzenlemediği ya da düzenlemesinde eksik bıraktığı noktalarda yine ulusal mevzuatın uygulanması söz konusu olacaktır. Konvansiyonda tarif edilmemiş hukuki kavramlar da ulusal mevzuata göre belirlenir. Bazı hallerde Konvansiyon hangi ulusal mevzuatın uygulanacağını kendisi tayin etmiştir. Konvansiyonun ulusal mevzuatı tayin etmediği hallerde, uygulanacak hukuk devletler özel hukuku bağlama kurallarına göre belirlenir. Dış taşımanın Varşova/Lahey kapsamına girmeyen bir taşıma olması halinde de hangi ulusal mevzuatın uygulanacağı devletler özel hukuku bağlama kurallarına göre belirlenir. Taşımada Türk hukuku uygulanacaksa TSHK hükümleri uygulanır.

Bu çalışmada TTK Tasarısının havayolu taşımacılığına yönelik düzenlemeleri ortaya konulmaya çalışılmıştır. Havayoluyla taşımalara uygulanacak kanuni hükümlerin neler olduğu ve uygulama sırası açıklandıktan sonra yürürlükte bulunan 6762 sayılı TTK’da bulunan düzenlemelere yer verilmiştir. Tasarının mevcut düzenlemelerde değişiklik yapıp yapmadığı, yaptıysa bu değişikliklerin neler olduğu açıklanmıştır. I. HAVAYOLUYLA TAŞIMALARA UYGULANACAK KANUNİ HÜKÜMLER Türkiye’de, Türk özel havayolu şirketlerinin iç hat uçuşları Türk sivil havacılık mevzuatına göre yapılırken dış hat uçuşları ikili hava ulaştırma anlaşmaları çerçevesinde ve ülkemizin üye olduğu Uluslararası Sivil Havacılık Örgütü’nün (ICAO) düzenlemelerine ve tavsiye kararlarına göre yapılmaktadır. Tarifeli dış hat yolcu ve yük

69

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Türkiye 1.3. 1977 tarih ve 2073 sayılı Kanun ile Varşova Konvansiyonunu ve bu Konvansiyonu değiştiren 28.9.1955 tarihli Lahey Protokolünün onaylanmasını uygun bulmuş ve Konvansiyon ve protokol 7/13874 sayılı Bakanlar Kurulu Kararı ile 29.8.1977 tarihinde onaylanmış ve 3 aralık 1977 tarihli Resmi Gazete’de yayınlanmıştır. Montreal Protokolü ise 1999 yılında imzalanmış fakat henüz onaylanmamıştır.

taşımak bir ticari işletme faaliyetidir ( TTK md.12, TSHK md.18), taşıyıcıda her zaman tacirdir (TTK md.14). TTK’nın tacirlere ilişkin düzenlemeleri hava taşıyıcıları hakkında da geçerlidir. Taşıyıcı, TSHK ve Varşova Sözleşmesinde doğrudan doğruya tanımlanmamıştır. TTK’ya göre taşıyıcı, ücret karşılığında yolcu ve eşya taşıma işlerini üzerine alan kimsedir (md.762). TSHK’da ticari hava işletmelerinin izin ve ruhsatını düzenleyen 18 ve 19.’ncu maddeler TTK’daki taşıyıcı tanımına uygun olarak düzenlenmiştir [6].

Kısaca Türkiye içindeki taşımalarda sırasıyla Türk Sivil Havacılık Kanunu, bu kanunda hüküm yoksa 1929 Varşova Konvansiyonu ve 1955 Lahey Protokolü, bunlarda da hüküm yoksa Türk Ticaret Kanunu [8] hükümleri ve genel hükümler olan Borçlar Kanunu hükümleri uygulanacaktır.

Hava taşıma sözleşmesinin sona ermesi hakkında TSHK ve Varşova Sözleşmesinde özel hükümler yoktur. Buna göre TSHK’nın 106. maddesine göre TTK’ya gidilecektir. TTK da yolcu/bagaj ve eşya taşıma sözleşmesini sona erdiren sebepler hava taşıma sözleşmesini de sona erdirecektir. Öncelikle taşıma sözleşmeleri bakımından ortak olan genel nitelikteki sona erme sebepleri hava taşıma sözleşmeleri içinde geçerlidir. İfa, ifanın sonradan kusursuz imkansız hale gelmesi, tarafların anlaşması, sözleşme süresinin geçmesi, taraflardan birinin kanunen geçerli bir biçimde feshi ihbarda bulunması ya da sözleşmeden dönmesi hava taşıma sözleşmeleri için de sona erme sebepleridir[5]. TTK’da yolcu taşıma sözleşmesini sona erdiren sebepler üç grupta toplanabilir: 1. Taşıyıcı ya da yolcunun herhangi bir sebep olmaksızın seferden vazgeçmeleri: TTK md.800/b.2 hükmüne göre taşıyıcı herhangi bir sebep olmaksızın sefere devamdan vazgeçebilir. Bu durumda seyahat ücretinin verilmesi gerekmez; ücret önceden ödenmiş ise yolcuya iade edilmesi gerekir. Ayrıca taşıyıcıdan zarar ve ziyan talep olunabilir. Aynı şekilde hareketten önce ya da sonra yolcunun hiçbir sebep olmadan taşıma ücretinin tamamını ödeyerek yolculuktan vazgeçmesi mümkündür (TTK md.800/b.1 md.799/b.2) 2. Yolcunun kanunda öngörülen sebeplerle sözleşmeden cayması ya da sözleşmenin ifasından vazgeçmesi: Hava seyahatinde gecikmenin iki günü aşması ya da gecikme yüzünden seyahatten beklenen faydanın ortadan kalması halinde yolcu sözleşmeden cayabilir ve ödediği ücreti de geri isteme hakkı vardır (TTK md.801). Taşıyıcı, sefer esnasında tarifesine girmeyen bir yerde durur ya da tayin etmiş olduğu yoldan başka bir yerde durur ya da tayin etmiş olduğu yoldan başka bir yolu takip eder veya diğer şekilde kendi fiilinden doğan bir sebeple taşımayı geciktirirse yolcu sözleşmeden cayıp tazminat isteyebilir. Bu halde istenebilecek tazminat yolcunun sözleşmenin yerine getirilmemesinden dolayı uğradığı zararlara karşılık olan tazminattır (TTK md.802/f.1). Sefer, hükümet emrinden veya idarî bir tasarruftan; taşımanın yapıldığı aracın tamirinin zorunlu olmasından veya ansızın çıkıp yolculuğa devamı

II. YÜRÜRLÜKTE OLAN TTK’NIN HAVAYOLUYLA TAŞIMALARA UYGULANABİLEN HÜKÜMLERİ TSHK, 106.ncı maddesinde TTK hükümlerini uygulanacak hükümler arasında saymasına rağmen TTK’nın hangi hükümlerinin uygulanacağını göstermemiştir. Bu durumda TTK’nın hangi hükümlerinin uygulanacağı sorusu gündeme gelmiştir. TTK’nın 762-807.nci maddelerinin taşıma hukukuna ilişkin genel hükümler olmasından hareket edilerek, özel hüküm bulunmayan hallerde bu hükümlerin uygulanması gerektiği ifade edilmiştir. 6762 Sayılı Türk Ticaret Kanunu’nun 3. Kitabının 6. Faslının 2. Kısmı “Taşıma İşleri ve Taşıma Senedi”ne ayrılmıştır. Bu kısımda önce taşıma ile ilgili genel hükümlere yer verilmiş (Madde 762-767), sonra da, eşya ve yolcu taşımaları (Madde 768-807) , ile taşıma işleri komisyonculuğu (Madde 808-815) düzenlenmiştir [4]. TSHK, hava araçları kullanma sözleşmeleri olarak kira ve Çarter sözleşmelerini ele almıştır. TSHK’nun 118’nci maddesinde bu sözleşmelere uygulanacak hükümler açıklanmaktadır. Buna göre Uçuş personeli almadan sadece hava aracının kiralanması halinde Borçlar Kanununun ilgili hükümleri, uçuş personeli ile birlikte bir hava aracının tamamının veya bir kısmının yahut muayyen bir mahallinin kiralanması veya Carter Sözleşmesi halinde Türk Ticaret Kanununun ilgili hükümleri uygulanır. Kanun uçuş personeli alınıp alınmamasına göre bir ayırım yapmıştır. Uçuş personeli alınarak bir hava aracının kiralanması halinde TTK hükümlerinin uygulanacağını belirtmiştir. İlgili hükümler taşıma sözleşmesi ile ilgili md.762 ve devamı hükümleridir. Hava taşıma sözleşmeleri TSHK ve Varşova Sözleşmesinde yer alan özel hükümlerin yanı sıra TTK anlamında bir taşıma sözleşmesi olarak karşımıza çıkmaktadır [5]. Havada yolcu ve eşya

70

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

tehlikeli kılan bir sebepten gecikmişse, yolcu taşıma ücretini, gidilen mesafe ile orantılı olarak ödeyerek sözleşmeden cayabilir (TTK md.803/b.1). 3. Sözleşmenin kendiliğinden hükümden düşmesi: Ölüm, hastalık veya bunun gibi bir mücbir sebep dolayısıyla sefer yapılamamışsa, sözleşme, taraflardan herhangi birine tazmin yükümü doğurmaksızın kendiliğinden geçersiz olur (TTK m.799/b.3). Taşıma araçlarıyla ilgili olan ve taşıyıcı için kusur oluşturmayan veya iki tarafın da kusurları olmaksızın yolculuğa engel oluşturan veya yolculuğu tehlikeli kılan bir sebep dolayısıyla sefer yapılmamışsa, sözleşme, taraflardan herhangi birine tazmin yükümü doğurmaksızın kendiliğinden geçersiz olur (TTK md.799/b.4). Sefer, yolcunun kendisini veya taşıma aracını ilgilendiren ve taşıyıcı için kusur oluşturmayan bir sebepten duraklarsa, ücret, gidilen mesafe ile orantılı olarak ödenir. Bu halde taraflardan hiçbiri diğerine tazminat ödemez (TTK md.800/b.3).

III. TTK TASARISININ HAVAYOLU TAŞIMACILIĞINI İLGİLENDİREN HÜKÜMLERİ TTK Tasarısı'nda 6762 sayılı TTK’da taşıma senedi dolayısıyla kıymetli evrak hükümleri içinde yer alan taşıma, “taşıma işleri” olarak ayrı bir kitap haline getirilmiştir. Taşımaya ilişkin hükümlerimizin büyük çoğunluğu 1926 tarihli Türk Ticaret Kanunundan geliyordu. Bunlara da birçok ülkenin bugün yürürlükten kalkmış hükümleri kaynaklık etmişti. Sözkonusu hükümler hem Türkiye'yi uluslararası piyasaların dışında tutuyor hem taşıma sektörünün gereksinimlerine cevap veremiyor hem de yorum güçlükleri doğuruyordu. Taşımaya ilişkin hükümlerin düzenlenmesinde CMR kısaltmasıyla anılan Karayollarında Eşya Taşınmasına İlişkin Milletlerarası Sözleşme hükümlerinden ve Alman Ticaret Kanunundan yararlanılmıştır [7]. Taşıma işleri kitabında birinci kısımda genel hükümlere yer verilmiş, ikinci kısım eşya taşımaya ayrılmış, üçüncü kısımda taşınma eşyasının taşınması, dördüncü kısımda değişik tür araçlar ile taşıma konusu ele alınmıştır. Beşinci kısımda yolcu taşıması düzenlenmiş, son olarak altıncı kısımda ise taşıma işleri yüklenicisine ilişkin kurallara yer verilmiştir. 6762 sayılı Türk Ticaret Kanununun 762 ilâ 767 nci maddeleri, “Taşıma İşleri ve Taşıma Senedi” hakkındaki genel hükümleri içermektedir. Tasarıda, bu sistem korunmuş ve ayrı bir Kitap haline getirilmiş olan “Taşıma İşleri”ne ilişkin genel hükümlere, 850 ilâ 855 inci maddelerde yer verilmiştir. Tasarının Dördüncü Kitabının özellikle birinci ve ikinci kısımları, Türk taşıma hukukunun genel hükümleri haline dönüştürülmüştür. Bu düzenleme çerçevesinde, karayoluyla ve demiryoluyla yapılan ve ilgili milletlerarası sözleşmelerin uygulama alanına girmeyen eşya taşımaları, yolcu taşımaları, taşınma eşyası taşıması, değişik tür araçlar ile yapılan (karma, kombine) taşımalar ve taşıma işleri yüklenicileri hakkında uygulanacak ortak kurallar tespit edilmiştir. Dolayısıyla, 6762 sayılı Kanunun 764 üncü maddesinden farklı olarak, demiryoluyla yapılan taşımalar da artık Tasarının bu hükümlerine tâbi tutulmuştur. Buna karşılık, deniz ve havayoluyla yapılan taşımalar hakkında kendi içinde kapalı ve geniş kapsamlı yasal düzenlemeler bulunduğundan, 6762 sayılı Kanunun 764 üncü maddesine uygun olarak, Tasarının 852’nci maddesinde bu taşımalar hariç tutulmuştur [7]. Buna göre havayoluyla yapılan taşımalarda daha önce değinildiği gibi sivil havacılık mevzuatı uygulanacaktır. Uluslararası taşımalarda öncelikle, Türkiye’nin taraf olduğu milletlerarası sözleşmelerin hükümleri doğrudan tatbik edilecek; ayrıca, 2675 sayılı Milletlerarası Özel Hukuk ve Usul Hukuku Hakkında Kanun hükümlerine göre tarafların yapmış olabilecekleri hukuk seçimleri dikkate alınacaktır. Yurt dışı hava taşımalarında Varşova Konvansiyonu hükümleri uygulanacaktır.

TTK’da eşya taşıma sözleşmesini sona erdiren sebepler de üç grupta toplanabilir: 1. Gönderenin isteğiyle seferin hiçbir sebep olmaksızın kesilmesi: TTK md.778’e göre gönderen hiçbir sebep olmaksızın taşımayı durdurabilir ancak bunun için eşya üzerinde tasarruf hakkına sahip bulunması gerekir. Gönderen taşımayı hareketten önce yada sonra durdurabilir. Hareketten önce taşıma durdurulursa gönderen, kararlaştırılmış olan ücretin yarısını ve boşaltma ve yükletme masraflarıyla taşıyıcı tarafından yapılan diğer zorunlu masrafları ödemekle yükümlüdür (TTK md.778/b.1). Taşıma hareketten sonra durdurulacak olursa gönderen taşıma ücretinin tamamını ve yükleme ve boşaltma masraflarıyla eşya gönderene iade olununcaya kadar taşıyıcı tarafından yapılan zorunlu masrafları ödeme yükümlülüğü altındadır (b.2). 2. Gönderenin kanunda öngörülen sebeple sözleşmeden cayması: Taraflardan birisi için kusur teşkil etmeyen bir sebepten dolayı eşyanın taşınması engellenmiş veya çok gecikmiş olursa taşıyıcı durumu derhal gönderene bildirmelidir. Bu durumda gönderen taşıyıcının imzaladığı taşıma senedini geriye vermek ve 777. madde gereğince belirlenecek tazminatı ödemek suretiyle sözleşmeden cayabilir (TTK md.774). 3. Sözleşmenin kendiliğinden hükümden düşmesi: Taraflardan birisi için kusur teşkil etmeyen sebeplerden dolayı seferin durması ya da duraklaması halinde sözleşme kendiliğinden hükümden düşer. Birinci halde taşıyıcı ücrete hak kazanmasa bile, yükleme ve boşaltma masraflarıyla yaptığı diğer zorunlu masrafları isteyebilir (TTK md.777/f.2). İkinci halde, gidilen mesafe oranında taşıma ücretine hak kazanır, ayrıca yaptığı masrafları talep eder (TTK md.777/f.1).

71

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

İç taşımalarda TSHK’nun 106. maddesine göre TSHK, bu kanunda hüküm yoksa 1929 Varşova Konvansiyonu ve 1955 Lahey Protokolü, bunlarda da hüküm yoksa Türk Ticaret Kanunu hükümleri uygulanacaktır. TTK Tasarısının 850 ila 855’nci hükümleri taşıma işlerine ilişkin genel hükümler olarak havayolu taşımacılığına da uygulanacaktır. Bu hükümler 6762 sayılı TTK’da 762 ila 767’inci maddelere karşılık gelmektedir. Carter sözleşmelerine Tasarının 850 vd. maddeleri uygulanacaktır. Taşıyıcının tanımı md. 850’de yapılmıştır. Hava taşıma sözleşmeleri TSHK ve Varşova Konvansiyonunun yanı sıra Tasarının taşıma sözleşmeleri ile ilgili hükümlerine (TTK Tasarısı md.856 vd.) de tabi olacaktır.

zorunluğunu yüklüyordu. Eski hüküm menfaatler dengesine olduğu kadar, gerçeğe de uymuyor, yolcu taşıma işletmeciliğinin ulaştığı düzeyi dikkate almıyordu. Bugün yer ayırttığı sefere gelmeyen yolcuya, izleyen seferlerde yer verebilmek taşıyıcı yönünden güç hatta çoğu kez olanaksızdır. Bu sebeple yolcunun izleyen seferlerden biriyle seyahat etmek hakkı seferin herhangi bir sebeple zaten yapılamaması haline özgülenmiştir. Hüküm yolcuya bu hakkı, seferin yapılamamasında taşıyıcının kusuru bulunmasa da kendisi de yapılamayan sefer için zamanında hareket yerine gelmemiş olması halinde de tanınmıştır. Sefer herhangi bir sebeple yapılamamış, yolcu bu sefer için hareket yerine gelmişse izleyen seferlerden birinde seyahet etmek hakkı öncelikle vardır. Hüküm 6762 sayılı Kanundaki metinden bir noktada daha ayrılmaktadır. Yolcuya izleyen seferlerden birinde yer vermek taşıyıcı yönünden imkânsız olduğu veya büyük bir yük oluşturduğu takdirde taşıyıcı bu yükümlülükten kurtulur. Ancak söz konusu halde taşıyıcı taşıma ücretini iade eder ve makul bir tazminat öder. Bu tazminatın yolcunun tüm zararını karşılaması şart değildir. Seferin yapılamamasında taşıyıcının kusuru yoksa kendisine önerilen seferi haklı bir sebep olmaksızın reddeden yolcu bilet ücretini öder [7].

Tasarının yolcu taşıma sözleşmesinin sona ermesini düzenleyen hükümleri genellikle 6762 sayılı TTK’dan aynen alınmıştır. Yolcu taşıma sözleşmesini sona erdiren sebepler Tasarıda 907 ila 911 maddelerde düzenlenmiştir, ki bu maddeler TTK’da 799 ila 803 maddelerine karşılık gelmektedir. TTK Tasarısı md 908’e göre Seferin hareket etmesi gecikmişse, gecikme haklı bir sebebe dayansın veya dayanmasın yolcu sözleşmeden cayıp ödediği ücreti ve varsa zararını, gecikmeye rağmen seyahat etmişse sadece gecikmeden doğan zararını isteyebilir. 6762 sayılı Kanunda bu haklar, gecikmenin iki günü aşması halinde doğmaktadır. Çağdaş uygulamalar çerçevesinde bu sürenin “hal ve şartlara uygun bir süre” olarak değiştirilmesi gerekmiştir. Hüküm cayma kavramına yer vererek, sözleşmeden dönme hükümlerinin uygulanacağını ifade etmiştir. Yolcu taşıma sözleşmesinin özellikleri ve yolcunun konumu dikkate alınarak cayma herhangi bir şekle bağlanmamış, hatta caymanın, cayma anlamına gelebilecek hareketlerde açıklanması da yeterli görülmüştür. Bu sebeple hareket yerinden ayrılma caymadır; ayrıca 18 inci maddenin üçüncü fıkrasına uygun bir ihtar veya ihbarda bulunulması gerekmeyecektir. Hüküm, herhangi bir zararın ispat edilemediği hallerde, taşıyıcının tazminat borcunu bilet ücretinin üç misli ile sınırlandırmıştır. Bu suretle menfaatler dengesi korunmuştur. Eğer yolcu, bu maktu tazminatı aşan bir zarara uğramışsa, taşıyıcı, maddenin ikinci cümlesine göre zararın tamamından sorumludur [7].

6762 sayılı TTK’da 774 ila 778 maddeleri arasında düzenlenen eşya taşıma sözleşmesini sona erdiren sebepler, Tasarıda yürürlükten kaldırılmaktadır. Eşya taşımacılığı ile ilgili düzenlemeler CMR ve Alman Ticaret Kanunu’ndan esinlenilerek yapılmıştır. IV. SONUÇ TTK Tasarısının dördüncü kitabı olan “Taşıma işleri” karayoluyla ve demiryoluyla yapılan taşımalarda uygulanacak ortak kuralları tespit etmiştir. Havayoluyla yapılan taşımalarda özel olarak geniş kapsamlı yasal düzenlemeler bulunduğundan bu taşımalar kapsam dışında tutulmuştur. TSHK 106. maddesine göre, havayoluyla yapılacak iç taşımalarda Türk Sivil Havacılık Kanunu, bu kanunda hüküm yoksa 1929 Varşova Konvansiyonu ve 1955 Lahey Protokolü, bunlarda da hüküm yoksa Türk Ticaret Kanunu hükümleri ve genel hükümler olan Borçlar Kanunu hükümleri uygulanacaktır. Dış taşımalarda ise Varşova/Lahey Konvansiyonu hükümleri uygulanacaktır. TTK hükümlerinin havayolu taşımacılığına uygulanabilmesi için ya TSHK’da doğrudan doğruya atıf yapılmış olması ya da TSHK ve Varşova Konvansiyonunda bir konuyla ilgili olarak herhangi bir düzenleme yapılmamış olması gerekir.

TTK Tasarısı 907. maddenin dördüncü bendi 6762 sayılı Kanunun 799 uncu maddesinin (1) numaralı bendinden bazı değişikliklerle alınmıştır. Eski hüküm, yolcunun belli vakitte hareket yerinde hazır bulunmaması halinde, ondan sonraki araç ile seyahat etmek hakkını haiz olduğu, seyahat etsin, etmesin ücreti tamamen ödemek yükümü altında olduğu şeklindeydi. Bu hüküm taşıyıcıya, belli bir sefer için yer ayırtmış bulunan yolcuya, izleyen seferlerde hatta, yolcunun hareket yerine geldiği ilk seferde yer vermek

KAYNAKLAR [1] İnci Kaner, Hava Hukuku, gözden geçirilmiş ikinci baskı, Filiz Kitabevi, İstanbul, 2004, s.53

72

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

[2] 2920 Sayılı Türk Sivil Havacılık Kanunu, RG 19/10/1983, Sayı:18196 [3] 12 Ekim 1929 tarihinde Varşova’da imzalanan Uluslararası Hava Taşımalarına İlişkin Bazı Kuralların Birleştirilmesi Hakkında Sözleşme [4] Sabih Arkan, “Karayoluyla Yapılan Eşya taşımalarında taşıyıcının sorumluluğu” Eşya taşımacılığı Sempozyumu, 26-27 ocak 1984, Ankara 1984 [5] Hüseyin Ülgen, Hava Taşıma Sözleşmesi, Banka ve Tic. Huk. Araştırma Enstitüsü Yayını, Yay.No:201, Ankara,1987. [6] TSHK Md. 18 - Gerçek ve tüzelkişilerin ticari amaçla, ücret karşılığında hava araçlarıyla yolcu veya yük veya yolcu ve yük taşımaları ile ticari amaçla diğer faaliyetlerde bulunmaları için Ulaştırma Bakanlığından izin almaları ön şarttır. TSHK Md.19. - Hava araçlarıyla ticari amaçla, belirli hatlar üzerinde, ücret karşılığında yolcu veya yük veya yolcu ve yük taşıması yapacak olan gerçek veya tüzelkişilerin 18 inci maddede belirtilen izinden başka, Ulaştırma Bakanlığından işletme ruhsatı almaları şarttır. [7] TTK Tasarısı Madde Gerekçeleri, http://www.kgm.gov.tr [8] 29/6/1956 tarihli ve 6762 sayılı Türk Ticaret Kanunu , R.G. 9/7/1956, Sayı:9353 [9] http://www.shgm.gov.tr/mevzuat 15 Mart 2008 tarihli internet sayfası

73

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

TÜRKİYE’NİN İLK UÇAK FABRİKASINI KURAN ADAM / BÜYÜK TÜRK GİRİŞİMCİSİ NURİ DEMİRAĞ Önder ŞAHİN e-posta: [email protected] THY Teknik A.Ş., Elektrik-Elektronik Mühendisi (M.Sc.), İSTANBUL

O yıllarda Birinci Dünya Savaşı'nda hüsrana uğramamızın neticesiyle Nuri Bey de, hüsrana uğramış bir devletin gariban bir memuru olarak, azınlık gruplar ve işgalciler tarafından bir çok hakarete maruz kalmıştı. Bu ağır hakaretleri içine sindiremeyen Nuri Bey, "Milli haysiyet ve şerefi, üçbuçuk Palikaryanın ayakları altında çiğnenen bir hükümete memurluk edemem" diyerek 1919’da görevinden istifa eder [1].

ÖZET "Madem ki bir millet teyyaresiz yaşayamaz, öyleyse bu yaşama vasıtasını başkalarının lütfundan beklememeliyiz. Ben bu uçakların fabrikasını yapmaya talibim." 1932'de bu sözleri söyleyerek Türkiye'de ilk uçak fabrikasını kuran Nuri Demirağ, o yıllarda Türkiye'de dünya standartında uçak yapmış; ama siyasi çarkları aşmasına müsaade edilmemişti. Türkiye için son derece hayati önemi haiz bu ilk uçak sanayi müteşebbisinin şimdiye kadar bilinmeyen hayat hikayesi hepimize örnek olacak ve ufkumuzu açık tutacaktır.

Müteşebbisliğe İlk Adım Nuri Bey, bundan sonra ne yapacağını düşünürken, cepte 252 lira sermayeyle, Ketenciler'de küçük bir dükkanda, "Türk Zaferi" isminde sigara kağıdı üretmeye başlar. İstanbul ve Anadolu, o zamana kadar azınlıkların tekelinde olan yerli malı sigara kağıdını kapışır. Bu sayede Nuri Bey'in kazancı günden güne artar. Bu teşebbüsün üzerinden henüz üç buçuk sene gibi kısa bir süre geçmesine rağmen 252 lira ile işe başlamış olan Nuri Bey'in elinde tam 84.000 liralık büyük bir kazanç vardır. Nuri Bey kazandıgı paraya, kendi şahsi parası olarak bakmıyor, "Ben bu parayı cemiyetten kazandım, onu cemiyete faydalı işlerde kullanmalıyım" diyordu [1].

Türkiye’nin ilk uçak fabrikasını kuran adam Montaj sanayi mantığına karşı çıkarak, kendi teknolojimizle birlikte kendi sanayimizi de kurmamız gerektiğini söyleyerek hem ne kadar ileri görüşlü olduğunu gösteren ve hem de bu yönüyle o devrin zenginlerinden ayrılan Nuri Demirağ şöyle konuşuyordu: "Avrupa'dan, Amerika'dan lisanslar alıp teyyare yapmak kopyacılıktan ibarettir. Demode tipler için lisans verilmektedir. Yeni icat edilenler ise bir sır gibi, büyük bir kıskançlıkla saklanmaktadır. Binaenaleyh kopyacılıkla devam edilirse, demode şeylerle beyhude yere vakit geçirilecektir. Şu halde Avrupa ve Amerika'nın son sistem teyyarelerine mukabil, yepyeni bir Türk tipi vücuda getirilmelidir." Milli sanayi ve milli kalkınma konusundaki tavizsiz çabaları Nuri Demirağ'a pahalıya mal olacak ve bir süre sonra önü inanılmaz bir şekilde kesilecektir [1].

İlk Büyük Müteahhitlik Türkiye Cumhuriyeti'nin ilk yıllarında demiryollarını millileştirme politikası gereği Samsun-Sivas demiryolu hattının inşasının Türk müteahhitlerine verilmesi kararlaştırılmıştı. Nuri Bey, bunu duyunca hiç vakit kaybetmeyerek ihaleye girer ve toplam 1250 kilometre demiryolu yapar, ki günümüzde yaklaşık olarak 10.000 kilometre demiryolu olduğunu düşünürsek bu rakamın ne kadar önemli olduğu anlaşılır. Tabii sadece rayların döşenmesi değil, köprü ve tünellerin yapılması, engebeli arazide dağların delinerek, çok büyük kayaların kırılarak yapıldığı zor bir demiryoludur bu... Nuri Bey'in üstlendiği Samsun'dan Erzurum'a kadar uzanan bu demiryollarının yapımı işinde o çevrenin halkı çalışır.

Nuri Bey 1886 yılında Sivas'ın Divriği kazasında doğar. Üç yaşında babasını kaybeder. Beş yaşında okula başlar. 1903 yılında, 17 yaşındayken, Ziraat Bankası'nın açtığı sınavda başarı göstererek bankanın Kangal kazasındaki şubesine tayin edilir. Uzun yıllar bu vazifeye devam eden Nuri Bey, Maliye Bakanlığı’nın sınavını kazanarak Maliye Şubeleri Müfettişi olarak İstanbul'a gelir.

74

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ tamir atölyelerinde görevliydi. Fransızca, İngilizce ve Almanca'yı çok iyi bilen bu genç mühendis, ilk "Türk tipi" uçakların planını çizmiş ve yapımını sağlamıştı. Nuri Demirağ ve Selahattin Alan, birlikte kolları sıvayarak modern bir uçak fabrikası meydana getirmişlerdi. Ayrıca Nuri Demirağ İstanbul Teknik Üniversitesi bünyesinde bir uçak mühendisliği bölümü açılması için öncülük etmiştir.

Nuri Bey'in başarısı, Samsun'dan Erzurum'a kadar demiryolu döşemekle kalmamıştır. Samsun'dan başlayan ilk taahhüdüyle birlikte, Fevzipaşa - Diyarbakır, Afyon Dinar, Sivas - Erzurum, Irmak - Filyos hatlarını yaparken, bir yandan da büyük inşaat işlerine atılarak, Bursa'da Sümerbank'ın Merinos, Karabük'te Demir Çelik, İzmit'te Selüloz, Sivas'ta Çimento fabrikalarıyla, İstanbul'daki büyük hal binasını ve Eceabad - Havza şosesini yapmıştır. O sıralar soyadı kanunu yeni çıkmıştı. Atatürk, Türkiye'nin bir çok yerini demir ağlarla ören Nuri Bey'e "Demirağ" soyadının verilmesinin uygun olacağını söyleyince, o da Demirağ soyadını almıştı.

THK, Beşiktaş’taki fabrikaya ilk olarak 65 adet planör, sonrasında 10 adet başlangıç eğitim uçağı sipariş etti. Planörler, 1937-1938 yıllarında tamamlanarak teslim edildi. Bu dönemde Selahaddin Alan’ın Eskişehir’de prototipini yaptığı, NuD-36 rumuzuyla 24 adet uçak imal edildi. 1938 yılında, Alman uzmanların da yardımıyla, NuD-38 rumuzlu, çift motorlu ve madeni gövdeli, 6 kişilik yolcu uçağının dizaynına başlandı.

T.C’ nin İlk Uçak Fabrikası Kuruluyor 1930'lu yıllara gelindiğinde dünyada ve Türkiye'de ekonomik sıkıntı had safhadaydı. Bu yüzden orduya uçak ve benzeri ihtiyaçlar ancak halkın himmetleriyle alınabiliyordu. O yıllarda ilginç bir kampanya düzenleniyor ve her ilden toplanan paralar ile bir uçak alınıyor ve alınan uçağın kuyruğuna da o ilin ismi yazılıyordu. Bunun yanında zengin işadamları da tek başlarına uçak alarak devlete hibe ediyorlardı. O zaman da, uçağın kuyruğuna o işadamının ismi yazılıyordu. Nuri Demirağ'a da gelir ve durumu izah ederler. Nuri Bey de “Siz ne diyorsunuz? Benden bu millet için bir şey istiyorsanız, en mükemmelini istemelisiniz. Madem ki bir millet teyyaresiz yaşayamaz, öyleyse bu yaşama vasıtasını başkalarının lütfundan beklememeliyiz. Ben bu uçakların fabrikasını yapmaya talibim” der. Sonra da hazırlıklara başlar.

Şekil 1. NuD-36 uçakları Nuri Demirağ'ın Beşiktaş'taki fabrikada yapılan ve hiç bir bozukluk göstermeden başarılı uçuşlarına devam eden uçakları, Türkiye'de olduğu kadar yurtdışında da büyük yankılar uyandırmıştı. Hele çift motorlu, barışta yolcu uçağı, savaşta istenildiği zaman eksiksiz bir bombardıman uçağı görevini görecek şekilde yapılan ve saatte 270 kilometre hıza ulaşan, 5 bin 500 metre yükseğe çıkabilen NuD-38 ‘in yapılması, dünya uçak sanayicilerinin dikkatini birden Türkiye'ye ve Nuri Demirağ'ın uçak fabrikasına çekmişti. Ürettiği NuD-38 adını taşıyan çift motorlu 6 kişilik yolcu uçağı yurt dışında büyük ilgi gördü ve bu uçaklar Dünya havacılığı yolcu uçakları A sınıfına alındı [1].

Nuri Bey, "Göklerine hakim olamayan milletler, yerlerde sürünmeye, yerin dibinde çürümeye mahkumdur", diyerek önüne çıkan bu fırsatı değerlendirir ve yanına aldığı mühendis ve teknisyenlerle seyahatlere çıkarak incelemelerde bulunmaya başladı. Almanya, Çekoslovakya ve İngiltere'deki uçak fabrikalarını gezdi. Nuri Demirağ, 1936 senesi ortalarına doğru uçak fabrikası için hazırlıklara başlamış ve ilk etapta on senelik bir program yapmıştı. Bir Çekoslovak firması ile anlaşarak Beşiktaş'ta Hayrettin İskelesi'nde, bugün Deniz Müzesi olarak kullanılan, o zamana göre modern bir bina yaptırdı [1]. Türkiye'nin ilk uçak mühendislerinden Selahattin Alan, Nuri Demirağ'in en değerli iş arkadaşlarından biriydi. Fransa'da uçak mühendisliği eğitimi yapan Selahattin Alan, Nuri Demirağ ile çalışmaya başlamadan önce, Türk Hava Kuvvetleri'nin Eskişehir'deki uçak bakım ve

Şekil 2. NuD-38 uçağı Türkler'in kendi uçaklarını kendilerinin yapması belli başlı uçak fabrikalarını endişelendiriyordu. İngiliz ve

75

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ ayda 150 lira burs veriyordu. Gök öğretmenlerinin aylığı ise 350 liraydı [1].

Almanlar'a göre Amerika'nın endişeleri daha büyüktü. Gerçi Türkler'in bu işin altından kalkabileceklerine inanmıyorlardı; fakat bu iş gerçekleşirse, ileride bir pazar kaybetmenin endişesi içerisindeydiler. Bu düşüncedeki Amerikan Uçak İmalatçıları Birliği, Türkiye'ye tetkiklerde bulunmak üzere birliğin başkanı Bay Todd'u göndermişti [1].

Okulu

Demirağ’ın İşleri Ters Gitmeye Başlıyor 1939’da THK, sipariş ettiği 65 adet uçak için imal edilen prototipe uygun olmaması, uçakların akrobasi kabiliyetinin bulunmaması ve zamanında teslimat yapılmaması gerekçeleriyle sözleşmeyi feshetti. Nuri Demirağ’ın THK’ya açtığı davada iki ayrı bilirkişi raporunun olumlu olmasına rağmen, siyasi baskıların etkisiyle Ankara Ticaret Mahkemesi Demirağ'ın aleyhine karar verdi ve bu karar Demirağ’ın havacılık konusundaki faaliyetlerine büyük ölçüde sekte vurdu. Nuri Demirağ çalışmalarına bir süre daha devam etti. II. Dünya Savaşı sırasında fabrikaya Westland Cysander tipi keşif/irtibat uçaklarının onarım ve yedek parça üretimi verildi. Fakat 1943’te fabrika faaliyetlerini durdurdu. Demirağ’a İspanya, Irak ve İran’dan gelen teklifler hükümet tarafından engellendi. Gök Okulu kapatıldı. Yeşilköy’deki üzerinde fabrika ve uçuş etüd merkezi olan tesisler havaalanı yapılmak üzere ‘yok fiyatına’ istimlak edildi. Elde kalan uçaklar ise devredilemeyip hurdacıya satıldı. O sırada, Atatürk hayatta değildir.

Pilot Yetiştirecek ‘Gök Okulu’ Yapılıyor Artık iş büyüyor; faaliyetlerin sınırları genişliyordu. Nuri Demirağ atölyede yapılan uçakların testleri için bir piste ihtiyaç duyuyordu. Bu yüzden, Yeşilköy'de, şu anda Atatürk Hava Limanı olarak kullanılan Elmas Paşa Çiftliği'ni satın alarak, burada 1559 dönümlük geniş arazi üzerinde 1000x1300 metre ölçülerinde bir uçus sahası yaptırdı. Bu sahanın üzerine ayrıca, Nuri Demirağ Gök Okulu, uçak tamir atölyesi ve hangarlar yapıldı. Bu tesisleri yaptıran Nuri Demirağ, "Türk'ün yaptığı uçakları elbette Türkiye'de yetişen pilotlar uçuracaktır" düşüncesiyle hareket ediyordu. Bu yüzden havacılık üzerine eğitim verecek, 150 yataklı bir yurdu da bulunan Gök Okulu'na, üniversitede okuyan veya mezun olmuş öğrenciler alınıyor ve uçuş eğitiminin yanısıra uçağın teknik yapısıyla ilgili eğitimler de verilerek pilot yetiştiriliyordu.

Türk Hava Kurumu ile olan davasını kaybeden Nuri Demirağ, başta o devrin Cumhurbaşkanı olmak üzere bütün hükümet üyelerine sayısız mektuplar yazarak, bu yanlışlığın düzeltilmesini ister. Ama kapılar bir kez daha yüzüne kapanır, ne kadar zorlasa da fabrika açılmaz. Nuri Demirağ 10 milyonluk zararı sineye çeker (O yıllarda devlet bütçesi 200 milyon liradır) [2]. Ne gariptir ki THK' nın almadığı bu uçaklar 16.000 uçuş yapar, senelerce uçar ve bir tek kaza dahi olmaz.

Şekil 3. Nuri Demirağ ve yetişen pilotlar Yeşilköy'deki okuldan önce, Sivas'ın hiçbir ilçesinde ortaokul yok iken doğduğu yer olan Divriği'nde de bir Gök Ortaokulu açan Nuri Demirağ, Türk gençlerine havacılığın zevkini aşılıyordu. Öğrencilerin yemek, içmek, yatmak, öğrenim gibi bütün masraflarını karşılıyordu. Öğrencileri Ortaokul tahsilini yaptıktan sonra da, lise ve yüksek okul tahsili yaptırmak için İstanbul'a götürüyor; kalacak yer, okuyacak okul ayarlıyordu. Bu yüzden içlerinden bir çoğu pilot olmuştu. Hepsiyle ayrı ayrı ilgileniyor, her birine ayrıca

Şekil 4. NuD-38 uçarken Uçakların kifayetsiz oldukları için siparişin iptal edilmesi görünürdeki sebeptir. Nuri Bey'in tüm

76

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ ev imalatını gerçekleştirmiştir. Yabancıların cirit attığı çimento tekelinin kırılmasını sağlamış, 1000 km'den fazla demiryolu döşemiştir. 1942'de Keban'a baraj yapılmasını gündeme getirdiğinde ileri görüşü anlaşılamamıştı [1].

atılımları karşısında o dönemin devlet adamları hep engel olmaya çalışmışlardır. Uçakların siparişini iptal eden Türk Hava Kurumu, bunların yerine Fransız Henrio uçaklarını alır. Ancak bu uçaklar satın alındığı zaman serisinden kalkmış, hurdaya ayrılmışlardır. Zaten Türk Hava Kurumu da uçakları kısa bir süre kullandıktan sonra, kullanılmayacak halde bir kenara bırakır.

Kırılıp örselenmesine rağmen inancına, azmine, fedakarlığına ve ülke ihtiyaçlarını tespit edebilme yeteneğine hayran kaldığımız ve yaşadığı çağa sığmayan Nuri Bey, uzun engelli bir koşu gibi geçen yaşam savaşımında yorgun düştü ve 1957 yılında bayrağı yarının gençlerine yani bize uzatarak aramızdan ayrıldı. Bu ülkeyi yüceltmek için bilgisini, yıllarını, hayatını ve ailesine mütevazi bir yaşam için yetecek kadarını ayırarak tüm kişisel servetini feda etti .

Fabrika kapatıldıktan sonra, Nuri Demirağ kendisine yapılan bu haksızlıktan dolayı, haklı davasını savunabilmek için, bu ortamın değişmesi lazım diyerek politikaya atılmaya karar verir. Mücadelesine politikacı olarak devam edecektir ve bu sebeple 1945 yılında Türkiye'nin ilk muhalefet partisini kurar. Ekonomik alandaki atılımları engellenen Nuri Demirağ siyasal yaşamda da dürüstlüğü ve ilkelerinden ödün vermezliği ile esen rüzgara karşı durdu. Radyo kurmak istedi fakat ilk özel radyoyu kurmasına izin verilmedi. Daha sonra 100.000 gazete basacak bir tesis kurmak istedi, bu da engellendi. Demirağ, seçimlerde kendi partisi ile yeteri kadar başarı gösteremez ve daha sonra 1954 yılında milletvekili seçilerek meclise girer [3]. Nuri Demirağ açık sözlü ve doğru bildiğini söylemekten çekinmeyen bir kişi olarak bir dönem milletvekilliği yapar ve mecliste çok büyük mücadeleler verir. Çölleşme, tarım ve hayvancılıkta gerileme, enerji, barajlar, köprüler, limanlar, körfezler ve uluslararası işbirliği meclis kürsüsünden ulusun temsilcilerine aktarmaya çalıştığı gerçeklerden bazılarıdır. Bir çok yasa önerisini meclise sunar.

Nuri Demirağ, uçak sanayinde destek görse veya önü kesilmeseydi, Türkiye ekonomisi bugün nerede olurdu acaba? SONUÇ Nuri Demirağ neler yaptı? * 1922'de ilk Türk sigara kağıdını üretti. * Ankara’nın doğusunda ilk demiryolunu yaptı. * 1936'da ilk Türk uçağını yaptı. * İlk yerli paraşütü yaptı. * 1942'de Kebana baraj yapılmasını gündeme getirdi. * İstanbul Boğazı'na ilk özel köprü yaptırmayı projelendirdi. * Bursa’da Sümerbank’ ın Merinos Fabrikası'nı kurdu. * Karabük’ te Demir-Çelik Fabrikası'nı kurdu. * İzmit’te Selüloz fabrikasını kurdu. * Sivas’ta Çimento fabrikalarını kurdu. * İstanbul’daki büyük hal binasını yaptı. * Eceabat-Havza Şosesini yaptı. * İlk Şehir ve Köy Planlarını yaptı. * İlk Muhalefet Partisini kurdu.

Nuri Demirağ‘ ın siyasette de ön plana çıkmaması için yaptıkları işlere engel olundu. Uçak fabrikasının en iyi çalıştığı zamanlarda İran'dan, Irak'tan uçak siparişi geldi; ancak ‘Yakarız yine de kesinlikle sattırmayız’ denerek engellendi. Nuri Demirağ, ilk kez boğaz köprüsü düşüncesini ortaya atarak 'yap-işlet-devret' modelini önermiştir. 1931 yılında Asya’yı Avrupa ile birleştirmeyi düşündü. Amerika’dan uzmanlar getirtti. 4 yıl süren etüd çalışmaları sonucunda Amerika’nın en büyük çelik fabrikası ile de görüşerek bugün dahi sahip olamadığımız, içinden demiryolunun da geçeceği bir köprü yapmak istedi ve hazırladığı projeleri hükümete götürdü. Projeler Bayındırlık Bakanı Ali Çetinkaya tarafından “Olmaz bu iş, kentin güzelliğini bozar” denerek geri çevrildi. İstanbula büyük bir doğum hastanesi yaptırmak istiyordu ve o zamanki belediye şehrin içerisinde bu kadar büyük hastane olmaz diye imar vermedi. Divriği’de yapmayı planladığı Gök Üniversitesi ve 100.000 kişilik sanayi kenti projesi engellendi. Nuri bey, ilk paraşüt imalatını ve prefabrik

KAYNAKLAR [1] S. İnceöz, Türkiye'nin İlk Uçak Fabrikasını Kuran Adam Nuri Demirağ, Aksiyon Dergisi, 15 Haziran 1996. [2] M. Şimşek, Endüstrileşmemizin Engelleri ve Demirağ Olayı, Dünya Gazetesi, 03 Temmuz 2004. [3] Z. Şakir, Nuri Demirağ Kimdir?, Kenan Matbaası, 1947.

77

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ATA-8 KAAN İTİCİ KANARD İNSANSIZ HAVA ARACI Mehmet KARAGÖZ

Mehmet Şerif KAVSAOĞLU

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, Uçak Mühendisliği Bölümü 34469 İstanbul ÖZET

II. GÖREV İSTERLERİ Yarışma kuralları doğrultusunda görev isterleri şu şekildedir. Maksimum kalkış mesafesi 100ft.[4] İtki sistemi elektrik motorlu olmalıdır. Maksimum pil paketi ağırlığı 3 lb. ve pillerden maksimum çekilebilir akım 40A olarak sınırlandırılmıştır.[4] Uçak 4ft x 2ft x 1.5ft ölçülerindeki kutuda taşınabilecek şekilde tasarlanmalıdır.[4] Uçak; 3 lb. ağırlığında hava örnekleme sistemi ve 5 lb. ağırlığında kamera sistemini temsil eden farklı ebatlardaki 2 yük grubu ile uçabilmelidir.[4] Uçağın maliyet değeri(RAC); RAC=Boş Ağırlık(lb.) x Kanat açıklığı(in.) formülü ile hesaplanacaktır. [4] Hava örnekleme görev uçuşunda puan için uçağın tur tamamlama süresi, kamera sistemi görevinde ise maliyet değeri baz alınacaktır.[4] Uçak içindeki yük gruplarının değiştirilmesi ve uçağın taşıma kutusundan çıkarılıp uçuşa hazırlanması konusunda 2 adet yer görevi bulunmaktadır. Bu işlemlerin gerçekleşme süresi bu görevlerdeki puan kıstası olacaktır.[4]

Bu çalışmada 2007 Amerikan Havacılık ve Uzay Enstitüsü (AIAA) Tasarla/Yap/Uçur yarışması görev isterleri doğrultusunda tasarlanan, ATA-8 Kaan radyo kontrollü itici kanard insansız hava aracının tasarım, üretim ve test aşamaları özetlenmiştir. ATA-8 Kaan uçağı, yarışmada başarılı bir uçuş gerçekleştirebilen ilk kanard İHA olma özelliğini taşımaktadır. Uçak 4.97 kg toplam kalkış ağırlığı ve 2,5 kg boş ağırlık değerleri ile tasarlanmıştır. Kanat açıklığı 1.15 m olup gövde uzunluğu 0.96 m’dir. En düşük havada tutunma hızı 14,2 m/s ve seyir hızı 22 m/s’dir. Toplam 3 uçak üretilmiş olup, test uçuşları sırasında son prototip ile 15 başarılı uçuş gerçekleştirilmiştir. ATA–8 Kaan uçağı yarışmada, 50 takım arasında 13. dereceyi elde etmiştir.

I. GİRİŞ Havacılık alanında köklü bir yapıya sahip olan AIAA (American Institute of Aeronautics and Astronautics) her yıl, katılımcıların tamamı üniversite lisans öğrencilerinden oluşan Tasarla/Yap/Uçur (D/B/F) yarışmasını düzenlemektedir. D/B/F yarışması, 2006 yılına kadar Cessna uçak firması ve Amerikan Deniz Araştırmaları Ofisi (ONR) tarafından desteklenmiş; 2007 yılı itibariyle ONR’nin yerini Raytheon Füze Sistemleri (RMS) firması almıştır. İstanbul Teknik Üniversitesi yarışmaya her yıl düzenli olarak katılmaktadır. 2007 yarışma yılı için kurallarının açıklanmasından sonra İTÜ yarışma takımı içerisinde yapılan çalışmalar neticesinde, yarışma için bir kanard uçak tasarlanması kararı alınmıştır.[1] Evvelce yarışmaya katılan sadece 4 tane kanard konfigurasyonlu İHA bulunmaktadır ve bu tasarımlar yarışmada başarılı bir uçuş gerçekleştirememiştir.[2] Bu bağlamda ATA-8 Kaan uçağı, yarışmada başarılı bir uçuş gerçekleştiren ilk kanard İHA olma özelliğine sahip olup, bunun yanı sıra bilinen kaynaklara göre Türkiye’de tasarımı, imalatı ve test uçuşları gerçekleştirilen ilk kanard İHA’dır.

Şekil 2.1[4] Uçuş profili. En önemli iki unsurun uçağın boş ağırlığı ve toplam kanat açıklığı olduğu görülebilir. Bunun yanı sıra uçak, hızlı bir şekilde uçuşa hazırlanma ve yüklerin değiştirilmesi konusunda elverişli bir tasarıma sahip olmalıdır. İki turdan oluşan görev uçuşları için uçak en az 6 dakika havada kalabilmelidir (Şekil 2.1).

78

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Sonuç olarak kanat profili olarak SD7062 ve kanard profili olarak ise MH113 seçilmiştir. Kanat ve kanard açıklık oranları yarışma için birinci dereceden öneme sahiptir. Çünkü uçağın maliyet değerinin hesaplanmasındaki iki parametreden biridir. Bu nedenle bu değer kanat yüklemesi ile optimizasyon sonucu bulunmuştur. Kanat sivrilme oranı yarışma uçakları arasında yapılan istatistikle üretim kolaylığı açısından 1 olarak seçilmiştir. Kanard sivrilme oranı ise çoğu kanard uçaklarında olduğu gibi 1 olarak seçilmiştir. Ok açısı çoğu kanard uçaklarda kanat için 25o olarak seçilmektedir. Bunun nedeni kanard uçakların genelde kuyruk kısımlarının ağır olması sebebi ile nötr noktayı geri çekme ihtiyacıdır.[6] Bunun yanı sıra ok açısı kanat ucunda dikey kuyruk olarak kullanılacak olan endplate’lerin etkinliğini arttıracaktır. Kanard için ok açısı ise istatistikî verilerle 0o olarak seçilmiştir. Burulma açısı 0o olarak seçilmiştir. Oturma açısı değerinin ise kanat yüklemesi optimizasyonu ile belirlenmesi uygun görülmüştür. Dikey kuyruk konfigürasyonu olarak çoğu kanard uçakta kanat uçlarında kanatçık kullanımı tercih edilmektedir. ATA–8 Kaan uçağında da kanat ucunda düz plaka kullanılmasına karar verilmiştir. Bu plakalar aynı zamanda kanadın efektif açıklık oranını arttırarak uçağın aerodinamik performansını da arttıracaktır.

III. KAVRAMSAL TASARIM VE ÖN BOYUTLANDIRMA Kavramsal tasarım aşamasında, görev isterleri doğrultusunda yarışmaya en uygun uçak konfigürasyonunun bulunması amaçlanmıştır. İlk önce geçmiş yılların yarışma veri tabanında ve havacılık tarihinde bulunan başarılı uçak konfigürasyonları incelenmiştir. Maliyet, üretim, kontrol, sürükleme ve montaj kıstaslarının yarışma içerisindeki önemine göre farklı konfigürasyonlar için ağırlık katsayıları belirlenmiştir. Sonuç olarak, taşıyıcı kanard en uygun konfigürasyon olarak belirlenmiştir. Uçağın alttan kanatlı olması da yüklere kolay erişim sağlayacaktır. Toplam kalkış ağırlığı denklem 3.1 bulunabilir. W

0

=

W

crew

1− (

Burada; • • • •

+W

W

f

W

0

[5]

yardımı ile

payload

)− (

We ) W0

(3.1)

Wf = 0 (yakıt ağırlığı, elektrikli motor olduğundan yakıt yok) Wpayload = 2.6 kg (Paralı yük, Kamera top sistemi) Wcrew = 0 lb (mürettebat) We : Boş ağırlık

Motor ve piller boş ağırlığa dahil edilmiştir. Boş ağırlığın toplam ağırlığa oranı denklem 3.2[5] ile bulunabilir. A ve c katsayıları geçmiş yıllardaki yarışma uçaklarının değerleri dikkate alınarak eğri uydurma yöntemi ile bulunmuştur. We c = AW0 W0 (3.2)

Kanat ve kanard açıklıkları, oturma açıları ve yüklemeleri ile ilgili yapılan optimizasyonun işleminin detayları Kaynak [1] de bulunmaktadır. Tablo 3.1

Sonuç olarak ATA-8 Kaan’ın toplam kalkış ağırlığı 4.76 kg olarak bulunmuştur. Uçağın farklı pil grupları ile test edileceği dikkate alınarak %5’lik emniyet payı eklenmiş ve ATA–8 Kaan uçağının nihai kalkış ağırlığı 4.96 kg olarak tahmin edilmiştir.

[1]

Optimizasyon Tablosu

Kanard Alan Oranı (% Kanat Alanı) Kanat yüklemesi (kg/m2) Kanat açıklığı (cm) Kanard açıklığı (cm) Kanat oturma açısı (°) Kanard oturma açısı(°)

Kanat için uygun profilin seçilmesi konusunda ise şu noktalara dikkat edildi; uçuş Reynolds sayısında verimli olması, yüksek Cl değerine sahip olması ve kanard üzerine fazla moment yüklememesi açısından nispeten düşük Cm değerine sahip olması.

Kısıtlamalar Sonuç Min Maks. 25 50 30 8 0 2

20 115 80 2 5

11.83 115 80 0 4

Güç yüklemesi için ise Bandu N. Pamadi’nin Stabilite ve kontrol kitabında bulunan ortalama ivmeler metodu ile, 100 ft. Mesafede kalkış için gerekli itki bulunmuştur. Bu işlem için ilk önce kanat ve kanardın, kalkış hücum açılarındaki sonlu kanat taşıma katsayıları, J.D. Anderson’un aerodinamiğin temelleri kitabındaki yöntemlerle bulunmuştur. Bu sayede stol hızı hesaplanan uçak için gerekli itki hesaplanmıştır. Bu itkinin elde edilebileceği minimum ağırlık değerlerindeki itki sistemleri araştırılmıştır. Fırçasız, 5.3 dişli oranına sahip NEU 1506 motoru ile 26 hücreli Elite 1500 pilleri, 17x12(in.) pervane ile en düşük ağırlığa sahip itki sistemi olarak belirlenmiştir.

Kanard profili; kanadın uçağın aerodinamik merkezi üzerinde yaratacağı yunuslama momentini karşılaması için yüksek Cl değerine sahip olmalıdır.[6] Bunun yanı sıra, kanard uçakların karakteristik problemlerinden biri olan; uçağın stol esnasında yukarı doğru yunuslama momenti oluşturması durumunu engellemek için, kanard profili stol hücum açısı yüksek olmayan bir profil olmalıdır.[6] Yüksek kalınlık oranlı profiller yapısal açıdan daha dayanıklı ve hafif üretimi olanaklı kılacaktır.

79

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Uçağın gövde boyutlandırması taşıma kutusunun maksimum uzunluğu ile yük sistemlerinin ölçülerine göre şekillendirilmiştir. Uçağın gövde uzunluğu; gövdenin tek parça halinde kutuya sığması koşulunda 0.96 m olarak belirlenmiştir. Kararlılık ve kontrol analizlerinin gerçekleştirilmesi ile gövdenin nihai boyu 0.96 m ile sabitleştirildi. Dikey kuyruk ve kontrol yüzeylerinin boyutlandırılması için D.P Raymer’ın kitabında bulunan hacim katsayıları ve istatistikî kontrol yüzeyleri boyutlandırma grafikleri kullanılmıştır.

1,6 1,4 1,2 1 0,8 0,6 0,4 CL 0,20 -0,2 -0,4 0 -0,6 -0,8 -1 -1,2 -1,4 -1,6

0,05

0,1

CD

Şekil 3.3

ATA-8 Kaan uçağının nihai geometrik özellikleri tablo 3.2’de verilmiştir. Tablo 3.2[1] ATA-8 Kaan geometrik özellikleri L = 0.96 m Dmax= 0.32 m Gövde 2 S= 0.323 m B = 1.15 m Kanat Ckök = 0.281 m Cuç = 0.281 m Açıklık oranı = Sivrilme = 1 4.1 SC = 0.097 m2 bC = 0.6 m Kanard cC = 0.161 m Açıklık oranı = Sivrilme=1 4.97 SVT = 0.11 m2 bVT = 0.32 m Dikey kuyruk cVT(ort) = 0.219 m Açıklık oranı = Sivrilme=0.25 1.76 ca / cW = 0.25 ba / bW = 0.65 Aileron ca = 0.07 m ba = 0.7475 m ce/cC=0.3 be/bHT= 0.85 İrtifa Dümeni ce = 0.0483 m be = 0.51 m İstikamet br/bVT= 1 cr/cVT=0.238 dümeni cr = 0.052 m br = 0.32 m

[1]

CL- CD M=0.07 seyir koşulu

Şekil 3.4[1] Denge (trim) grafiği Performans hesapları için ise yine D.P Raymer’in Uçak tasarımı kitabındaki yöntemler kullanılarak elde edilen sonuçlar aşağıdaki Tablo 3.3 de özetlenmiştir. Tablo 3.3[1] Performans Parametreleri Parametre Kalkış Ağırlığı (kg) CLmaks L/D maks Stol hızı(m/s) Seyir hızı(m/s) Kalkış mesafesi (m) Tırmanma oranı(ft/dak) Kanat yüklemesi (kg/m2) Kanard Yüklemesi (kg/m2) Maksimum Dönüş oranı (°/s) Statik İtki (N)

Geometrik özelliklerinin belirlenmesi ile, Raymer’in yaklaşımları ile aerodinamik analiz yapılmıştır. Şekil 3.3’de seyir esnasında CL- CD eğrisi verilmiştir. Kalkışta ise yer etkisi nedeni ile taşıma sürükleme eğrisinin C D = 0.0518 + 0.037C L2 şeklindedir. Stabilite ve kontrol analizleri için ise Bandu N. Pamadi’nin Stabilite ve kontrol kitabındaki yöntemler ile D.P. Raymer’in Uçak tasarımı kitabındaki yöntemlerden yararlanmıştır. Yapılan hesaplar neticesinde uçağın nötr noktası; kanat ortalama veteri cinsinden -%56.9 olarak hesaplanmış olup statik boşluk %5 olarak belirlenmiştir. Kanard oturma açısı 4o olarak belirlenmiş olup uçağın yunuslama moment türevi 0.007 1/rad olarak hesaplanmıştır. ATA-8 Kaan İHA’sının denge ayar grafiği Şekil 3.4’te verilmiştir.

Performance Hava Örnekleme

Kamera Sistemi

3.96 1.264 8 12.2 21.3 25

4.98 1.264 8 13.8 24 29

1715

1207

7.96

10

20.65 60

26 53

33

33

Yukarıda özetlenen değerler ile ATA-8 Kaan İHA’sı görev isterlerini karşılamaktadır. Hesaplanan değerler tahmini olup, uçuş verileri ile yüksek oranda yakınlık göstermektedirler.

80

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Gövde yapısallarının üretimi ise karbon elyaf ile güçlendirilmiş balsa ağacından ahşap elemanlar ile gerçekleştirilmiştir. Aşağıdaki resim 5.2’de bu yapısalların gövdeye montesi ile itki sisteminin motor yatağı görülmektedir.

IV. DETAYLI TASARIM Teknik çizimler bilgisayar destekli çizim programlarında oluşturulmuştur. Uçağı oluşturan başlıca yapısal elemanlar resim 4.1’de uçağın 3 açıdan çizimleri ise resim 4.2’de gösterilmiştir.

Resim 5.2[7] Yapısal elemanların gövdenin bir yarısına montajı Resim 4.1[3] ATA-8 Kaan üç boyutlu model.

Kanat imalatında balsa ağacından ahşap yapı tercih edilmiş olup, bu yapı model havacılıkta kullanılan kaplama kağıtları ile kaplanmıştır. Ana iniş takımı; köpük ara katman ile karbon elyaf kullanılarak sandviç yapı şeklinde üretilmiş olup ön iniş takımı ise hazır pnömatik iniş takımıdır. Proje kapsamında 3 prototip ve bir ana uçak üretilmiştir. VI. UÇUŞ TESTLERİ VE SONUÇLARI ATA–8 Kaan uçağının uçuş testlerinin tamamı Hezarfen havaalanında yapılmıştır. Test tarihlerinin Mart ve Nisan ayına rastlamasından dolayı testler genellikle rüzgârlı ve yarışma yerinin hava sıcaklığına nazaran daha düşük hava sıcaklıklarında yapılmıştır. ATA–8 Kaan uçağının ilk tasarlanan prototipi ile başarılı bir test uçuşu gerçekleştirilememiştir. Başarılı bir uçuşun gerçekleştirilebilmesi için kanard alanları, itki sistemi konumu ve iniş takımı konfigürasyonları ile ilgili tasarım değişiklikleri yapılmış ve bu çalışmada özellikleri verilen son prototip ile toplam 15 başarılı uçuş gerçekleştirilmiştir. Genel olarak kanard uçak konfigürasyonlarında ağırlık merkezi ana kanadın önünde bulunmaktadır ve bu durum uçuş esnasında konvansiyonel uçaklara nazaran çok daha yüksek burun aşağı bir yunuslama momenti oluşturmaktadır.[6] Genellikle kanard yüklemesi biraz yüksek olmaktadır. ATA–8 Kaan uçağının kanat yüklemesi 10 kg/m2 iken kanard yüklemesi 20.65 kg/m2’dir. Bu büyük farkın başlıca nedeni kanard hacim katsayısının diğer kanard uçaklara nazaran daha düşük olmasıdır. Çünkü uçağın gövde boyu, gövdenin taşıma kutusuna tek parça halinde yerleştirilebilmesi için kısıtlandırılmıştır ve bu da kanardın moment kolunu kısaltmıştır. Kanard alanı ise tasarım optimizasyonunda nötr noktanın ağırlık merkezinden daha önde bir konuma kaymaması için optimum değerde tutulmaya çalışılmıştır. Netice itibari ile yüksek kanard yüklemesi ATA–8 Kaan uçağının yunuslama ekseninde daha duyarlı bir uçuş

Resim 4.2 Ata-8 Kaan 3 görünüş (boyutlar mm). V. ÜRETİM ATA-8 Kaan İHA’sının gövde imalatı; 21gr/m2 aramid elyaf, 1,5 mm kalınlığında aramid petek ve 49 gr/m2 cam elyaf ile sandviç yapı oluşturularak yapılmıştır. Gövde imalatı için önce sıcak tel ile köpüğe şekil verilmesi yöntemi ile model oluşturulmuştur ve bu modelden de cam elyaf ile kalıp oluşturulmuştur. Resim 5.1’de Model ve kalıp üretiminden, petek ara katmanlı kompozit gövde üretimi ve vakumlama sistemi örneklenmiştir.

Resim 5.1[7] Gövde imalat safhaları

81

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

karakteristiğine sahip olması sonucunu doğurmuştur. Kanardın üretimi esnasında oluşan küçük hatalar kanardın aerodinamik performansını etkilediği için uçağın uçuş karakteristiğini de olumsuz yönde etkilemekteydi. Kanard uçaklar ile ilgili bir başka genel sorun ise, kanadın stol olması durumunda kanardın stol olmaması ve uçağın bu durumda burun yukarı yunuslama hareketi yaparak, stol’dan çıkamaz bir duruma gelmesidir[6]. Bu durumu önlemek için genellikle kanard, kanada nazaran daha düşük hücum açılarında stol olacak şekilde tasarlanır.[6] Kanardın açıklık oranının yüksek tutulması ve kanardın pozitif oturma açılı gövdeye yerleştirilmesi bu tasarımlara örneklerdir. ATA-8 Kaan uçağında kanard gövdeye pozitif oturma açılı yerleştirilerek, stol önleyici konfigürasyon elde edilmiştir. Her ne kadar bu güvenli tasarım bir avantaj gibi gözükse de uçuş karakteristiğine kanard stol’u gibi farklı olumsuz etkisi de olmaktadır. Rüzgar yönünün düzensiz ve yukarı doğru hamleli olduğu hava şartlarında kanard uçakların yunuslama eksenindeki kontrolü daha zor olmaktadır.[8] Bunun yanı sıra iniş esnasında kanard stol’unu önlemek için yaklaşma hücum açısının doğru ayarlanması gerekir. Pamadi’nin Stabilite ve kontrol kitabında bahsedildiği üzere, “İniş esnasında kanard uçakların kanardının stol olması ve uçağın burun tekerini sert yere vurması kanard uçakların karakteristik problemlerindendir.”[8] ATA-8 Kaan uçağının iniş denemelerinde, yaklaşma hücum açısı 10o’yi geçirilirse kanard’ın stol olarak uçağın burun üstü düşmesi ve ön iniş takımını kırılması sonucu gözlemlenmiştir.

Projenin teknik danışmanlığını Prof. Dr. Mehmet Şerif Kavsaoğlu, takım liderliği görevini Mehmet Karagöz üstlenmiştir. Test uçuşları Miraç K. Aksugür tarafından gerçekleştirilmiştir. Proje ekibinde yer alan öğrenciler: Mehmet Karagöz, Miraç K. Aksugür, Akın Ömercikoğlu, H. Ebru Sevgi, K. Burak Özer, Ali C. Durgut, C. Duru Oral, Faden Öztürk, Yavuzer Karakuş, Ö Evren Varol, Onur Serim, Emre Tek, Semra Şahin, Mustafa S. Tekçe, Can İzci, M. Ali Özkaya, B. Gürdal Tugay, Murat Bronz.

Resim 7.1[4] Ata-8 Kaan yarışma uçuşunda (TIMPA model uçak pisti Tucson, AZ) KAYNAKLAR [1] Conceptual Design of ATA-8 Kaan CanardPusher Aircraft, Lisans Bitirme Çalışması, Mehmet Karagöz, İTÜ Uçak ve Uzay bilimleri Fakültesi, 2007 [2] Resmi olmayan D/B/F veritabanı sitesi Terrabreak.org - The Hangar. Güncelleme 12 Mayıs 2007, http://www.terrabreak.org/hangar [3] ATA-8 KAAN Takımı D/B/F Yarışma Raporu, İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, İstanbul, 2007 [4] AIAA D/B/F 2007 kuralları ve Resmi D/B/F İnternet Sayfası, http://www.ae.uiuc.edu/aiaadbf, güncelleme 12 Mayıs 2007 [5] Raymer, D. P., Aircraft Design: A Conceptual Approach, 3. Baskı, AIAA Inc.,Virginia, 1999 [6] Anderson, S. B., A Look at Handling Qualities of Canard Configurations, NASA Technical Memorandum 88354, Ames Research Center, Moffett Field, California, 1986 [7]Uçak ve Uzay Mühendisliği Eğitiminde Tasarım Proje Yarışmalarının Önemi ve Mühendislik Gelişimine Katkıları Miraç K. Aksugür, Mehmet Karagöz, IV. Uçak, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Kurultayı, 2007, Eskişehir [8]Pamadi, B. N., Performance, Stability, Dynamics and Control of Airplanes, AIAA, Virginia, 2004.

VII. SONUÇ ATA-8 Kaan uçağı 2007 AIAA tasarla/yap/uçur yarışmasında başarılı uçuş gerçekleştirebilen az sayıdaki takımın arasına girerek ülkemizi ve İstanbul teknik Üniversitesini başarı ile temsil etmiştir. Tüm klasmanlardaki sonuçların toplanması ile ATA-8 Kaan yarışmaya katılan 50 takım içinde 13. dereceyi elde etmiştir. Ayrıca yarışmada başarılı uçuş gerçekleştiren ve puan alan ilk kanard uçak olma özelliğine de sahiptir. Resim 7.1’ de ATA-8 Kaan uçuş esnasında görünmektedir. PROJEYE KATKI YAPANLAR Projenin ana sponsorluğunu ONUK Taşıt A.Ş. ve İstanbul Teknik Üniversitesi üstlenmiştir. Bu çalışma İTÜ Bilimsel Araştırma Projeleri, İTÜ Yurt Dışı Bilimsel Etkinlikleri Destek. Programı, ve TÜBİTAK BAYG Üniversite Öğrencileri Yurt İçi Yurt Dışı Araştırma Projeleri kapsamlarında desteklenmiştir. TAI, THY Teknik A.Ş, Gedon A.Ş, Duratek projenin diğer sonsorları arasındadır.

82

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

İNSANSIZ HAVA ARACI TASARIM UYGULAMASI: KIRLANGIÇ-360A Cevdet Göloğlu

Engin Atabaş

Uğur Düzgün

e-posta: [email protected] e-posta: [email protected] e-posta: [email protected] Karabük Üniversitesi, Teknik Eğitim Fakültesi, Tasarım ve Konstrüksiyon Anabilim Dalı, 78050, KARABÜK yapılmasının hayati önemi vardır. Ayrıca aracın görsel temasta ve elektronik ortamda fark edilememesi istenen özellikler arasında yer almaktadır [4].

ÖZET İnsansız hava araçları sadece savunma aracı olmaktan çıkmış, arama, kurtarma, trafik denetimi, yangın gözetimi gibi alanlarda insanlara hizmet vermektedir. Bu kapsamda Karabük Üniversitesi’nde KIRLANGIÇ-360A isimli bir İnsansız Hava Aracı (İHA) model tasarımı yapılmıştır. Makalede ilgili modelin teknik özellikleri ve alt tasarım kısımları hakkında bilgiler verilmiştir. Modeli tamamlanan İHA için imalat aşamasına gelinmiştir. İmali gerçekleştirilecek olan İHA ile ülkemizin ihtiyaçlarını milli kaynaklarla karşılayabilmek için gerekli çalışmalara katkı sağlanacaktır.

II. İNSANSIZ HAVA ARAÇLARI boyutları, Oldukça farklı İHA şekilleri, konfigürasyonları ve karakteristikleri vardır. Füzelere benzetilmelerine karşın, kontrol edilme kabiliyetleri, sürdürülebilir uçuşları, jet veya piston motorlara sahip olmaları bakımlarından ve yeniden kullanılabilme olanaklarından dolayı farklılık göstermektedirler. Sınıflandırmaları şu şekilde yapılmaktadır [5]: a) Hedef ve tuzak amaçlı: yer ve hava atışı gerçekleştirmek amacıyla düşman uçağını veya füzesi yerine geçerek bir hedef oluşturur. b) Casus bilgi amaçlı: savaş alanı bilgisi toplama için kullanılır. c) Muharebe amaçlı: Yüksek risk görevleri için hücum kabiliyeti sağlar. d) Lojistik amaçlı: Kargo ve lojistik amacıyla özel tasarlanmış İHA’larıdır. e) Araştırma ve geliştirme amaçlı: Alan kontrollü İHA uçakları ile teknoloji geliştirme amaçlı kullanılırlar. f) Sivil ve ticari amaçlı: sivil ve ticari uygulamalar için kullanılırlar. Aynı zamanda bu araçlar: mesafe (2200 km) ve yükseklik (0.6-9 km) olarak ta sınıflara ayrılmaktadırlar.

Anahtar kelimeler: İnsansız Hava Araçları (İHA), Model tasarımı, Hava aracı yapı elemanları I. GİRİŞ İnsansız Hava Araçları (İHA) üzerinde insan taşımadan aerodinamik tahrik kuvvetlerinden faydalanarak uçabilen manüel ve otonom uçuş kabiliyetine sahip, yük, silah, kamera ve sinyal taşıma özelliklerini bulunduran araçlar olarak tanımlayabiliriz [1]. Bugün daha yaygın olarak askeri amaçlar için kullanılan İHA günümüzde, gözetleme, keşif, trafik denetimi, orman yangın arama/tarama çalışmaları, boru hatları gözetimi balıkçılık, tarım ürünlerinin hasat zamanlarının belirlenmesinde vb. alanlarda da kullanımı yaygınlaşmaktadır [2]. Kullanım alanlarına göre elektrikli ve yakıtlı olan bu araçların boyları bir çantaya sığabilecek kadar ufak binlerce kilograma çıkabilecek kadar büyük olabilmektedir.

III. KIRLANGIÇ MODEL ÇALIŞMASI Karabük Üniversitesi’nde yapılması hedeflenen, İHA özelliğindeki bir model uçak KIRLANGIÇ-360A olarak isimlendirilmiştir (Şekil 1). KIRLANGIÇ360A tasarım modelini gerçekleştirmek amacıyla analitik bir ürün tasarımı yöntemi izlenmiştir (Şekil 2) [6, 7]. İlgili modelin bütün parçalarının tasarımı SolidWorks 2007 yazılımı kullanılarak tamamlanmıştır [8]. Proje sonuçlandığında bu alanda ülkemizde ilgili teknolojinin üretimi için gerekli çalışmalardan bir tanesinin daha akademik ortamda ortaya çıkması sağlanacaktır.

İnsansız hava araçları içerisinde özel olarak geliştirilmiş yazılım programlarıyla çalışan elektronik ve haberleşme sistemlerinden oluşmuş bir bilgisayar yardımıyla kontrol edilebilen karmaşık yapılardan meydana gelir. Özellikle savunma sanayinde kullanılan bu araçlardan yüksek performans gelişmiş yetenek kabiliyeti sağlamlık sessizlik ve uzun süreli uçuş kabiliyeti beklenmektedir [3]. Bu beklentilerde, tespit ve tanıma işlemlerinin kısa sürede doğru olarak

83

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

K3 60

HaSeM'08

A

Şekil 1. KIRLANGIÇ-360A

Şekil 2. Tasarım aşamaları KIRLANGIÇ-360A modeli kanat ve gövde elemanları modüler olarak tasarlanmıştır. Diğer elemanlardan, kamera sisteminin mekanizması sayesinde hassasiyetle odaklama, yer takibi yapabilme özelliklerine sahiptir. Tasarlanan İHA esnek bir tasarım modeline sahip olması nedeniyle kanat uzunlukları, kanat profili, elektronik sistemi, ve itki sisteminde değişiklikler yapılabilmektedir. Ana boyutları Şekil 3’de verilmektedir. Uçağın aerodinamik yapısı Elbit System Skylark I ve II modelinden esinlenerek tasarlanmıştır. İlgili

modelde seçilen yapı ve hava aracını ileri itme sistemi sayesinde model sessiz, hafif ve yüksek verimli olarak çalışmaktadır [9]. Hava aracının dikey ve yatay konumda daha dengeli olması için kuyruk boyut ve oranlarının hesaplarında Airplane Design Calculator programından yararlanılmıştır [10]. Belirlenen boyutlar ANSYS Workbench CFD yazılımı kullanılarak analiz edilmekte ve en uygun performansı elde etmek için analiz çalışmaları devam etmektedir.

84

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 3. KIRLANGIÇ-360A’nın ana boyutları Yapılan model çalışması için önceden belirlenen teknik özellikler aşağıda belirtilmiştir (Çizelge 1).

yüksek hız sağlayamaması bir dezavantaj olarak karşımıza çıkmaktadır (Şekil 4).

Çizelge 1. KIRLANGIÇ-360A’ın teknik özellikleri Özellik Maksimum Ağırlık Uçuş süresi Maksimum Hız Navigasyon Uçuş irtifa Kalkış İniş Boy Yükseklik Kanat açıklığı Komut kontrol mesafesi Kamera Komuta

Değer 7 kg 2 saat 70 km/saat GPS, INS 2.5 km Elden itişli Gövde veya ağ üzerine 167 cm 56 cm 201 cm 5 km 2 eksen Manüel – otonom

İlgili modeli oluşturan temel parçalar; motor, kanat, görüntü birimi, kuyruk ve bataryadan oluşmaktadır. Tahriki sağlayan tek motor olup 600-800 wattlık güç ile hareketi sağlayan hareket organıdır. Küçük ve hafif olması ve bunların yanında yüksek performans sağladığı için elektrik motoru tercih edilmiştir. Fakat

Şekil 4. Motor Bilindiği gibi pervane palası sayısı arttıkça, hava aracı tarafından istenen güç gereksinimi artmaktadır [11]. Fakat ilgili pervane çapı düşürülerek hava aracı motor gücünde bir değişikliğe gidilmemiştir. Tasarlanan modelde bu gereksinimden dolayı pala sayısı motor gücünü etkilemeyecek şekilde belirlenmiştir.

85

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Kanat kısmı üst motor gövdesine vidalı olarak bağlanılacak şekilde tasarlanmıştır. Uçağın ağırlık merkezine göre kanat ağırlık merkezinin konumlandırılabilir olması hedeflenmektedir. Bu sistem, uçağın üzerinde daha sonra yapılabilecek değişikliklere göre ağırlık merkezinin değişimine karşılık bir önlem olarak geliştirilmiştir (Şekil 5).

Kanat profili olarak şu an RA 16-3C3 kullanılmıştır. Açıklık oranı, daralma oranı, ok açısı, kanat alanı, motor gücü değerleri de ilgili profilin daha önce kullanılmış olan BT20 uçağından esinlenerek tasarlanmış ve analizler buna göre değerlendirilmiştir [12].

Şekil 7. Kuyruk kısmı Şekil 5. Kanat İki eksende hareket edebilen dijital, analog ve IR gece görüş kamerası özelliklerine sahip kamera kullanılmaktadır. Kamera, iki eksenli hareketini uçağın en ön kısmından yeryüzüne dikey 90 derece yatay olarak 90 derece bakış açısı ile geniş bir görüntü kapasitesini almamıza olanak sağlamaktadır. Görüntüyü anında uçak üzerinde kayıt ederek, eşzamanlı yeryüzünden bilgisayar yardımı ile kontrol ve takip etmeye imkân vermektedir (Şekil 6).

Uçağın elektronik kısmına, motora ve komuta sistemine gerekli enerjiyi sağlayan birimdir. Ağırlığı 350-500 gr, malzemesi Li-Po veya Li-Ion’dır. Batarya uçağın alt kısmına yerleştirilip değişimini ve bakımını sağlayabilmek amacıyla bir kapak ile tek parça olacak şekilde montaj halinde tasarıma eklenmiştir (Şekil 8).

Şekil 8. Batarya IV. TARTIŞMA VE İLERİYE DÖNÜK HEDEFLER

Şekil 6. Görüntü birimi Uçağın en gerisinde olup yatay ve dikey olarak hareketi dengeleyici özelliği sağlayan servo motor kontrol üniteleriyle destekli otonom kontrol kabiliyetine sahip kısmıdır. Bu kısımda hareketi sağlayan servo motorlar kumanda ile kontrol edilebilmektedir (Şekil 7).

İHA’nın günümüzde en aktif şekilde ihtiyaç duyulduğu savunma sanayinde, farklı kurum ve kuruluşlardan alanlarında uzmanlaşmış kişilerin hızla gelişen bilgilerinden yararlanılarak, zamanında ve uygun tasarımlarla ihtiyacı karşılaya bilecek çözümler üretmesi için bütün parametrelerin bir araya gelmesini sağlayabilen gülcü bir alt yapıya ihtiyaç duyulmaktadır. Bu altyapı, amatör modelci ve akademisyenleri bir araya getirerek teknolojik yenilikleri takibini kolaylaştıracaktır [13].

86

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

İHA konusunda ülkemizin ihtiyaçlarını milli kaynaklarla karşılayabilmek için gerekli çalışmaları yapmak ve bu konuya ilgi duyan arkadaşlarımızı bilgilendirebilmek için onlara ürünü tasarımı hakkında gereken altyapıyı hazırlamak planlarımız arasındadır. Bu altyapı çalışmasında ürün tasarımına etki eden ölçütleri, malzeme bilgisini, bilgisayar destekli tasarım, analiz ve imalata yönelik uygulanabilir yöntemleri geliştirmek, geliştirilen ürünleri analizleriyle birleştirmek hedeflenmiştir. Bu çalışma ile ilgili alana dönük bilgisayar ve internet destekli bir kütüphane oluşturmak, bu kütüphane sayesinde oluşturulan teknik altyapı ile projelerin tasarımını ve imalatını hızlandırarak, hızla gelişen bu yeni dünya teknolojisinde ülkemizi ilk sıralara taşıyabilecek üniversite öğrencilerine bir vizyon kazandırmak hedeflenmektedir. Şu an kullanılan sistemler tek üretimlik olup üzerinde değişikliğe fazla olanak sağlamayan sistemlerdir. Bu sistemlerde araç tamamen tasarlanıp üretilmekte, sistemler oldukça yüksek teknolojide oldukları için yazılım ve donanım değişikliklerine imkân vermemektedirler. Bu ise, modelin yenilenmesini zorlaştıracağı için modelin tekrardan yapımını mecburi kılmaktadır. Dolayısıyla maliyeti arttırdığı gibi zaman gereksinimini artırmaktadır. Maliyetin artması demek bu sistemlerin teknik olarak yeterli olan kurum ya da şahısların maddi olarak zorlanması, tasarımdan daha çok maliyetiyle uğraşılması anlamına gelmektedir. Teknolojinin ilerlemesi için önce tasarım fikirlerinin geliştirilmesi, daha sonra üretime yönelik hesapların yapılması zorunludur. Üreticinin aklında sorunların oluşması, tasarımı o yönde etkileyeceği gibi modelin tasarım ölçütlerini ve amacını da etki altına almaktadır. Bu etkenler akademik birimlerde daha fazla görülmekte ve çalışmalar sadece deneme üretimi olarak kalmakta ya da teoriden ileriye geçememektedir. Uygulama alanlarının azlığı, çalışmaların yavaşlamasına ve teknolojinin ivme kaybetmesine yol açtığı aşikârdır. Bunun için en azından eğitim ve akademik birimlerde kulüplerin kurulması, kurulu olanlara yetkili ve sorumlu kişiler tarafından destek verilmesi, çalışmaların kamuoyuna basın aracılığıyla yansıtılması gerekmektedir. V. SONUÇ Karabük Üniversitesi, Teknik Eğitim Fakültesi, Tasarım ve Konstrüksiyon Anabilim Dalı’nda gerçekleştirilen KIRLANGIÇ-360A modeli ile ilgili teknolojinin tanınması, tasarlanan modelin üretiminin ve analizlerinin gerçekleştirilmesi hedeflenmiştir. İHA’ların ülkemizde geliştirilebilir, uygulanabilir bir endüstri alanı tanımlamak ve gelişim sürecinde yer almak hedefi amaçlanmaktadır. Mevcut yaygın teknolojiyi kullanan modelimizin üst modellerinde

yazılımların kendimiz hedeflenmektedir.

tarafından

hazırlanması

TEŞEKKÜR Karabük Üniversitesi, Teknik Eğitim Fakültesi bünyesinde, KIRLANGIÇ-360A’nın bilgisayar ortamında modellenmesinde kullanılan SolidWorks yazılımını sağlayan Teknolojik Yazılımlar ve Makine Ticaret A.Ş., İstanbul, firması yetkililerine katkılarından dolayı teşekkür ederiz. KAYNAKLAR [1] Z. Goraj, A. Frydrychiewicz, J. Winiecki, Design concept of a high-altitude long-endurance unmanned aerial vehicle, Aircraft Design, vol. 2, 19-44, 1999. [2] S.R. Herwitz, L.F. Johnson, S.E. Dunagand, R.G. Higgins, D.V. Sullivan, J. Zheng, B.M. Lobitz, J.G. Leung, B.A. Gallmeyer, M. Aoyagi, R.E. Slye, J.A. Brass, Imaging from an unmanned aerial vehicle: agricultural surveillance and decision support, Computers and Electronics in Agriculture, vol. 44, 49–61, 2004. [3] T.H. Bradley, B.A. Moffitt, D.N. Mavris, D.E. Parekh, Development and experimental characterization of a fuel cell powered aircraft, Journal of Power Sources, vol. 171, 793–801, 2007. [4] R. Martinez-Val, C. Hernandez, Preliminary design of a low speed, long endurance remote piloted vehicles (RPV) for civil applications Aircraft Design, vol. 2, 167-182, 1999. [5] Unmanned aerial vehicle, Mart 2008 (en.wikipedia.org/wiki/Unmanned_aerial_vehicle) [6] C. Göloğlu, Ürün tasarım sürecinde eşzamanlılık ve bir imalat için tasarım sistemi, 4th International Advanced Technologies Symposium, Konya / Türkiye, September 28–30, 591-596, 2005. [7] M.Y. Tanes, Arçelik’te ürün ve teknoloji geliştirme, TürkCADCAM Dergisi, Ekim 2002, (www.turkcadcam.net/rapor/arcelikug/index.html). [8] SolidWorks, Teknolojik Yazılımlar Ve Makina Ticaret A.Ş., İstanbul., 2007. [9] Elbit System Skylark I ve II, Nisan 2008, (www.elbitsystems.com). [10] Van Tassle, L.B, Airplane Design Calculator, 1998. [11] Selecting an Equivalent Multi-Blade Propeller, Nisan 2008. (www.mh-aerotools.de/airfoils/propuls2.htm). [12] TB 20 Trinidad, Nisan 2008, (slonder.tripod.com/tb20/genel.htm). [13] H.L. Bayraktar, Unmanned Aerial Systems, Mart 2008, (www.baykarmakina.com/english_home).

87

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

“FURTHER GENERALIZATION of ANALYSIS and SOLUTION for FREE FLEXURAL VIBRATIONS of INTEGRALLY-STIFFENED and/or STEPPED-THICKNESS PLATES or PANELS”

U.Yuceoglu#

J.Javanshir*

Ö.Güvendik+

Department of Aerospace Engineering Middle East Tech. University Ankara, 06531, Turkey Email: [email protected] Email:[email protected] Email:ö[email protected]

ABSTRACT This study considers a “Further Generalization of Analysis and General Method of Solution for the “Free Flexural Vibrations of Integrally-Stiffened and/or Stepped-Thickness Plates or Panels” of rectangular planforms and various configurations. The formulation is based on the “Mindlin Plate Theory”. In the analysis, the sets of equations of the “orthotropic” and dissimilar “Mindlin Plates” of the “Stiffened System” are eventually reduced to a “Governing System of the First Order Ordinary Differential Equations”. This system is numerically integrated by means of the “Modified Transfer Matrix Method” (MTMM) (with Interpolation Polynomials). It is also shown that the present theoretical analysis and the method of solution are quite general and it can handle, relatively easily, certain types of the “Stiffened Plate or Panel Systems”. Some numerical results for the mode shapes and the natural frequencies for the “isotropic” “Stiffened System with Three Integral Plate Stiffeners” are presented. Also brief but important conclusions are drawn from the numerical result presented. I. INTRODUCTORY REMARKS AND BRIEF REVIEW In general, the “Integrally-stiffened and/or Stepped-Thickness Rectangular Plates or Panels” are extensively used in various areas of advanced technology due to their very advantageous mechanical characteristics. They are also employed in aircraft, spacecraft and other aero- structural systems and subsystems[1,2,3]. Their other important application is in the light-weight highspeed hydrodynamic vehicle structural systems. In the world-wide scientific and engineering literature,

the most significant papers making use of several formulations and solution techniques are given in [419]. More recently, the detailed studies of some “Types” of the “Integrally-Stiffened and/or SteppedThickness Plates or Panels” are presented in Yuceoglu et al [20-25]. Also the “Stiffened Systems with Bonded Plate Stiffeners” are given in Yuceoglu et al [26-34]

# Professor and PHD, *Graduate student, +Graduate student

1

88

In all the above mentioned stiffened plate

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ the entire system is divided into several “Regions” (or “Domains”) as Part I, Part II, Part III, …, Part VII, as shown in Figure 2.b. On the basis of these “Regions” or Parts, the “special form” of the “Governing System of the Partial Differential Equations” of the problem is presented in Appendix A (see also Yuceoglu et al [20-25 ]).

systems, excluding Yuceoglu et al.[20-34], the “Classical Thin Plate Theory (CLTPT)” is utilized in the theoretical formulation. Another important point is that, the available research papers in the open literature, deal with a limited number of integral plate stiffeners (one or two plate stiffeners at most) in the entire plate or panel system. Furthermore, It is a well known fact that the numerical results by the (CLTPT) and by the “First Order Shear Deformation Plate Theory (FSDPT)” [35, 36] are quite different and their numerical accuracy are affected.

The next stage of the analysis is the “NonDimensionalization Procedure” as follows: The dimensionless coordinates

Therefore, the main objectives of this study are to develop a “general theoretical analysis” and a consistent “general numerical method of solution” to the “Free Vibrations Problems of IntegrallyStiffened and/or Stepped-thickness Plates or Panels with Integral Multiple Stiffeners”. The present theoretical formulation is to be based on the “Mindlin Plate Theory” which is one of the “(FSDPT)” [35,36] The “Integrally-Stiffened and/or SteppedThickness Rectangular Plates or Panels” can be classified in terms of several “Types” as shown in Figure 1. They are mainly defined by the “number of steps” in their geometries and configurations. Here, the stiffened system under consideration is the “Integrally-Stiffened and/or Stepped-Thickness Plate and Panel with Three Integral Plate Stiffeners” (i.e. “Type 6” or “Six-Step” Case). However, it will also be shown that, the present analytical formulation and the method of solution is quite general and they can with, relative ease, be further extended to the systems with “Lower Number” or “Higher Number” steps in thicknesses.

η = x/a, ξI = yI / l' Ι

(in Part I)

η = x/a, ξII = yII / l' ΙΙ

(in Part II)

η = x/a, ξIII = yIII / l' ΙΙΙ

(in Part III)

η = x/a, ξIV = yIV / l ' IV

(in Part IV)

η = x/a, ξV = yV / l ' V

(in Part V)

η = x/a, ξVI = yVI / l 'VI

(in Part VI)

η = x/a,ξVII=yVII / l 'VII

(in Part VII)

(1)

The dimensionless parameters related to orthotropic elastic constants of the plate elements,

B ( jik) = B ( jll) =

B( jik)

B(1)11

, ( j = 1,2,3,... and i, k = 1,2,...)

B( jll)

, ( j = 1,2,3,... and l = 1,2,...)

B(1)11

(2)

The dimensionless parameters related to the densities and the geometries of the plates

II. ANALYTICAL FORMULATION AND SYSTEMS OF EQUATIONS

ρ2 = ρ2

The general configuration and the geometry of the “Stiffened System with Three Integral Plate Stiffeners (Type 6 or “Six-Step” Case)” are given in Figure 2.a,b. The material directions and the coordinate systems are also shown in the same Figure. The individual plate elements (including plate stiffeners) of the system are assumed to be dissimilar orthotropic “Mindlin Plates” with different thicknesses. The longitudinal cross-section is shown in Figure 2.b.

ρ1

ρVI = ρVI LII =

l'II

, ρ3 =

ρ1 a

ρ1

ρ1

, ρ4 =

ρ4

ρ1

, ρ5 =

ρ5

ρ1

, ρVII = ρVII / ρ1, ρ1 = ρ1 / ρ1 = 1

, LΙII =

l'IIΙ

a

, LVΙ =

l'VΙ

a

, LV =

l V'

' l' LVI = l VI , LVII = VII , LI = l'I a a a h h h2 = h2 , h3 = 3 , h4 = h4 , h5 = 5 , h1 h1 h4 h1

The preliminary stage in the present analysis is to apply the “Domain Decomposition Approach” to the entire system of Figure 2. Hence,

h6 =

2

89

h6

h1

, h7 =

h7

h1

, h1 =

h1

h1

=1

(3)

a

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ In Part VI region (or Left Middle Plate Element ),

where “a” is the width of the entire plate system. The dimensionless frequency parameter   of the entire “Stiffened Plate or Panel System” (i.e. “Type 6” or “Six-Step” Case).

(

(1) 2 ωmn ) = ρ1a 4ωmn / h12 B11

(

)



d dξ VI

dξ VII

Considering the simple support conditions at x=0, a , in the x-direction, then the generalized displacements and the stress resultants can be expressed in the “Classical Levy’s Method” in Fourier Series in each “Part (or “Region”). Thus, simply substituting “Classical Levy’s Solutions” into the system of equations (in Appendix A) yield the final “Governing System of the First Order Ordinary Differential Equations” in the “state-vector” forms. Then, for the “Type 6” (or “six-step” Case

}

{

} (0 ≤ ξ

I

{Y

{

}

{

}

(0 ≤ ξII ≤ 1) (6)

{

}

{

}

(0 ≤ ξIII ≤ 1)

with the " ContinuityConditions" at ξIII = 0, 1.

(7)

In Part IV region (or Far Left Plate Element),

{

}

{

} (0 ≤ ξ IV < 1)

d ( 4) ( 4) Ymn = [F '] Ymn , dξ IV

dξ V

(5) mn

V

} {

ξ I  ξ I,

ξ II  ξ II ,

ξ VI  ξ V ,

≤ 1)

with the " Continuity Conditions " at ξ V = 0, 1.

(11)

( j) ( j) ( j) ( j) ( j) ( j) ) = ψ mnx ,ψ mny , W mn , M mnyx , M mny , Q mny

ξ V  0,

In Part V region (or Far Right Plate Element ), (5) mn

k

(9)

ξ VII  ξ IV ,

η = x/a η = x/a η = x/a

3

90

η = x/a η = x/a η = x/a

}

T

(12)

ξ IV  ξ III , η = x/a

and the " Continuity Conditions" at ξ IV = 0. (8)

{Y }= [G']{Y }, (0 ≤ ξ

(j) mn (η , ξ

ξ III  0 ,

with the " ArbitraryBoundaryConditions" ξ IV = 1

d

(0 ≤ ξ VII ≤ 1)

One now can show that the theoretical analysis (and later the method of solution) is quite enough to formulate and solve other “Stiffened Plate or Panel System” problems such as the “Type 4 (or “Four-Step” Case)” as shown in Figure 1. For this purpose, one may perform the following replacements in (5-11),

In Part III region (or Right Plate Stiffener ),

d (3) (3) Ymn = [E'] Ymn , dξI

(7) mn

One may observe here that, the “Initial value and Boundary Value Problem” of the “Free Dynamic Response of the Stiffened Plate or Panel System” under study is now reduced to the so-called “TwoPoint Boundary Value Problem of Mechanics and Physics” in terms of the “Governing System of Equations” of (5-11). This is a very important step in the theoretical analysis which facilitates the method of solution employed here

(5)

with the" ContinuityConditions" at ξII = 0,1.

(7) mn

( j = 1,2,3,..., 7 ; k = I, II, III,..., VII )

In Part II region (or Middle Plate Stiffener ),

d ( 2) ( 2) Ymn = [D'] Ymn , dξI

{Y }= [N']{Y },

where the “—“ sign indicates that these matrices are nondimensionalized. The “dimensionless fundamental dependent variables” or the “state vectors” of the problem are now given as,

≤ 1)

with the " Continuity Conditions" at ξ I = 0, 1.

(0 ≤ ξ VI ≤ 1)

with the " Continuity Conditions" at ξ VII = 0, 1.

In Part I region (or Left Plate Stiffener ),

{

( 6) mn

In Part VII region (or Left Middle Plate Element ),

d

d Ymn(1) = [C '] Ymn(1) , dξ I

( 6) mn

with the " Continuity Conditions" at ξ VI = 0,1. (10)

(4)

= ωmn (m, n = 1,2,3,4...)

{Y }= [M']{Y },

(13)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

• “Special Form” of “Governing PDE’s” for Parts I,II,III,IV,V,VI,VII (“Orthotropic Mindlin Plate Theory”) ( j) 1 ∂ψ y 1 = ( j) l ' k ∂ξ k B 22

 12  M  h3  j

1 ∂ ψ x( j ) 12 = (3) ( j ) M l ' k ∂ξ k h j B 66

( j) y

( j) yx

− B12( j ) −

1 ∂ ψ x( j ) a ∂η

   

( j) 1 ∂ψ y a ∂η

( j) 1 ∂w 1 = 2 Q y( j ) − ∂ ψ l ' k ∂ξ k κ y h j B 44( j )

( j = 1, k = I)

( j) y

(j = 2, k = II) (in Part II)

( j) ρ j h 3j ∂ ψ x( j ) 1 ∂ M x( j ) 1 ∂ M yx = − l ' k ∂ξ k a ∂η 12 ∂t2

+ Q x( j ) − ( j) 1 ∂M y l ' k ∂ξ k

hj

(

(j = 3, k = III) (in Part III) (j = 4, k = IV) (in Part IV)

)

hj 2

(q

(+) zy

+ q zy( − )

( j = 6, k = VI ) (in Part VI ) ( j = 7, k = VII ) (in Part VII )

)

and where q’s are the surface loads (or stresses) which are identically zero in this case. In the above system of equations (1), the “state vectors” of the problem are given as “column vectors” for Parts I, II, III,…, VII, respectively,

( j) ∂ 2 w ( j ) 1 ∂ Q x( j ) 1 ∂Q y = ρ j hj − l ' k ∂ξ k a ∂η ∂t2

(

− q zy( + ) − q zy( − )



(A.1)

(j = 5, k = V) (in Part V)

q zx( + ) + q zx( − ) 2 ρ j h 3j ∂ ψ y( j ) 1 ∂ M yx( j ) = − a ∂η 12 ∂t2

+ Q y( j ) −

(in Part I)

)

Governing PDE’s in “matrix form” with “state vectors” ( 1         ! " #$ % , , *+    ! ℓ   & ) (

(A.2)

J " 1,2,3, … ,7 1 " 2, 22, 222, … , 322

{

Y ( j ) ( η, y ) = Ψ ( j ) , Ψ ( j ) , w ( j ) ; M ( j ) , M ( j ) , Q ( j )  k x y yx y y  ( j = 1,2,3 ,...,7 ; k = Ι, ΙΙ, ΙΙΙ,..., VII)

8

91

}

T

(A.3)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

of course, is expected in such a “Stiffened System”. It is also seen that the more complicated and interesting mode shapes appear in higher modes.

[12] Bambill, D.V., Rossi, R.E. et al, 1996, “Vibrations of a Rectangular Plate with Free Edge in the Case of Discontinuously Varying Thickness”, Ocean Engineering, Vol.29, No.1, pp.45-49.

REFERENCES [1]

Hoskins, B.C. and Baker, A. A., 1986 “Composite Materials for Aircraft Structures”, AIAA Educational Series, New York.

[13] Guo, S.J., Khane, A.I., and Moshreff-Torbati, M.1997, “Vibration Analysis of SteppedThickness Plates”, Jour. of Sound and Vibration, Vol.204, No.4, pp. 645-657.

[2]

Marshall, I.H., and Demuts, E., (Editors), 1988, “Supportability of Composite Airframes and Aero-Structures”, Elsevier Applied Science Publihers, New York.

[14] Li, Q.S., 2000, “Exact Solutions for Free Vibration of Multi-Step Orthotropic Shear Plates.”, Jour. of Struct. Engineering and Mechanics, Vol.9, pp. 269-288.

[3]

Niu, M.C.-Y. 1988, “Airframe Structural Design”, Commilit Pres Ltd., Hong Kong.

[4]

Chopra, I. 1974 “Vibration of SteppedThickness Plates”, Inter. Jour. of Mechanical Science Vol.16, pp., 337-344.

[15] Cheung, Y.K., Au, F.T.K., Zheng, D.V., 2000, “Finite Strip Method for the Free Vibrations and Buckling Analysis of Plates with Abrupt Changes in Thickness”, Thin Walled Structures, Vol. 36, pp. 89-110.

[5]

Warburton, G.B., 1975, Comment on “Vibration of Stepped-Thickness Plates” by I.Chopra. Inter. Jour. of Mechanical Sciences Vol. 16, pp. 239-…

[6]

Laura, O.A.A., and Filipich, A., 1977, “Fundamental Frequency of Vibration of Stepped-Thickness Plates”, Jour. of Sound and Vibration, Vol.50, No.1, pp157-158.

[7]

Bambil, D.V. et.al., 1991, “Fundamental Frequency of Transverse Vibration of Symmetrically Stepped Simply Supported Rectangular Plates”, Jour. of Sound and Vibration, Vol. 150, pp. 167-169.

[8]

Cortinez, V.H. and Laura, P.A.A., 1990, “Analysis of Vibrating Rectangular Plates of Discontinuously varying thickness by the Cantorovich Method”, Juur. of Sound and Vibrations, Vol.137, No.3. pp. 457-461.

[19] Xiang, Y. And Wei, G.W., 2004, “Exact Solutions for Buckling and Vibration of Stepped-Rectangular Mindlin Plates”, Inter. Jour. of Solids and Structures, Vol.41, No.3, pp.279-294.

[9]

Yuan, J., and Dickson, S.M., 1992, The Flexural Vibration of Rectangular Plate Systems Approached by Artificial Springs in The Rayleigh-Ritz Method”, Journal of Sound and Vibration Vol. 159, No.1, pp 3955.

[20] Yuceoglu, et al, 2006, “VI Kayseri Havacılık Sempozyumu (VIth Kayseri Symposium on Aeronautics and Astronautics)”, May 12-14, 2006, Erciyes University, Kayseri, TURKEY.

[16] Gorman, D.J. and Singhal, R., 2002,” Free Vibration Analysis of Catilever Plates with Step Discontinuities in Properties by Superposition Method”, Jour. of Sound and Vibration, Vol.253, No.3, pp.631-652. [17] Xiang, Y. And Wang C.M., 2002, “Exact Buckling and Vibration Analysis for Stepped Rectangular Plates”, Jour. of Sound and Vibration, Vol.250, No.3, pp.503-517. [18] Hull, P.V. and Buchanan, G.R., 2003, “Vibration of Moderately Thick Square Orthotropic Stepped-Thickness Plates”, Jour. of Applied Acoustics, Vol.64, pp753-763.

[21] Yuceoglu, U., Gemalmayan, N. and Sunar, O., 2007, “Free Flexural Vibrations of Integrally-Stiffened and/or SteppedThickness Plates or Panels with a Central Plate Stiffener”, “48th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC/” “Structures, Struct. Dynamics, Materials (SDM) Conference and Exhibit”, April 2125, 2007, Waikiki, Havaii.. (Paper No. AIAA 2007-2113). [22] Yuceoglu, U., Gemalmayan, N. and Sunar, O., 2007, “Free Flexural Vibrations of

[10] Harik, I.E., Liu, X., and Balakrishnan, N., 1992, “Analytic Solution for Free Vibration of Rectangular Plates”, Journal of Sound and Vibration, Vol153, No.1. pp. 51-62. [11] Takabatake, H., Imaizumi, T., Okatomi, K., 1995, “Simplified Analysis of Rectangular Plates with Stepped Thickness”, ASCE Jour. of Struct. Engineering, Vol.117, pp. 17591779.

5

92

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ [28] Yuceoglu, U. and Özerciyes, V., 1998, “Free Bending Vibrations of Composite Base Plates or Panels Reinforced with a Non-Central Stiffening Plate Strip”, in the ASME- Noise Control and Acoustics Div. “Vibroacoustic Characterization of Advanced Materials and Structures” NCAD-Vol. 25”, pp. 233-243, (an ASME publication).

Integrally-Stiffened and/or SteppedThickness Plates or Panels with a Non-Central Plate Stiffener”, November 10-16,2007 Seattle, Washington, Symposium ,“2007 ASME international Mech. Engineering Congress and Exposition” (IMECE 2007) on Advanced Structures and Materials for lightweight Design (ASME Paper No IMECE 2007- 41066) [23] Yuceoglu U., Javanshir J., Eyi S. 2008, “Free Vibration analysis of “Integrally-Stiffened and/or Stepped-Thickness Plates or Panels with two Side Stiffeners”,49th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Struc. Dynamics and Materials (SDM) Conference and Exhibit” Schaumburg, Illinois (Paper No. AIAA-2008-….. [24] Yuceoglu U., Javanshir J., Eyi S. 2008, “On a General Approach to Free Vibrations Response of Integrally-Stiffened and/or Stepped Thickness Rectangular Plates or Panels” ,2008 “ASME intr. Mech. Engineering Congress and Exposition”, October 26-Nov4, 2008, Boston Massachusetts,(ASME Paper No. IMECE2008-66980) [25] Yuceoglu, U., Güvendikö Ö., Gemalmayan, N., Sunar, O. 2007, “Effects of Central and Non-Central Plate Stiffeners on Free Vibrations Response of Integrally-Stiffened and/or Stepped-Thickness Plates or Panels”, 49th AIAA/ASME/ASCE/ASC/AHS Structural, Struct. Dynamics and Materials (SDM) Conference and Exibit”, April 7-10, 2008 Schaumburg Illinois.(Paper No. AIAA2008-...)

[29] Yuceoglu, U. and Özerciyes, V., 1999,” Sudden Drop Phenomena in Natural Frequencies of Partially Stiffened, SteppedThickness. Composite Plates or Panels”, Proceed. of the “40th AIAA/ ASME/ ASCE/ AHS/ ASC/ “Structures, Struct. Dynamics, Materials (SDM) Conference and Exhibit”, (Paper No. AIAA-1999-1483), pp. 23362347. [30] Yuceoglu, U. and Özerciyes, V., 2000 “Natural Frequencies and Modes in Free Transverse Vibrations of Stepped-Thickness and/or Stiffened Plates and Panels”, Proceed. of the “41st AIAA/ ASME/ ASCE/ AHS/ ASC/ (SDM) Conference and Exhibit”, (Paper No. AIAA-2000-1348), pp. [31] Yuceoglu, U. and Özerciyes, V., 2000 “Sudden Drop Phenomena in Natural Frequencies of Composite Plates or Panels with a Central Stiffening Plate Strip”, Inter. Journal of Computers and Structures, Vol. 76 (1-3) (Special Issue), pp.247-262. [32] Yuceoglu, U. and Özerciyes, V., 2003,”Orthotropic Composite Base Plates or Panels with a Bonded Non-Central (or Eccentric) Stiffening Plate Strip”, ASME Journal of Vibration and Acoustics Vol.125, pp. 228-243. [33] Yuceoglu, U. ,Özerciyes, V.and Çil, K., 2004, “ Free Flexural Vibrations of Bonded Centrally Doubly Stiffened Composite Base Plates or Panels”, “2004 ASME Inter. Mech. Engineering Congress and Exposition”, Nov. 13-19, 2004, Anaheim, California, (ASME Paper No. IMECE-2004-59769). [34] Yuceoglu, U. , Güvendik, Ö., and Özerciyes, V., 2005, “Free Flexural Vibrations Response of Composite Mindlin Plates or Panels with a Centrally Bonded Symmetric Double Lap Joint (or Symmetric Double Doubler Joint)”, 2005 ASME Inter. Mech. Engineering Congress and Expo. Nov. 5-11, 2005 Orlando, Florida, (ASME Paper No. IMECE. 2005-79233).

[26] Yuceoglu, U. and Özerciyes, V., 1996, “Free Bending Vibrations of Partially-Stiffened, Stepped-Thickness Composite Plates”, in the ASME- Noise Control and Acoustics Div. “Advanced Materials for Vibro-Acoustic Applications NCAD- Vol. 23”, pp.191-202, (an ASME publication). [27] Yuceoglu, U. and Özerciyes, V., 1997, “Natural Frequencies and Mode Shapes of Composite Plates or Panels with a Central Stiffening Plate Strip”, in the ASME-Noise Control and Acoustics Div. “Symposium on Vibroacoustic Methods in Processing and Characterization of Advanced Materials and Structures, NCAD-Vol. 24”, pp.185-196,(an ASME publication).

6

93

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

[35] Mindlin, R.D., 1951, “Infuence of Rotatory Inertia and Shear on Flexural Motions of Isotropic, Elastic Plates”, ASME Journal of Applied Mechanics, Vol.18, pp.31-38.

Composite Shallow Cylindrical Shell Panels,” AIAA Journal, Vol.43, No.12, pp.2537-2548 . [38] Yuceoglu, U., Toghi, F., and Tekinalp, O., 1996, “Free Bending Vibrations of Adhesively-Bonded, Orthotropic Plates with a Single Lap Joint”, ASME Journal of Vibration and Acoustics, Vol. 118, pp. 122134

[36] Reissner, E., 1945, “The Effect of Transverse Shear Deformations on the Bending of Elastic Plates” ASME Journal of Applied Mechanics, Vol.12, No.2, pp A.69-A.77. [37] Yuceoglu, U., and Özerciyes, V., 2005 “Free Vibrations of Bounded Single Lap Joints in

TABLE 1. MATERIAL CONSTANTS of PRESENT “STIFFENED SYSTEMS with THREE INTEGRAL PLATE STIFFENERS”

“Isotropic” “Al-Alloy” System Al-Alloy Plates 1,2,3 (j=1,2,3)

E

E

( j) x ( j) y

Al-Alloy Plates 4,5 (j=4,5)

=72.69GPa

E

=72.69GPa

E

( j) x ( j) y

“Orthotropic” “Composite” System

Al-Alloy Plates 6,7

Graphite-Epoxy Plates 1,2,3 (J=1,2,3)

(j=6,7)

=72.69GPa

E

=72.69GPa

E

( j) x ( j) y

=72.69GPa

E

=72.69GPa

E

( j) x ( j) y

Kevlar-Epoxy Plates 4,5

(J=4,5)

=11.71GPa

E

=137.8GPa

E

( j) x ( j) y

Kevlar-Epoxy Plates 6,7 (j=6,7)

=5.5GPa

E (xj) =5.5GPa

=76.0GPa

E (yj) =76.0GPa

G (xyj) =25.78GPa

G (xyj) =25.78GPa

G (xyj) =25.78GPa

G (xyj) =5.51GPa

G (xyj) =2.10GPa

G (xyj) =2.10GPa

G (xzj) =25.78GPa

G (xzj) =25.78GPa

G (xzj) =25.78GPa

G (xzj) =2.5GPa

G (xzj) =1.5GPa

G (xzj) =1.5GPa

G (yzj) =25.78GPa

G (yzj) =25.78GPa

G (yzj) =25.78GPa

G (yzj) =3.0GPa

G (yzj) =2.0GPa

G (yzj) =2.0GPa

υ(xyj) =0.313

υ(xyj) =0.313

υ(xyj) =0.313

υ(xyj) =0.0213

υ(xyj) =0.024

υ(xyj) =0.024

υ(yxj) =0.313

υ(yxj) =0.313

υ(yxj) =0.313

υ(yxj) =0.25

υ(yxj) =0.34

υ(yxj) =0.34

ρ(j) =2.796gr/cm3 h1 =0,04m a =0.50m

ρ(j) =2.796gr/cm3 h1 =0,02m a =0.50m

ρ(j) =2.796gr/cm3 h1 =0,02m a =0.50m

ρ( j) =1.6gr/cm3 h1 =0,04m a =0.50m

ρ( j) =1.3gr/cm3 h 2 = h 3 =0,02m a =0.50m

ρ( j) =1.3gr/cm3 h 2 = h 3 =0,02m a =0.50m

7

94

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

• “Special Form” of “Governing PDE’s” for Parts I,II,III,IV,V,VI,VII (“Orthotropic Mindlin Plate Theory”) ( j) 1 ∂ψ y 1 = ( j) l ' k ∂ξ k B 22

 12  M  h3  j

12 1 ∂ ψ x( j ) = (3) ( j ) M l ' k ∂ξ k h j B 66

( j) y

( j) yx

− B12( j ) −

1 ∂ ψ x( j ) a ∂η

   

( j) 1 ∂ψ y a ∂η

( j) 1 ∂w 1 = 2 Q y( j ) − ∂ ψ l ' k ∂ξ k κ y h j B 44( j )

( j = 1, k = I)

( j) y

(j = 2, k = II) (in Part II)

( j) ρ j h 3j ∂ ψ x( j ) 1 ∂ M x( j ) 1 ∂ M yx = − l ' k ∂ξ k 12 a ∂η ∂t2

+ Q x( j ) − ( j) 1 ∂M y l ' k ∂ξ k

hj

(

(j = 3, k = III) (in Part III) (j = 4, k = IV) (in Part IV)

)

hj 2

(q

(+) zy

+ q zy( − )

( j = 6, k = VI ) (in Part VI ) ( j = 7, k = VII ) (in Part VII )

)

and where q’s are the surface loads (or stresses) which are identically zero in this case. In the above system of equations (1), the “state vectors” of the problem are given as “column vectors” for Parts I, II, III,…, VII, respectively,

( j) ∂ 2 w ( j ) 1 ∂ Q x( j ) 1 ∂Q y = ρ j hj − l ' k ∂ξ k a ∂η ∂t2

(

− q zy( + ) − q zy( − )



(A.1)

(j = 5, k = V) (in Part V)

q zx( + ) + q zx( − ) 2 ρ j h 3j ∂ ψ y( j ) 1 ∂ M yx( j ) = − 12 a ∂η ∂t2

+ Q y( j ) −

(in Part I)

)

Governing PDE’s in “matrix form” with “state vectors” ( 1         ! " #$ % , , *+    ! & ) ( ℓ  

(A.2)

J " 1,2,3, … ,7 1 " 2, 22, 222, … , 322

{

Y ( j ) ( η, y ) = Ψ ( j ) , Ψ ( j ) , w ( j ) ; M ( j ) , M ( j ) , Q ( j )  k x y yx y y  ( j = 1,2,3 ,...,7 ; k = Ι, ΙΙ, ΙΙΙ,..., VII)

8

95

}

T

(A.3)

96

c)

c)

d)

b)

a)

b)

a)

(Type.2) Two - Step

(Type.3) Three - Step

b)

a)

etc.

(Type.4) Four - Step

b)

a)

etc.

(Type.5) Five - Step

b)

a)

etc.

(Type.6) Six - Step

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

9

Figure 1.“Classes” or “Types” of “Integrally-Stiffened and/or Stepped- Thickness Plate or Panel Systems” (see also Yuceoglu et al [23-24])

a)

(Type.1) One - Step

INTEGRALLY - STIFFENED and/or STEPPED – THICKNESS RECTANGULAR PLATE or PANEL SYSTEM (Step(s) in one direction only) HaSeM'08

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

(a) General Configuration, Geometry, Material directions and Coordinate Systems

(a) Longitudinal Cross-Section, Parts I, II,…,VII and Coordinate Systems

Figure 2. “Integrally-Stiffened and/or Stepped-Thickness Rectangular Plates or Panels with Three Integral Plate Stiffeners”.

10

97

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

First Mode with Ω 1= ω 11=8.166

Fourth Mode with Ω 4= ω 21=86.713

Second Mode with Ω 2= ω 12=18.796

Fifth Mode with Ω 5= ω 14=100.645

Third Mode with Ω 3= ω 13=43.502

Sixth Mode with Ω 6= ω 22=112.622

Fig. 3 Mode Shapes and Dimensionless Nat. Freq.’s of “Integrally-Stiffened and/or Stepped-Thickness Rectangular Plate or Panel with Three Plate Stiffeners” (“Isotropic Case”) (Plate1= Plate 2= Plate 3= Al-Alloy, Plate 4= Al-Alloy, Plate 5= Al-Alloy,Plate 6=A-Alloy, Plate 7=A-Alloy) (ℓI=0.15m, ℓII=0.15m, ℓIII=0.15m, ℓIV=0.135m, ℓV=0.135m, ℓVI=0.135, ℓVII=0.145 ) (a=0.50m, h1= h2= h3=0.04m, h4= h5= h6= h7=0.02m, L=1.00m) (Boundary Conditions in y-direction CC)

11

98

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

SABİT KANATLI DİKEY İNİŞ KALKIŞ BİR İNSANSIZ HAVA ARACININ BENZETİM VE KONTROLÜ Zafer Öznalbant1

Mehmet Şerif Kavsaoğlu1

e-posta: [email protected] 1

İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, Uçak Müh. Bölümü, 34469 İSTANBUL

ÖZET Bu çalışmada sabit kanatlı dikine iniş kalkış yapabilen bir insansız hava aracının hareket denklemleri elde edilmiştir. İncelenen hava aracı 3 adet kanal içi motor pervane sistemi ile tahrik edilmektedir. Kanat uçlarında yer alan ön motorların açısal konumu kontrol edilebilmektedir. Uçağın statik denge koşulları askı durumu, düz uçuş ve geçiş durumlarında elde edilmiştir. Geliştirilen bir yazılım ile her 3 durum için seçilen bir denge konumundan itibaren uçağın zamana bağlı dinamik hareketi incelenmiştir. Zamana bağlı hareket, tam hareket denklemlerinin sayısal yöntemle çözümü ile elde edilmiştir. Denklemlerin çözümünde herhangi bir lineerleştirme yaklaşımı yapılmamıştır.

.

xE .

yE .

zE

S c b CG Vseyir Vtutunma kaybı W/S L/D U

Uçuş hızı y bileşeni değişim oranı

.

Uçuş hızı z bileşeni değişim oranı

.

X ekseni açısal hızı değişim oranı*

.

Y ekseni açısal hızı değişim oranı*

.

Z ekseni açısal hızı değişim oranı*

W

P Q

R .

φ

X ekseni Euler açı değişim oranı*

θ

.

Y ekseni Euler açı değişim oranı*

.

Z ekseni Euler açı değişim oranı*

ψ

y ekseninde yer değiştirme oranı** z ekseninde yer değiştirme oranı**

I. GİRİŞ Günümüzde hava araçlarının tasarım aşamasında, uçuş karakteristiklerinin incelenmesi önemli bir yer tutmaktadır. Tasarım parametrelerinin elektronik ortama aktarılması ile hava araçlarının uçuş esnasındaki davranışları belirlenebilir. Bu davranışların incelenmesinde uçuş hareket denklemleri kullanılmaktadır[3].

Kanat planform alanı Ortalama veter Kanat açıklığı Ağırlık merkezi Seyir uçuş hızı Tutunma kaybı hızı Kanat yüklemesi Taşıma-sürükleme oranı Uçuş hızı x bileşeni değişim oranı

.

V

x ekseninde yer değiştirme oranı**

DTH1 1. motor gaz kolu ayarı DTH2 2. motor gaz kolu ayarı DTH3 3. motor gaz kolu ayarı DE Elevator pozisyonu açısı PHIT12 1. ve 2. motor açıları t Süre (sn) * X,Y Z gövde eksen takımına göre tanımlanmıştır.[7] ** x, y, z yer eksen takımına göre tanımlanmıştır[3]

Semboller Listesi

.

e-posta: [email protected]

Sabit kanatlı hava araçlarında, dikey iniş kalkış kabiliyeti, aracın operasyon verimliğini arttırmaktadır. Bu araçlar, iniş ve kalkış esnasında döner kanatlı hava araçları üstünlüklerini ve aynı zamanda seyir uçuşu esnasında sabit kanatlı hava araçları üstünlüklerini kendi bünyesi altında toplarlar. Bu araçların kontrol ve benzetimleri konusunda çalışmalar [6] yapılmakla birlikte, henüz konvansiyonel hava araçları için yapılan çalışmalar kadar yaygınlaşmamıştır. Bu çalışmada dikey iniş kalkış yapabilen sabit kanatlı hava araçlarının kontrolü ve benzetimi incelenmiştir. Tam (lineerize edilmemiş) hareket denklemleri sayısal yaklaşıklık yöntemleri kullanılarak çözümlenmiştir. Bu yaklaşımla, evvelce kavramsal tasarımı yapılmış olan dikey iniş kalkış yapma özelliklerine sahip “MSK DİK

99

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Tablo 1. MSK DİK İHA Geometrik Parametreleri Geometrik Parametreleri Değerler S (m2) 0,62

İHA”[4] hava aracının kontrol ve uçuş karakteristikleri elde edilmiştir. II. KAVRAMSAL TASARIM VE BAŞLANGIÇ PAREMETRELERİ

c (m)

0,36

b (m)

1,76

Gövde Boyu(m)

2,17

CG yerleşimi, c cinsinden

30

Nötral Nokta yerleşimi, c cinsinden

39

Statik Marjin

9

Tablo 2. MSK DİK İHA Performans Parametreler Performans Parametreleri Değerler Vseyir 19m/sn Vtutunma kaybı W/SFlapsız

164,26 N/m2 238,75

W/SFlaplı

N/m2

(L/D)maks

10,12

Havada kalış süresi (Sabit Hız)

13,2 saat

Tablo 3. MSK DİK İHA Denge Hali Aerodinamik Katsayılar Karlı Durum Aerodinamik Katsayılar Değerler CL 0,6718 CD 0,1750 Cm 0,032

Şekil 1. MSK DİK İHA Geometrisi (Boyutlar mm dir) MSK DİK İHA, dikey iniş kalkış yapabilme özelliğine sahip, sabit kanatlı bir insansız hava aracıdır. Kanat uçlarında iki adet ana motor ve arka gövde içinde bir adet motor olmak üzere toplam üç adet elektrik motoru ile hareket etmektedir. Statik ve düşük hızlardaki tepki kuvvetini arttırmak amacı ile pervane, duvarları kanat profili kesitli bir dairesel kanal içerisine yerleştirilmiştir. Ön motorlar uçak gövde eksen takımında [6] Y ekseninde 0–90 derece dönme hareketi yapabilmektedir. Tasarım gereksinimi olarak, uçak 3 kg paralı yük taşıyabilmektedir. Uçağın kalkış ağırlığı yaklaşık 10kg olarak belirlenmiştir. Kontrol yüzeyi olarak kanat üzerinde flaperon, kuyruk üzerinde ruddervator tasarıma dâhil edilmiştir[4]. Hava aracının boyutsal bilgileri Şekil 1 de verilmiştir. Hesaplamalarda kullanılan MSK DİK İHA hava aracının ön boyutlandırma ve başlangıç performans değerleri, kavramsal tasarım safhasından alınmıştır [4]. Alınan bazı değerler Tablo 1 ve Tablo 2 de verilmiştir.

14,3m/sn

1

1

1

Tablo 4. MSK DİK İHA Boylamasına Kararlılık Türevleri Boylamasına Kararlılık Türevleri Değerler CD 0,0377 -1 CD (rad ) 0,5480 0

α

C L0

0,3470

-1 CL (rad )

5,3439

Cm0

0,2673

α

-1

Cmα (rad

)

-0,4262

Bu çalışmada, ihtiyaç duyulan uçuş türevleri, AAA (Advanced Aircraft Analysis) yazılımı [1] ile elde edilmiştir. AAA yazılımına, uçuş şartları ve uçak

100

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

geometrisi girdi olarak girilmiştir. Elde edilen bazı uçuş parametreleri Tablo 3 ve Tablo 4 de verilmiştir.

FORTRAN 90 bilgisayar dilinde uçuş benzetimi yazılımları geliştirilerek çözümler elde edilmiştir.

III. TAM HAREKET DENKLEMLERİ Hava araçlarının hareket denklemlerinin türetilmesinde kinematik ve dinamik prensipler kullanılır. Tam hareket denklemleri 1-12 denklemlerinde verilmiştir [3, 7].

Verilen 12 adet hareket denklemi, uçağın lineer hız, açısal hız, Euler açıları durumu ve pozisyon durumu türev denklemlerinden oluşmaktadır. Bu denklemler 4. Mertebeden Runge-Kutta [5] yöntemi ile belirlenen zaman aralığında çözümlenmiştir. 4. Mertebeden RungeKutta sayısal çözümünde, türev fonksiyonu verilen bir denklemin, sayısal yaklaşıklıkla integrali alınmaktadır. Hareket denklemlerinde; U: X ekseni hız bileşeni V: Y ekseni hız bileşeni W: Z ekseni hız bileşeni P: X ekseni açısal hızı Q: Y ekseni açısal hızı R: Z ekseni açısal hızı φ: Euler açısı (x ekseni)

1 (FG + FAX + FTX ) m X . 1 V = −RU + PW + ( FGy + FAy + FTy ) m . 1 W = −PV + QU + (FGz + FAz + FTz ) m .

U = −QW + RV +

⎡ ⎤ & ⎢−QR(I zz − I yy ) + (R+ PQ)I xz + LA + LT ⎥ ⎣ ⎦

.

1 I xx

.

1 PR(I zz − I xx ) − (P2 − R2 )I xz + M A + MT I yy

P=

Q= .

R=

[

(1) (2) (3) (4)

]

1 ⎡−PQ( I yy − I xx ) − (QR − P& ) I xz + N A + NT ⎤⎦ I zz ⎣

.

(5) (6)

.

φ = − P + sin θ ψ

(7)

.

.

cos φ θ = − sin φ cos θ ψ + Q .

(8)

.

cos φ cos θ ψ = sin φ θ + R

(9)

.

x E = U cosθ cosψ +V (sinφ sinθ cosψ − cosφ sinψ ) +W(cosφ sinθ cosψ + sinφ sinψ )

(10)

.

yE = U cosθ sinψ +V (sinφ sinθ sinψ + cosφ cosψ )

(11)

+W(cosφ sinθ sinψ − sinφ cosψ ) .

z E = −U sinθ + V sinφ cosθ + W cosφ cosθ

(12) IV. TAM HAREKET DENKLEMLERİNİN SAYISAL YAKLAŞIKLIK YÖNTEMLERİ İLE ÇÖZÜLMESİ Başlangıç koşulları verilen bir hava aracı için, hareket denklemelerinin çözülmesi sonucunda uçuş hareketleri incelenebilmektedir. MSK DİK İHA uçağına ait aerodinamik türevler, kütle ve eylemsizlik momentleri yukarıda verilen genel denklemlerde yerlerine konularak bu uçağa ait hareket denklemleri bulunmuştur. Uçağın kontrol kuvvetleri aerodinamik kontrol yüzeyi açıları ve itki gaz ayarları ile belirlenmektedir. Bu denklemlerin çözümlenmesinde genel bir yöntem olan lineerleştirme yöntemi yaygın olarak kullanılmakla birlikte lineerleştirme yönteminin geçerliliği sınırlıdır [3]. Bu çalışmada lineerleştirme yapılmamış ve tam hareket denklemleri sayısal yaklaşıklık yöntemleri ile çözümlenmiştir. Askı, geçiş ve seyir durumları için

θ: ψ:

Euler açısı (y ekseni) Euler açısı (z ekseni) xe: Uçağın yer eksenine göre (dünya merkezi) X pozisyonu ye: Uçağın yer eksenine göre (dünya merkezi) Y pozisyonu ze: Uçağın yer eksenine göre (dünya merkezi) Z pozisyonu parametreleri türev fonksiyonlarının 4. mertebeden Runge-Kutta Yöntemi ile integralleri alınarak hesaplanmışlardır. Bu parametrelerin Runge-Kutta Yöntemi ile çözülmelerinde başlangıç koşulu olarak uçağın denge (trim) koşulları alınmıştır. Uçağın denge pozisyonu, uçak üzerine etki eden tüm kuvvet ve momentlerin sıfır olması durumudur. Bu durumda uçak, uçuş rejimini koruyarak hareketine devem edecektir. MSK DİK İHA hava aracının askı, geçiş ve seyir uçuşları trim değerleri için ayrıca FORTRAN 90 dilinde kod yazılmıştır. Gauss Seidel iterasyon [2] yöntemi kullanılarak; askı, geçiş ve seyir durumlarında denge değerleri elde edilmiştir. Bu değerler benzetim yazılımı için başlangıç değerleri olarak kullanılmıştır. Geliştirilen bilgisayar programında, kontrol türevleri olan, elevator açısı (DE), birinci, ikinci ve üçüncü motor gaz kolu ayarları (DTH1, DTH2, DTH3) uçuş karakterini incelemek üzere değiştirilmiş ve hava aracının bu değişikliklere tepkisi incelenmiştir. Hava aracının tepkisi, hareket denklemlerindeki parametrelerin zaman içerisinde gösterdikleri değişim grafikleri olarak belirlenmiştir. Yapılan çalışmada itki hesaplamaları için, “maksimum statik itki*gaz kolu ayarı” kullanılmıştır. Örneğin

101

HaSeM'08 birinci motorun hesaplanmıştır.

tepkisi

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ T1=Tmax,1*DTH1

şeklinde

V. SONUÇLAR Yapılan çalışma sonucunda, MSK DİK İHA hava aracının askı durumu, geçiş durumu ve seyir durumu uzunlama dinamik hareket karakteristikleri bulunmuştur. t=t1 den t=tn’ e kadar olan zaman aralığında uzunlama kontrol parametreleri olan, elevator açısı, 1., 2., 3., motor gaz ayarları, 1. ve 2. motor açıları değiştirilmiş ve uçağın tepkisi grafikler halinde incelenmiştir.

elevator açısı trim değerine tekrar çekilmiştir. Elevator açısı trim değerine çekildikten sonra uçak kararlı uçuş değerlerine geri dönmüştür. Şekil 4 de, uçak hücum açısı (ALPHA) ve elevator açısı arasındaki değişimin zamana göre grafiği verilmiştir. Hücum açısı hareketi de U hız bileşenine benzer şekilde elevator açısının trim pozisyonuna çekilmesi ile kararlı uçuş değerine dönmektedir.

Askı durumu: Askı durumu incelemesinde, başlangıç durumu olarak trim değerleri alınmıştır. t=t1 anında 1. ve 2. motor gaz ayarında 1 sn için değişiklik yapılmış ve 1 sn sonra gaz ayarları trim değerlerine çekilmiştir. Yapılan bu değişiklik sonrasında uçağın trim değerlerinden saptığı ve tekrar askı uçuş rejimine dönmeyip kararsız bir halde hareket ettiği görülmüştür. Verilen gaz ayarındaki bozuntu sonrasında hava aracının askı durumunda uzunlama olarak karasız olduğu saptanmıştır. Şekil 2 de verilen grafikte, 1. ve 2. motor gaz kollarında (DTH1, DTH2) yapılan değişiklik ile yatay hız bileşenin (U) zamana (t) göre değişimi gösterilmiştir. Seyir Durumu: Seyir durumu incelemesinde, başlangıç durumu olarak seyir durumu trim değerleri alınmıştır. t=t1 anında elevator açısında (DE) 20 sn boyunca 1 derecelik değişiklik yapılmış ve uçağın yatay hız bileşeninin zamana göre değişimi Şekil 3 de verilmiştir. Uçak bozuntu anına kadar, normal seyir uçuşuna devam etmektedir.

Şekil 2. Askı durumu U,DTH1,DTH2-t grafiği t=t1 anında elevator açısında yapılan değişiklik sonucunda U hızı değişme göstermiştir. t=t2 anında

Şekil 3. Seyir durumu U-DE-t grafiği Geçiş Durumu: Geçiş durumu incelemesinde, uçağın askı durumundan seyir durumuna 20 sn içinde geçecek şekilde 1. ve 2. motor açıları ~90 dereceden ~0 dereceye getirilmiştir. Askı durumundan seyir durumuna geçiş için başlangıç durumu olarak askı trim değerleri alınmıştır. Geçiş durumu boyunca, 1. ve 2. motor açıları askı durumu açısı olan ~90 derece pozisyonundan, seyir durumu pozisyonu 0’ dereceye lineer olarak döndürülmüştür. 1. ve 2. motor açılarının (PHIT12) zamana bağlı değişimi ve hız değişimi Şekil 5 de gösterilmiştir. Geçiş uçuş rejiminde, motorlar sabit gaz kolu ayarı kalacak şekilde döndürüldüğünde uçak üzerinde istem dışı yunuslama momentleri oluşmaktadır. Ayrıca, yine motorların döndürülmesi esnasında sabit gaz kolu ayarı kullanılması durumunda uçağın irtifası değişmektedir. Geçiş durumunda uçağın açısal pozisyonunun ve irtifasının değişmemesi gerektiği kabulü yapılmıştır. Geçiş esnasında 1., 2. ve 3. motor gaz ayarları (DTH1, DTH2, DTH3), bu şartları sağlayacak şekilde, yazılan bir algoritma ile değiştirilmiştir. Bu algoritma esas olarak z kuvvet denklemi ve yunuslama momenti denklemlerinin birlikte çözümüne dayanmaktadır. Bu şekilde uçağın açısal pozisyonu ve irtifası korunmaya çalışılmıştır. Boylamasına geçiş benzetimi incelemesinde, uçak yatay hızında, motor açılarının 0

102

HaSeM'08 dereceye gelmesi görülmüştür.

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

sırasında

beklenen

bir

artış

saptıktan sonra tekrar denge haline dönmemiştir. Düz uçuş durumunda verilen sapma sonucu, uçak denge haline osilasyonlu bir hareket sonucu dönmüştür. Geçiş durumunda ise uçak, belirli bir pozisyonu koruması için bir algoritma yardımı ile kumanda edilmiştir. Gelecek çalışmalar için, uçağın askı durumunda verilen bir bozuntu sonrası denge haline dönmesini sağlayıcı; ayrıca seyir durumunda denge haline dönüşte osilasyon hareketini azaltıcı bir otopilot çalışması yapılabilir.

Şekil 4. Seyir durumu ALPHA-DE-t grafiği Yatay hız, motor açıları seyir açısına yaklaştıkça, kararlı seyir hızı olan 19m/sn ye yaklaşmaktadır. Geçiş durumu için, U hız bileşeni, 1. 2. ve 3. motor gaz ayarları zamana göre değişimi Şekil 6 de gösterilmiştir. Geçiş durumunda uçağın kararlı kalmasında bilgisayar destekli kontrol kullanılmasının zorunlu bir etmen olduğu belirtilebilir. Kontrol türevlerinin otomatik olarak belirlenmemesi durumunda, uçak boylamasına kararlılığını sağlayamayıp rotasyonel harekete başlamakta ve uçuş rejiminden sapmaktadır.

Şekil 5. Geçiş durumu PHIT12-U-t grafiği VI. SON SÖZ Bu çalışmada, MSK DİK İHA hava aracının askı, geçiş ve seyir durumları için denge hali durumları elde edilmiştir. Her 3 durum için denge halinden sapmalar verilmiş ve uçağın bu sapmalara verdiği tepkileri incelenmiştir. Uçak, askı durumunda denge halinden

Şekil 6. Geçiş durumu U-DE-t grafiği KAYNAKLAR [1] AAA Advanced Aircraft Analysis, Version 2.5, User’s Manuel, DARCorporation [2] Chapra S.C., Canale R. P., (Çevirenler: Heperkan H, Kesgin U.), Mühendisler için Sayısal Yöntemler, Vol. 4, Literatür Yayıncılık, İstanbul, 2003. [3] Etkin B. and Reid L.D., Dynamics of Flight Stability and Control, Vol. 3, John Wiley and Sons Press, Canada, 1996 [4] Kahyaoğlu G., Dikine Kalkış ve İniş Yapabilen Bir İnsansız Hava Aracına Yönelik Ön Tasarım Çalışması, Bitirme Çalışması, ITU, 2005 [5] Kreyszing E., Advanced Engineering Methematics, Vol. 8, John Wiley and Sons Press, Singapore, 1999. [6] Okan A., Tekinalp O., Kavsaoğlu M. Ş., “Flight Control of a Tilt Duct VTOL UAV”, AIAA 1st Unmanned Aerospace Vehicles, Systems,Technologies, and Operations Conference, Portsmouth, Virginia 20 - 23 May 2002, AIAA Paper No: 2002-3466 [7] Yechout T. R., Morris S. L., Bossert D. E., Hallgre W. F., Introduction to Aircraft Mechanics Perfomance Static Stability Dynamic Stability and Classical Feedback Control, AIAA Education Series, Virginia, 2003.

103

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

YERDEYKEN BUZLANMA GİDERİCİ/ÖNLEYİCİ OLARAK KULLANILAN SIVILARIN UÇAK KANATLARI ÜZERİNDEKİ AKIŞ KARARLILIĞINA ETKİLERİ D. Sinan Körpe1

Barış Erdoğan2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Serkan Özgen1

Göknur Bayram2

e-posta: [email protected] 1

e-posta: [email protected]

Yusuf Uludağ2 e-posta: [email protected]

Niyazi Bıçak3 e-posta: [email protected]

ODTÜ, Mühendislik Fakültesi, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, 06531 Ankara 2 ODTÜ, Mühendislik Fakültesi, Kimya Mühendisliği, 06531 Ankara 3 İTÜ, Fen Edebiyat Fakültesi, Kimya Bölümü, 34469 İstanbul

ÖZET Bu çalışmada, yerdeyken buzlanma giderici/önleyici olarak kullanılan sıvıların, kalkış esnasında uçak kanatları üzerindeki akışa etkileri incelenmiştir. Analiz yöntemi, akışın küçük bozulmalara maruz kaldığında ne zaman kararsız hale geçeceğini tahmin etmek için kullanılan doğrusal kararlılık teorisine ve bu teori kullanılarak elde edilen Orr-Sommerfeld denkleminin özdeğerlerinin, homojen sınır koşullarıyla beraber atış (shooting) metodu kullanılarak, Fortran programlama dili yardımıyla hesaplanmasına dayalıdır. Bu sayede, sıvıların ve akışın viskozite, yüzey gerilimi, yoğunluk ve sıvı kalınlığı gibi özelliklerinin akış kararlılığına etkileri gözlenebilmektedir. Bu çalışma ile ticari olarak kullanılmakta olan sıvı akışlarının özdeğerleriyle, geliştirilmekte olan sıvıların özdeğerleri karşılaştırılarak, geliştirilmiş sıvının aerodinamik kabul testine girmeden önce nasıl bir sonuç elde edebileceği

öngörülebilir. Her ne kadar bu çalışmanın temel amacı buzlanma giderici/önleyici sıvıların kanat performansı üzerinde etkilerini araştırmak olsa da, bulunan sonuçlar iki tabakalı akış sistemlerini içeren polimer işlemesi, yüzey kaplama, yağlama ve oşinografi gibi yaygın endüstriyel uygulamalarda da geçerli olacaktır. I. GİRİŞ Akışkanlar mekaniğinin en önemli konularından biri olan hidrodinamik kararlılık konusu içinde yer alan doğrusal kararlılık teorisi, laminer akış sırasında oluşmaya başlayan bozulmalar ile bunlar arasında oluşan doğrusal olmayan etkileşimlerin görülmeye başladığı geçiş sürecinin ilk kısmı ile ilgilidir. Buna göre küçük bozulma zaman ile ya da akış yönünde ilerledikçe kayboluyorsa kararlı bozulma, kendi büyüklüğünü ko

ruyorsa nötr kararlı, genliği artıyorsa kararsız bozulma olarak tanımlanır. Bu kararsızlıkların değişmesinde ve gelişmesinde, akışkanların yoğunluk, viskozite ve yüzey gerilimi ile sınır koşulları ve Reynolds sayısı gibi parametrelerin etkisi vardır. Burada laminer akıştan türbülanslı akışa geçişin başlangıcını belirten kritik Reynolds sayısının tanımı önemlidir. Laminer akıştan türbülanslı akışa geçişin açıklanması için yapılan çalışmalar yaklaşık yüz on yıl önce başlamış olmasına rağmen, 1930’lu kadar kesin bir sonuç elde edilememiştir. 1894 yılındaki çalışmasıyla Reynolds, kararlılık teorisinin temellerini atmış ve laminer akışın hareket denklemlerine uyduğunu ve belli bir mesafeden sonra türbülanslı akışa geçtiğini belirtmiştir. 1920’li

yılların sonunda Tollmien ve Schlichting en kararsız dalgaların genleşme hızlarını hesaplamış ve bu sebepten ötürü bu kararsız dalgalara Tollmien-Schlichting dalgaları adı verilmiştir [1]. Bu dalgalardan dolayı oluşan kararsızlık moduna ise Tollmien-Schlichting modu (T-S modu) adı verilmiştir. Bu çalışmadan yaklaşık olarak on yıl sonra Tollmien ve Schlichting’in çalışmaları deneysel olarak Dryden ve arkadaşları tarafından doğrulanmıştır [2]. Önceki bir araştırmada, Hooper ve Boyd farklı viskozitelere sahip iki sıvının kararlılık problemini incelemiştir. Elde edilen sonuçlara göre, kararsızlığın görülmesinin en büyük sebebinin iki sıvı arasındaki

104

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

viskozite farkı olduğu belirtilmiştir. Bununla beraber, yüzey geriliminin daima akışın kararlı halde kalmasına yardımcı olduğu, yoğunluk farkının etkisinin ise viskozite farkına göre değişkenlik gösterdiği belirtilmiştir [3]. Yih tarafından yapılan çalışmada ise iki katmanlı akış sisteminde alt katman olarak buzlanma önleyici sıvı kullanılmıştır. Analitik çözüm metoduyla hesaplanan genleşme oranları ve bozulma hızları, iki akışkan arasındaki viskozite farkından ötürü yeni bir kararsızlık modu olduğunu ortaya çıkarmışsa da bu tip bir akış için T-S modu tespit edilememiştir [4]. II. LİNEER KARARLILIK TEORİSİNE MATEMATİKSEL YAKLAŞIM Şekil 1’te gösterilen iki katmanlı akışkan sisteminde üstteki akışkan hava, alttaki akışkan ise buzlanma giderici/önleyici sıvıdır.

belirtir. Daha önceki yapılan çalışmalarda, s değerinin hız profilinin şeklini değiştirse de, kararlılık hesaplamalarının sonucuna etkisinin önemsenmeyecek düzeyde olduğu belirtilmektedir [6]. Türbülanslı kısım içinde yer alan a, b ve c parametreleri, hava/sıvı arasındaki sınır koşularının eşitlenmesiyle elde edilmektedir. Alt katmandaki sıvı için ise doğrusal hız profili kabul edilmiştir ve şu şeklide tanımlanmıştır: U *2 ( y * ) = a 2 y * . (3) Burada, a 2 değeri ise aşağıdaki şekilde tanımlanır:

a 2 = U *0 l

(4)

Denklemin içinde yer alan

U 0* ara tabakanın hızı ve

* ’dir. Boyutsuz analiz yapabilmek için l = d *2 d ref

seçilen değerler sırasıyla, üstteki akışkanın en yukarıdaki kısmının ara tabakaya göre olan hızı U e* ve alttaki akışkanın kalınlığı olan d 2* değeridir.

Şekil 1 İki Akışkanlı Sistemin Geometrisi. Hava tabakası için hız profili, iki kısımda incelen türbülanslı hız profili ile tanımlanmıştır. Birinci kısım hız değişiminin lineer kabul edildiği “viskoz alt kısım”dır. Bu kısımda hava akımı laminerdir. İkinci kısımdaki akış türbülanslıdır. Bu çalışma için, hız profili aşağıdaki ifadelere göre oluşturulmuştur [5]: 0 ≤y * ≤ (s μ 1* (ρ 1* τ * )

1

2

d *2

y ≥

(s μ 1*

1 (ρ 1* τ * ) 2 c

U 1* ( y * ) = ay * + b.

d *2

u * ( x * , y * , t * ) = U * ( y * ) + uˆ * ( x * , y * , t * ),

için ,

*

*

*

*

*

*

*

*

*

*

*

*

*

*

(5)

*

v ( x , y , t ) = vˆ ( x , y , t ),

U 1* ( y) = ( τ * μ 1* ) y * d *2 U *e *

Lineer kararlılık teorisine göre akış ve basınç, asıl kısım ve küçük bozulmalar olmak üzere iki kısma ayrılır. Akış iki boyutlu ve sıkıştırılamaz olarak kabul edilir. U ve V, kartezyen koordinatlarında zamana göre değişim göstermeyen x ve y yönlerindeki ortalama hızlar, P ise ortalama basınçtır. u ′ (x ekseni), v ′ (y ekseni) ve p ′ terimleri ise zamanla değişen küçük hız ve basınç bozulmalarıdır. Çoğu zaman küçük bozulmalar, ortalama değerlere göre küçük genliktedir. Paralel akış kabulüne göre, U hızı sadece y’ye bağlı olarak değişirken akışa dik yöndeki hız birleşeni olan V sıfırdır. P ise x ve y’ye bağlıdır. Squire teoremine göre, iki boyutlu küçük bozulmalar akışta üç boyutlu olanlardan daha önce kararsızlık yarattıklarından ötürü, küçük bozulmalar iki boyutlu olarak kabul edilebilir. Bu kabullerden sonra akışın yeni hız ve basınç terimleri aşağıdaki gibidir[7]:

(1) için , ( 2)

*

(6) *

*

*

p ( x , y , t ) = P ( x , y ) + pˆ ( x , y , t ). (7) Bilindiği üzere, Newtonumsu olmayan sıvılarda viskozitenin sadece sıcaklığa değil aynı zamanda kayma hızına da bağlı olduğunu gösteren matematik üs modeli kullanılır. Buna göre:

1 numaralı denklem laminer kısım için, 2 numaralı denklem ise türbülanslı kısım için geçerlidir. Her iki formülde de görünen s değeri, laminer kısmın kalınlığını

105

μ * = k * (I *2 ) ( n

1) 2

(8)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Burada, k * plastik viskozite katsayısı, I 2* gerilme tensörü hız sabiti, n ise üs modeli imidir. n=1 durumunda akışkan Newtonumsu, n1 ise akışkan dilatanttır. Gerilme tensörü hız sabiti: I *2 = 2e *lm e *lm

(9) *

olarak tanımlanabilir. Burada elm kesme oranıdır. Bu

elde edilir. Aynı şekilde, basınç için tanımlanan pˆ , aşağıdaki şekilde tanımlanabilir:

pˆ = ψ( y)e iα ( x -ct )

Yukarıdaki fonksiyonlar, bir önceki Navier-Stokes denklemlerinin içine yerleştirilir ve gerekli düzenlemeler yapılarsa aşağıdaki denklem elde edilir:

akışkanlar için toplam gerilme aşağıdaki gibi tanımlanır: * p lm = p * δ lm + τ *lm .

[

* gerilme tensörü, p * basınç, δ lm Kronocker Burada, plm

* τ*lm = 2μ * ( I*2 ) elm .

(11)

Yukarıda da bahsedildiği gibi, bozulmalar küçük olduklarından, birbirleriyle ya da türevleriyle çarpımları ihmal edilebilir. Yukarıda belirtilen kabullerle birlikte 511 numaralı denklemler Navier-Stokes denklemlerinin içine yerleştirilir ve boyutsuz analiz yapılabilmesi için hızlar U 0* ile uzunluklar ise d 2* ile normalize edilir. Laminer akışı etkileyen küçük bozulmalar, akım fonksiyonu ile aşağıdaki gibi tanımlanır:

Φ( x, y, t ) = χ ( y)e iα ( x -ct ) .

(12)

Burada, χ kararsızlık genleşme fonksiyonudur. φ olarak Newtonumsu özellikteki sıvılar için tanımlanmıştır. Dalga sayısı α , reel bir sayı, dalga hızı c ise karmaşık bir sayıdır. Dalga hızının reel kısmı, c r faz hızı, sanal kısmı c i ise zamana bağlı genleşme faktörü olarak tanımlanır. Genleşme faktörünün işaretine göre akış aşağıdaki gibi tanımlanır: c i > 0 kararsız akışa yönelim, c i = 0 nötr karalı akışa yönelim, c i < 0 kararlı akışa yönelim.

Buna göre, x ve y yönündeki küçük bozulmalar bu fonksiyona göre tanımlanacak olursa: ∂φ uˆ = = χ ′( y)e iα ( x -ct ) (13) ∂y ∂φ = iαχ ( y)e iα ( x -ct ) (14) vˆ = ∂x

U′

n 3

[

]

{ (U′)2 n(χ′′′'-2α 2χ′′ + α 4χ) iα Re + (n - 1){ 2nU′U′′χ′′′ + 4α 2 (U′)2 + nU′U′′′ + n (n - 2)(U′′)2 χ′′ +

( U - c)(χ′′ − α 2χ) U′′χ =

(10)

* delta, τ lm ise ekstra gerilme tensörüdür ve aşağıdaki şekilde tanımlanır:

(15)

[

]

2(n − 2)α U′U′′χ′ + nα U′U′′′ + (n - 2)(U′′) χ 2

2

2

]

}}

(16) Elde edilen denklem, Newtonumsu özellikte olmayan Orr-Sommerfeld denklemidir. Newtonumsu özellikteki akışkanlar için ise şu şekilde tanımlanabilir:

( U - c)(φ ′ - α 2 φ) - U ′ φ =

1 (φ ′′′ - 2α 2 φ ′ + α 4 φ) iα Re (17 )

Sistemin sınır koşulları incelenecek olursa: Alt kısımdaki akışkan, kaymazlık şartına göre zeminde sıfır hıza sahip olacaktır: y=0



χ = χ′ = 0.

(18)

Üst kısımdaki akışkan için ise y’nin büyük değerlerinde bozuntular sıfıra yakınsayacaktır: y=0 ⇒ φ = φ′ = 0. (19 ) Bunlarla beraber, ara tabakadaki hız ve gerilim bileşenlerinin sürekliliği sağlanmalıdır. Ara tabaka şartları aşağıdaki gibidir:

(20) φ(0) = χ(0) φ(0) φ ′(0) - χ ′(0) = ~ (a 2 - a 1 ) (21) c α 2 φ(0) + φ ′′(0) = mna n2 -1 (χ ′′(0) - α 2 χ(0)) (22) iα Re(~c φ ′(0) + a 1 φ(0)) - (φ ′′′(0) - 3α 2 φ ′) + iα Re r (~c χ ′(0) +

[ ]

]

a 2 χ(0)) + ma n2 -1 nχ ′′′(0) - (4 - n )α 2 χ ′(0) = iα Re (r - 1)F 2 + α 2 S φ ~c . (23)

[

20 numaralı denklem akışa dik yöndeki hız eşitliğinden, 21 numaralı denklem akışa paralel yöndeki hız eşitliliğinden, 22 numaralı denklem kayma gerilmesi eşitliğinden ve 23 numaralı denklem ise normal gerilme eşitliğinden elde edilmektedir. Burada c~ = c − U 0 olarak

106

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

tanımlanır. 23 numaralı denklemde, yerçekiminin etkisi Froude

sayısının

(

F = U g d2

içinde,

geriliminin etkisi ise S = T

*

içinde belirtilmektedir. Burada

T

*

*

(ρ U d ) 1 *

g

2

2

)

12

,yüzey

parametresi

yerçekimi ivmesi,

ise yüzey gerilimi katsayısıdır.

Sistemin çözülmesi için gereken yöntem, entegrasyon metodu olarak tanımlanan atış (shooting) metodu ve ortonormalizasyon işlemleridir. Çözüm, ara tabakadan oldukça uzakta küçük bozulmaların var olmadığının kabul edildiği ye uzaklığından başlar. 17 numaralı denklemin genel çözümü aşağıdaki gibidir:

yoğunluk, viskozite ve yüzey gerilimi gibi temel fiziksel ve reolojik değerlerine ihtiyaç duymaktadır. Bu kısımda M ve D olarak tanımlanan sıvılar ticari olarak kullanılan, 1 olarak tanımlanan sıvı ise geliştirilen Newtonumsu özellikteki sıvılardır. Newtonumsu özellikte olmayan sıvılar ise, ticari olarak kullanılmakta olan A100 ve A50 sıvıları ile geliştirilmiş olan 2 sıvısıdır. Tablo 1’de bu sıvılara ait, fiziksel ve reolojik değerler verilmektedir. Bu değerler 20oC’de elde edilmiştir.

Tablo 1. Kullanılan sıvıların fiziksel ve reolojik özellikleri Sıvı

φ = A1 exp(-αy) + A 2 exp(-βy) + A3 exp(αy) + A 4 exp(βy). ( 24 )

Burada β 2 = α 2 + iαR(1 − c) olarak tanımlanır. 24 numaralı denklemde 19 numaralı sınır koşulu kullanılırsa A3 ve A4 terimleri yok olur. Yeni denklem başlangıç vektörleri ile ara tabakaya kadar 4. dereceden Runge-Kutta-Fehlberg metodu kullanılarak çözülür. Çözüm sırasında ara tabakaya gelindiğinde 16 numaralı denklem kullanılmaya başlanır. İşlem bu sefer duvardan ara tabakaya doğru tekrarlanır. Bu denklemin genel çözümü aşağıdaki gibidir: χ = B1 χ 1 + B 2 χ 2 + B 3 χ 3 + B 4 χ 4 . (25) 18 numaralı sınır koşulu uygulandığında, 25 numaralı denklemin 1. ve 2. terimleri yok olur. Yeni denklem, zeminden başlanarak ara yüzeye kadar çözülür. Ara yüzeye gelindiği zaman 20-23 numaralı denklemler sağlanmalıdır. Buna göre aşağıdaki sistem elde edilir: ⎡ c11 ⎢c ⎢ 21 ⎢c 31 ⎢ ⎣c 41

c12 c 22 c 32 c 42

c13 c 23 c 33 c 43

c14 ⎤ ⎡ A1 ⎤ ⎡0⎤ c 24 ⎥⎥ ⎢⎢ A2 ⎥⎥ ⎢⎢0⎥⎥ = c 34 ⎥ ⎢ B3 ⎥ ⎢0⎥ ⎥⎢ ⎥ ⎢ ⎥ c 44 ⎦ ⎣ B 4 ⎦ ⎣0⎦

M D 1 A100 A50 2

ρ* (kg/m 3) 1030 1045 1106 1040 1025 1030

μ* (cP) 37 17.8 19 -0.37 1118.S -0.46 807.4S -0.46 1499.S

T* (mN/m) 35.5 39.7 37 32.2 31.7 57.5

Tablo 1’deki değerler sırasıyla, yoğunluk, viskozite ve yüzey gerilim değerleridir. Newtonumsu özellikte olmayan sıvıların viskozite değerleri içinde yer alan S imi kayma hızını belirtir. Yukarıdaki özellikler doğrultusunda, belirtilen sıvılar için belli sıvı kalınlıklarında (2.4 mm, 1.5 mm, 0.7 mm) Tollmien-Schlichting kararlılık modları (T-S modu) elde edilmiştir. Şekil 2’de 1 sıvısı için, 2.4 mm sıvı kalınığında T-S modu gösterilmiştir. Elde edilen T-S modu sayesinde, kritik Reynolds sayısı ve kritik dalga sayısı elde edilir.

(26)

Gerçek bir çözüm için katsayı matrisinin determinantının sıfır olması gerekmektedir. Bu durum ise ancak α , c r , c i ve Re değerlerinin farklı kombinasyonlarında mümkündür.

III. SONUÇLAR Doğrusal kararlılık teorisini kullanarak, Fortran programlama dili ile oluşturulan bilgisayar kodunun temel amacı, ticari olarak kullanılmakta olan sıvılar ve geliştirilmekte olan sıvıların akış kararlılığına etkisini incelemektir. Bu şekilde, geliştirilen sıvıların aerodinamik kararlılık testinden geçip geçemeyeceği hakkında ön fikir sahibi olunabilir. Program, sıvıların

Şekil 2. 1 sıvısı için 2.4 mm sıvı kalınlığında T-S modu Yukarıda bahsedilen yaklaşım ile Newtonumsu sıvılar için Tablo 2’de, Newtonumsu olmayan sıvılar için ise Tablo 3’te sunulan dalga özellikleri bulunmuştur.

107

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Tablo 2. Newtonumsu sıvıların dalga özellikleri Sıvı-Sıvı Kalınlığı (mm) M-2.4 M-1.5 M-0.7 D-2.4 D-1.5 D-0.7 1-2.4 1-1.5 1-0.7

Re kr 1528.3 1000.9 454.3 1305.7 947.4 431.3 1301.6 948.7 439.8

* U kr (m/s) 9.30 9.75 9.48 7.95 9.23 9.00 7.92 9.24 9.18

λ kr (mm)

(mm/s)

11.66 26.97 41.72 11.20 16.85 69.65 10.61 18.48 68.82

8.55 2.08 0.52 14.09 7.19 0.53 14.82 8.00 0.64

c kr

Tablo 2’de sütun sırasına göre sıvı adı ve sıvı kalınlığı, kritik Reynolds sayısı, kritik rüzgar hızı, kritik dalga boyu ve kritik faz hızı değerleri verilmiştir. Kritik Reynolds sayısı, kendinden daha düşük değerlerde hiçbir şekilde kararsız yapıya geçişin olamayacağı değerdir. Kritik rüzgar hızı, kritik dalga boyu ve kritik faz hızı ise sırasıyla kritik Reynolds sayısında, rüzgarın hızı, ara tabakadaki dalga boyu ve dalga hızının reel değeridir. Sonuçlara göre, 1 sıvısı bütün sıvı kalınlıklarında, daha düşük kritik Reynolds değerine sahip olduğundan, kararsız yapıya geçişe etkisi diğer sıvılara göre daha fazladır. Bu sonuç kritik rüzgar hızı sonuçlarıyla da desteklenmektedir. Bu sonuçlara göre 1 sıvısı bütün sıvı kalınlıklarında daha düşük rüzgar hızında kararsız yapıya geçiş göstermektedir. Kritik dalga boyu sonuçlarına göre M, D ve 1 sıvıları aynı kalınlıklarda benzer dalgalanma özellikleri gösterir. Sıvın kanat yüzeyi üzerinden sıyrılıp ayrılmasında en önemli faktör olan kritik faz hızı sonuçlarına göre, 1 sıvısının bütün sıvı kalınlıklarında kanat yüzeyinden ayrılmasının diğer sıvılara göre daha kolay olduğu sonucuna ulaşılabilir. Tablo 3‘te ise Newtonumsu olmayan özellikteki sıvılara ait değerler verilmektedir.

Tablo 3. Newtonumsu özellikte olmayan sıvıların dalga özellikleri Sıvı-Sıvı λ kr c kr U *kr Kalınlığı Re kr (mm) (mm/s) (m/s) (mm) A100-2.4 1664.3 10.18 16.85 0.083 A100-1.5 1011.7 9.90 26.74 0.032 A100-0.7 404.2 8.47 54.17 0.002 A50-2.4 1651.4 10.1 16.45 0.123 A50-1.5 1004.8 9.83 28.43 0.042 A50-0.7 430.9 9.03 58.72 0.006 2-2.4 1703.1 10.32 18.31 0.046 2-1.5 1027.1 10.05 27.80 0.012 2-0.7 441.3 9.25 56.10 0.002

Tablo 2’nin sütun sıralaması Tablo 3 için de geçerlidir. Kritik Reynolds sayısı sonuçları incelendiğinde, 2 sıvısının bütün sıvı kalınlıklarında, daha yüksek kritik Reynolds sayısına sahip olduğu görülür. Buna göre 2 sıvısı, A100 ve A50 sıvısına göre daha kararlı akış sisteminin oluşmasını sağlar. Aynı şekilde yukarıdaki yorumlar, kritik rüzgar hızı sonuçları ile de desteklenmektedir. Akış sisteminde, kararsız yapının görülmesi 2 sıvısında daha yüksek kritik rüzgar hızı değerlerinde gözlenmektedir. Kritik dalga boyu sonuçları ele alındığında ise, bütün sıvıların benzer dalgalanma özellikleri gösterdiği sonucuna varılır. Son olarak kritik faz hızı sonuçlarına göre ise, A50 sıvısı bütün sıvı kalınlıklarında daha yüksek kritik faz hızı değerlerine sahip olduğundan kanat yüzeyinden daha kolay sıyrılır. Geliştirilmiş olan 2 sıvısı ise yüzeyden daha zor ayrılır. Bunu temel sebebi ise Tablo 1’de de görülen, en düşük kayma hızında sıvıların sahip olduğu viskoziteler arasındaki farktır. Yukarıdaki yorumlardan da anlaşılabileceği gibi, yapılan çalışma, geliştirilmekte olan sıvıların fiziksel ve reolojik yapılarındaki herhangi bir değişikliğin akış karakterine etkisinin anında gözlemlenmesine ve sıvının akış özelliklerinin iyileştirilmesine imkan veren değerli bir araç ortaya çıkarmıştır. TEŞEKKÜRLER TÜBİTAK’a 106M219 numaralı proje ile bu çalışmanın oluşumda ve devamında vermiş olduğu destek için teşekkür ederiz. KAYNAKLAR [1] W. Tollmien, Über die Entsthung der Turbulenz, Ges. Wiss. Göttingen, Math. Phys. Klasse, 21-44,1929. [2] H.L. Dryden, Air flow in The Boundary Layer Near a Plate, Report 562, NACA, 1937. [3] A.P. Hooper and W.G.C. Boyd, Shear-Flow Instability at The Interface Between Two Viscous Fluids, J. Fluid Mech., 128, 507-528, 1982. [4] C.S. Yih, Instability Due to Viscosity Stratification, J. Fluid Mech., 27, 337-352, 1967. S.Özgen, M. Carbonaro and G.S.R. Sarma, [5] Experimental Study of Wave Characteristic on A Thin Layer of De/Anti-Icing, Physics of Fluid., 3391-3402, 2002. R. Miesen and B.J.Boersma, Hydrodynamic [6] Stability of A Sheared Liquid Film, J. Fluid Mech., 301, 175, 1995 [7] K.C. Sahu, P. Valluri, P.D.M. Spelt, and O. K. Matar, Linear Instability of Pressure-Driven Channel Flow of a Newtonian and a Herschel-Bulkley Fluid, Physics of Fluids, 19, 2007

108

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

UÇAKLARIN YERDEYKEN KAR ve BUZ ile KAPLANMALARINI ÖNLEYİCİ ÇÖZELTİLERİN GELİŞTİRİLMESİ Barış Erdoğan 1, Sinan Körpe 2, Göknur Bayram 1, Serkan Özgen 2, Niyazi Bıçak3, Yusuf Uludağ1 e-posta: [email protected] 1 2

Orta Doğu Teknik Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Kimya Müh. Bölümü, ANKARA Orta Doğu Teknik Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Havacılık Müh. Bölümü, ANKARA 3 İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Fakültesi, Kimya Bölümü, İSTANBUL

ÖZET Kış aylarında kar ve buz birikmesine karşı uçuş güvenliğinin olumsuz etkilenme riski nedeniyle, uçakların kar ve buzları temizlenmeden kalkış yapmalarına izin verilmemektedir Bu nedenle su-etilen ve/veya propilen glikol kar/buz birikimini engelleyici çözeltiler olarak kullanılmaktadır. Birinci grup çözeltiler Newtonumsu özellik gösterirler, bu nedenle uçak temizlendikten sonra yeniden buzlanmaya karşı bir koruma sağlayamazlar. Bu sorunu çözmek amacıyla, uçak yerde beklediği sürece etkin bir koruma sağlayan ancak, kalkış sırasında uçuş performansını olumsuz etkilemeden yüzeylerden kendiliğinden temizlenebilen buzlanmayı önleyici çözeltiler geliştirilmiştir. Çözeltilerin bileşimleri ticari sır olarak kalmıştır. Dolayısıyla; bu çalışmada buzlanmayı engelleyici çözeltilerin üretiminde özellikle viskozite ve yüzey gerilimi gibi fiziksel özelliklerin çözeltiler üzerindeki etkilerinin belirlenmesi planlanmaktadır. Bu amaç doğrultusunda yapılan çalışmalarda ilk olarak literatürden elde edilen bilgiler ışığında çözeltilerin davranışları açıklanmıştır. Daha sonra bu davranışlara sahip çözeltiler hazırlamak amacıyla çeşitli kimyasallar ve özellikle polimerler üzerinde çalışılmıştır. Gelinen noktada üretilen sıvılarla viskozite ve yüzey gerilimi gibi kritik fiziksel özelliklerin amaçlanan değerlerini yakalayabilmek mümkün olmuştur. I. GİRİŞ Hava araçlarının soğuk ve yağışlı havalarda yerde beklemeleri sırasında üzerlerinde biriken kar, buz gibi olumsuz etmenler uçuş güvenliğini tehlikeye atarlar. Buz, kar gibi birikimler araçlar üzerindeki sürüklemeyi artırırken, taşımayı önemli derecede azaltırlar. Örneğin kanatlar üzerinde oluşmuş 0,8 mm kalınlığındaki bir buz tabakası % 25 taşıma kaybına neden olabilir. Bu nedenle uçakların üzerlerindeki kar/buz birikimlerini temizlemeden uçmalarına izin verilmez. Tarihte kar/buz temizleme sürecinin uygun şekilde yapılmaması

nedeniyle gerçekleştiği saptanmış beş uçak kazasında buzlanmayı engelleyici ve önleyici sıvıların önemi uçuş güvenliği açısından vurgulanmıştır [1]. Uçağın kalkışı sırasında, ilgili yüzeylerinin tamamen buzdan ve kar parçacıklarından temizlenmiş olduğunu tanımlayan “Temiz Uçak” deyimi için gereken işlemlerin belirtilip uygulanması konusunda ABD Federal Havacılık Yönetmelikleri’nin 91.209 ve 121.629 numaralı kuralları geçerlidir [2]. Bu kuralların konulmasının temel sebebi, uçak yüzeyindeki buzlanmanın, uçağın performansına olumsuz etkileridir. Buzlanmanın en temel etkileri taşıma kuvveti ve sürükleme kuvveti üzerinde görülebilir [2, 3]. Buzlanmadan dolayı, uçağın toplam ağırlığı artacağından, gereken taşıma kuvveti artar [3]. Aynı zamanda yüzeydeki pürüzlenmeden ötürü uçağın üzerindeki havanın akış şekli düzensizleşeceğinden taşıma kuvveti katsayısı azalır. Bu sebepten dolayı uçağın, kalkış rulesi sırasında ulaşması gereken hız artar ve uçak acil durumlar için gereken hızlara yakın bir hızda kalkış yapmak zorunda kalır [3]. Uçakların yerde iken kar/buz tabakalarını temizlemekte kullanılan en önemli yöntem uçuştan önce suyun donma sıcaklığını düşüren çözeltilerin kullanılmasıdır. Bu çözeltiler kar/buz çözücüler (Tip 1) ve kar/buz tabakalarının oluşmasını engelleyicilerdir (Tip 2). Kar ve buz birikimlerini çözmede kullanılan 1. tür çözeltiler su içerisinde % 80 veya daha fazla etilen ve/veya propilen glikol içerirler ve ısıtılarak uçak yüzeylerine uygulanırlar. Newtonumsu özellik gösteren bu tür çözeltiler uçak yüzeylerinde kendiliğinden aktıklarından daha sonra yağacak ya da oluşacak kar/buz tabakalarına karşı etkin bir koruma sağlayamazlar [4]. Sabit viskoziteli 1. tür çözeltilerin aksine diğer gruptaki çözeltiler Newtonumsu olmayan özellikler gösterirler. Temel bileşenleri genellikle % 50 oranında suglikol’dur. Bu çözeltilere eklenen diğer kimyasallar, artan kayma hızları ile azalan viskozite özelliği kazandırırlar. Böylece, uçak yerde iken çözeltilerin yüzeylerde daha uzun süre tutunup koruma sağlamaları

109

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

mümkün olur [5]. İdeal bir çözeltinin yer koşullarında yüzeylerde olabildiğince uzun süre kalabilmesini sağlayacak ölçüde yüksek viskozitede olması ve kalkış sırasında karşılaştığı kayma gerilimlerinde viskozitesinin yeterli ölçüde azalması ve kısa sürede yüzeylerden akması beklenir çünkü uçak yüzeylerindeki sıvı tabakasının varlığı da kar/buz birikimleri gibi uçuş performansını olumsuz etkiler. Bu çalışmada Tip 1 ve Tip 2 sıvılarının üretiminde izlenen yöntemler anlatılmış ve elde edilen sonuçlar sunulmuştur.

noktasının ise karışımların ağırlıkça yüzde 50’lik sulu çözeltileri için –20°C’den düşük olması istenmektedir [9-12]. Karışımın içine katılan fonksiyonel kimyasallar belirlenirken literatürde en fazla kullanılan maddeler seçilmiştir [6-8]. Bu maddelerin oranları belirlenirken ise olabilecek en düşük ve en yüksek değerler seçilerek her birinin karışımın fiziksel özelliklerini nasıl etkilediği gözlenmiştir. Seçilen fonksiyonel kimyasallar ve karışımın içindeki oranlar aşağıdaki Tablo 1’de gösterilmiştir.

II.BUZLANMAYI GİDERİCİ (TİP 1) ÇÖZELTİLERİN YAPIMI ve BİLEŞENLERİNDEKİ YENİ KİMYASALLARIN ARAŞTIRILMASI Buzlanmayı giderici sıvıların içerdiği temel kimyasallar etilen glikol, yüzey aktif madde (YAM), pH düzenleyici (pH D), korozyon önleyici (KÖ) ve su olarak gösterilebilir [6-8]. Bu bileşenler içerisinde glikol ve su karışımının çözeltinin ağırlıkça yaklaşık % 95-99’unu içerdiği bilindiğinden [6-8] karışımın çözeltinin ana bileşeni olduğu söylenebilir. Bu ana bileşenin içerdiği glikol oranına bakıldığında ise bu oranın % 70 ile % 90 arasında değiştiği görülmektedir. Bu durumda, sıvının fiziksel özelliklerine etkisi farklı olabilecek fonksiyonel kimyasalların yüzey aktif madde, pH düzenleyici ve korozyon önleyici olabileceği görülmektedir. Çözeltinin istenen özelliklerini sağlayacak kompozisyonunu bulmak için her bir fonksiyonel kimyasalın tek başına, farklı glikol su oranlarında, karışımın viskozite ve yüzey gerilimini nasıl etkilediğinin test edilmesi gerekmiştir. Kullanılmakta olan sıvılardan elde edilen bilgilere göre yüzey geriliminin yaklaşık olarak 40 Dyne/cm den düşük olması, viskozitenin Newton yasasına uyması ve 20°C’de 50 cP civarlarından düşük olması, donma

Tablo 1: Tip 1 sıvısı içerisinde kullanılan fonksiyonel kimyasallar ve kompozisyon aralıkları Kimyasal Türü

Konsantrasyon aralığı (ağ. %)

Kimyasal adı

YAM

Etoksifenol

0–2



Tributilamin

0–4

pH D

Potasyum hidrojen fosfat

0 – 0.5

(YAM: Yüzey aktif madde, KÖ: Korozyon önleyici, pH D: pH düzenleyicisi) Bu kimyasallar ile verilen kompozisyon aralıklarında yüzey gerilimi ve viskozite ölçümleri için bir dizi deney yapılmış ve sonuçlar Tablo 2’de gösterilmiştir. Karışımlara yapılması düşünülen donma noktası testi ise daha sonraya bırakılmıştır. Bunun sebebi donma noktası testi yapılırken sıvılara su katılması ve sıvıların özgün kompozisyonlarını kaybetmeleridir. Deneyler sırasında viskozite ölçümleri, Brookfield LVDV-III Ultra reometresi kullanılarak, yüzey gerilmi testleri ise Cole Parmer yüzey gerilimi ölçer-21 kullanılarak yapılmıştır.

Tablo 2: Tip 1 sıvısı içerisindeki fonksiyonel kimyasalların fiziksel özelliklere etkisi Numune no

Glikol (%)

Su (%)

YAM (%)

KÖ (%)

pH D (%)

Viskozite (cP) *

1

90

10

0

0

0

13.9

Yüzey Gerilimi (Dyne/cm) 51,6

2

90

9,5

0

0

0,5

13,8

51,8

3

90

8

2

0

0

15.6

50,74

4

90

6

0

4

0

16.5

40,1

5

80

20

0

0

0

9.4

52,1

6

80

19,5

0

0

0,5

10

53,5

7

80

18

2

0

0

10,5

51,1

8

80

16

0

4

0

14,1

40

9

70

30

0

0

0

6,7

55,5

10

70

29,5

0

0

0,5

7,2

54,8

11

70

28

2

0

0

7,4

52

12

70

26

0

4

0

8,75

39,9

(* Tüm viskozite değerleri 20°C de ölçülmüştür ve karışımlar beklendiği üzere Newton yasasına uyduklarından tek bir viskozite değeri gösterilmiştir)

110

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Her üç kimyasalında beraber kullanıldığı durumda (Tablo 3), bulunan viskozite ve yüzey gerilimi değerlerinin korozyon önleyici madde ve yüzey aktif madde katıldığı durumdan farksız olduğu görülmüştür. (8-15 cP, 37 Dyne/cm). Tablo 3: Fonksiyonel kimyasalların karışımda ikisi birden ya da üçü birden kullanıldıklarında ölçülen viskozite ve yüzey gerilimi değerleri Kimyasallar Viskozite (cP) Yüzey gerilimi (20oC) (Dyne/cm) YAM ve pH D 8-15 50 YAM ve KÖ 8-15 36 pH D ve KÖ 8-15 40 YAM, pH D ve KÖ 8-15 37

çözülebilmesinin nedeni bu yapıların ikincil bağlar ile oluşmasıdır. İkincil bağlar, birincil bağlara göre oldukça düşük bir kuvvete sahiptirler ve bu kuvveti kayma gerilimi ile aşmak mümkündür. Dolaşıklık noktalarında bulunan ikincil bağlar, hidrojen bağları, van der Waals bağları ve polar bağlar olarak gösterilebilir. Literatürdeki makaleler tarandığında psödoplastik mekanizmayı sağlayan ikincil kuvvetlerin hidrofobik etkileşimler sayesinde de kurulabileceği görülmüştür [13,14]. Hidrofobik etkileşimlerin polimer zincirleri arasında oluşturduğu kuvvetler ve oluşan psödoplastik mekanizma aşağıda Şekil 2’de gösterilmiştir.

Tablo 2 ve Tablo 3’te bulunan sonuçlardan görüldüğü üzere, fonksiyonel kimyasallar karışımın viskozite değerlerinin istenen aralık içerisinde olmasını sağlamıştır. Bunun yanısıra pH düzenleyici maddenin, karışımın viskozite ve yüzey gerilimi değerlerinin üzerinde etkisi olmamıştır. Yüzey aktif maddenin asıl işlevini gerçekleştiremediği ve yüzey gerilimini aşağılara çekemediği görülmekte, fakat bununla beraber korozyon önleyici maddenin çift fonksiyonlu olduğu ve yüzey gerilimini değiştirmekte başarılı olduğu bulunmuştur. Bunların yanı sıra yüzey aktif maddenin korozyon önleyici madde ile beraber kullanıldığı durumlarda yüzey gerilimi değerinin daha düşük seviyelere getirilebildiği görülmüştür. III. BUZLANMAYI ÖNLEYİCİ (TİP 2) SIVILARIN YAPIMI ve BİLEŞENLERİNDEKİ YENİ KİMYASALLARIN ARAŞTIRILMASI Tip 2 sıvıları özel kılan, kompozisyonlarında bulunan ve çözeltilere psödoplastik özellik veren polimerlerdir. Psödoplastik özelliğinden dolayı Tip 2 sıvıları uzun süre boyunca uçakların buzlanmasını önleyebilmekte ve kalkış anında uçağın performansını düşürmemektedirler. Öncelikle bu polimerlerin Tip 2 sıvısında yaptığı değişiklik ve karışıma nasıl bir mekanizma ile psödoplastik özellik kattığı incelenmiştir. Bu davranışın nedeni kısaca, polimer zincirleri arasında meydana gelen dolaşıklıkların düşük kayma gerilimlerinde stabil kalması ve akışa izin vermemesi fakat yüksek kayma gerilimlerinde çözülüp akışa izin vermesi şeklinde açıklanabilir. Bir diğer deyişle sıvı içerisinde çözünmüş polimer düşük kayma gerilimlerinde akışa karşı bir direnç gösterirken kayma gerilimi arttıkça bu direnç kaybolmaktadır. Polimer zincirleri arasında bulunan dolaşıklıkların kayma gerilimi ile beraber

Şekil 2: Hidrofobik grupların dolanma noktalarında oluşturduğu kuvvetler ve psödoplastik mekanizmaya etkisi I. Bu durumda tamamen hidrofilik gruplardan oluşmuş zincirler birbirlerine dolanık halde bulunurlar fakat dolanıklık noktalarında oluşan ikinci bağlar çok zayıf ve düşük bir kuvvetle yıkılabilmektedir, dolayısıyla çözelti psödoplastik bir davranış yerine direk olarak newtonyan bir davranış göstermektedir, yani çözeltinin viskozitesi tüm kayma gerilimlerinde aynı çıkmaktadır. II: Bu durumda zincirlerin birbirlerine dolanık oldukları noktalar eklenen hidrofobik gruplar ile güçlendirilmiş olarak görülmektedir. Bu şekilde oluşan ikincil bağların kuvveti artırılmıştır ve bu bağlar ancak kayma gerilimi görece artırıldığı zaman yıkılmaktadır. Bu bağlar kayma gerilimi azaldığında tekrar kurulmakta ve zincirler ilk hallerine geri dönmektedir. Bu sayede polimer çözeltisi “yüksek derecede bir psödoplastik özellik” kazanmaktadır. Hidrofobik olarak modifiye edilmiş polimerlerin çözelti içerisinde davranışları, çözeltideki yüzey aktif

111

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

madde miktarına göre değişim gösterebilmektedir. Polimer zincirlerinde bulunan hidrofobik gruplar yüzey aktif maddelerle etkileştiklerinde birbirlerine ikincil kuvvetlerle bağlanırlar, bu yeni bağlar zincirlerdeki hidrofobik gruplar arasında oluşan bağlara ek olarak oluşurlar ve böylece dolaşıklık noktalarını güçlendirirler. Bu sayede polimer zincirlerinde oluşan ağ daha dayanıklı olur ve akışa karşı olan direnç artar. Yüzey aktif maddelerin çözelti içerisindeki davranışları konsantrasyona göre değişim göstermektedir. Kritik misel konsantrasyonuna (kmk) kadar yukarıda anlatılan durum gibi zincirler arasında oluşan hidrofobik bağlar güçlenirken (Şekil 3, CC*) [15,16]. Bu da psödoplastik özelliğin yitirilmesine sebep olur. Yüzey aktif maddelerin çözelti içerisindeki davranışları aşağıda Şekil 3’de gösterilmiştir.

çözeltinin viskozitesi kayma gerilimi arttıkça düşmektedir. Bu davranış şekli, sıvının uçak yerdeyken yüzeyde kalacağını ve uçak kalkış yaparken kanattan sıyrılıp gideceğini göstermektedir. Ayrıca güvenilirlik için bu konuda sıvıya aerodinamik performans testleri de yapılmaktadır [2]. 1200 1000

Viskozite (cP)

HaSeM'08

800 600 400 200 0 0

20

40

60

80

Kayma hızı (1/s)

Şekil 4: Ağırlıkça % 0.1’lik hazırlanan ve eşit oranda glikol ve su içeren poliakrilik asit çözeltisinin kayma hızı viskozite grafiği

Ham çözelti

0.0325 mM SDS

0.065 mM SDS

5000 4500 4000

Viskozite (cP)

3500

Şekil 3: Yüzey aktif maddelerin çözelti içerisindeki davranışları (C*: Kritik misel konsantrasyonu)

3000 2500 2000 1500

Yukarıda anlatılan psödoplastik mekanizmaya sahip bir çözelti hazırlamak için kullanılacak polimerin az miktarda çapraz bağlanmış poliakrilik asit olabileceği düşünülmüştür. İçerisinde çok az miktarda hidrofobik grup içeren poliakrilik asit ile hazırlanan çözelti için yapılan reolojik ölçüm Şekil 4’de gösterilmiştir. Çözeltinin sahip olduğu düşük kayma gerilimindeki viskozite değerleri istendiğinde çözeltiye katılacak ilave miktarlarda polimer ile artırılabilmektedir. Özellikle 0 kayma gerilimi değeri ilave edilen polimer ile birlikte 10,000 cP seviyelerine rahatlıkla çıkarılabilmektedir ki bu değer şu an kullanılmakta olan ticari sıvılar için 1000 cP civarındadır [11]. Şekil 4’te görüldüğü üzere

1000 500 0 0,0

10,0

20,0 Kaym a hızı (1/s )

30,0

40,0

Şekil 5: Katılan SDS miktarına göre çözeltinin reolojik davranışının değişimi grafikleri Şekil 5’te, hazırlanan bir başka poliakrilik asit çözeltisinin içerisine katılan yüzey aktif madde (Sodyum dodesil sulfat (SDS)) ile reolojisinin değişimi gösterilmiştir. Görüldüğü üzere çözeltiye katılan SDS miktarı ile birlikte çözeltinin viskozitesi artmıştır. Ancak Şekil 3’te de anlatıldığı gibi bu artış bir noktaya kadar

112

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

devam etmektedir, örneğin 0.065 mM’den fazla katılan SDS miktarları için çözeltinin viskozitesinde tekrar düşme gözlenmiştir. Çözeltilerin yüzey gerilimini istenen değerlere (37 Dyne/cm) getirmek için [11] çeşitli yüzey aktif maddeler denenmiştir. Bunlar arasında en iyi sonuç veren iki kimyasal Aerosol-T (AOT) ve Sodyum oleat olmuştur. AOT

Sodyum oleat

Yüzey gerilimi (Dyne/cm)

70,0 60,0 50,0 40,0 30,0 20,0 10,0 0,0 0

0,5 1 Derişim (mM)

1,5

Şekil 6: Ağırlıkça % 0.1’lik hazırlanan ve eşit oranda glikol ve su içeren poliakrilik asit çözeltisinin artan YAM’ye göre yüzey gerilimi grafiği Yüzey gerilimi deneyleri yapılırken YAM’lerin sıvının viskozitesini olumsuz yönde etkilediği görülmüştür. Bu sorunu aşmak için yüzey gerilimi ve viskozite testlerinin paralel yürütülmesi ve istenilen yüzey gerilim ve viskozite değerleri arasında bir optimizasyon çalışması yapılması gerekmektedir. Hazırlanan karışımlara Revco marka derin dondurucu ile donma noktası testleri uygulanmıştır ve karışımların istenilen donma sıcaklıklarına inebildiği görülmüştür. Şekil 4’te reolojik davranışı verilen çözelti için donma noktası -37oC olarak ölçülmüştür. IV. SONUÇLAR VE ÖNERİLER Çalışmalar sonucu varılan noktada hedeflenen Tip 1 ve Tip 2 sıvılarının içerdikleri kimyasalların fonksiyonları büyük oranda tespit edilmiş ve yapılan deneylerle sıvıların istenen performansı sağlayabilecekleri görülmüştür. Projenin devamında istenen yüzey gerilimi ve viskozite değerleri arasında optimizasyon deneyleri yapılması planlanmaktadır. Ayrıca üretilen aday sıvıların eksik olan korozyon testlerinin tamamlanması hedeflenmektedir. Böylelikle çalışma sonunda hem Tip 1 sıvısı hem de Tip 2 sıvısı için istenen fiziksel özellikler elde edilmiş olacaktır.

TEŞEKKÜRLER TÜBİTAK’a 106M219 numaralı proje ile bu çalışmanın oluşumda ve devamında vermiş olduğu destek için teşekkür ederiz. KAYNAKLAR [1] Rasmussen, R., Cle, J., Moore, R. K. and Kuperman,, M., Journal of Aircraft, 37(1), pp.110-116, 2000. [2] R. Hornig, Development of an International Standard for Safe Winter Operation, Journal of Aircraft, Vol.30, No.1, 14-18, Jan.-Feb. 1993. [3] Association of European Airlines, Training Recommendations and Background Information for De-Icing/Anti-Icing of Aircraft on Ground, 2nd Edition, September 2005. [4] Hengst, J., Journal of Aircraft, 30(1), pp. 35-40, 1993. [5] Hornig, R., Journal of Aircraft, 30(1), pp. 14-18, 1993. [6] Patent no: 7,105,105 B2, Eylül 12, 2006, Deicing/anti-icing fluids [7] Patent no: 5,817,252, Ekim 6, 1998, De-icing and anti-icing composition for aircraft [8] Patent no: 5,935,488, Ağustos 10, 1999, De-icing and anti-icing concentrated composition for aircraft [9] UCAR Concentrate “55/45” Type-I Fluid, Form No. 183-00024-0704AMS, July 2004 [10] Kilfrost ABC-S Material Safety Data Sheet, Revised: 4/2005 [11] Kilfrost ABC-3 Technical Data, March 2000 [12] Killfrost df plus certificate of Analysis, november 2004 [13] Yan Li and Jan C. T. Kwak Rheology of Hydrophobically Modified Polyacrylamide-copoly(acrylic acid) on Addition of Surfactant and Variation of Solution pH, Langmuir 2004, 20, 48594866 [14] Shuhui Wu and RA Shanks,Synthesis and characterisation of hydrophobic modified polyacrylamide, Polym Int 53:1821–1830 (2004) [15] Shuhui Wu and RA Shanks,Synthesis and characterisation of hydrophobic modified polyacrylamide, Polym Int 53:1821–1830 (2004) [16] Shuhui Wu, Robert A. Shanks, Gary Bryant, Properties of Hydrophobically Modified Polyacrylamide with Low Molecular Weight and Interaction with Surfactant in Aqueous Solution, 2006, Wiley InterScience

113

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

HAVACILIK EMNİYETİNİN SAĞLANMASINDA İNSAN FAKTÖRLERİ DİSİPLİNİ VE HATA YÖNETİMİ Eyüp Bayram ŞEKERLİ1 e-posta: [email protected] 1

Muğla Üniversitesi, Dalaman Meslek Yüksekokulu, Sivil Hava Ulaştırma İşletmeciliği Programı, 48775 Dalaman/Muğla ÖZET

Bu çalışmada uçuş emniyeti için büyük öneme sahip olan insan hatalarını inceleyen insan faktörleri disiplini ve insan faktörleri disiplini kapsamında geliştirilmiş yöntemler incelenecektir. İnsan hatalarının sınıflandırılması ve yönetilmesi kullanılan yöntemler arasındaki ilişkiler açıklanacaktır. I. GİRİŞ Havayolu taşımacılığı, kişilerin bir yerden bir yere zamanında, en ekonomik ve en emniyetli bir şekilde havadan ulaştırılması olarak tanımlanmaktadır. Havayolu taşımacılığı hizmetini üreten havayolu işletmelerinin devamlılığı ve ticari performansları müşterilerini gidecekleri yere zamanında, ucuz fiyatlarla ve de en önemlisi can ve mal emniyetlerini sağlayarak ulaştırmalarına bağlıdır. Havayolu işletmeleri, birçok riskin yer aldığı çevre içerisinde uçuşlarını sürdürmektedirler. Uçuşların yürütüldüğü çevredeki riskler havayolu isletmelerinin uçuş emniyetini etkilemektedir. Havayolu işletmeleri için emniyet; yolcu, yük ve postanın bir noktadan diğerine herhangi bir kaza ve kırıma uğramadan ulaştırılmasını ifade etmektedir. Emniyetin sağlanamaması; havaaracı kaza ve kırımlarının meydana gelmesi, insanların ölmesi, yaralanması ve sistemin diğer unsurlarının zarar görmesi anlamına gelmektedir. Böyle bir durumda hava taşımacılığına olan güvenin sarsılması, talebin azalması ve hava taşımacılığından beklenen faydaların ortadan kalkması kaçınılmazdır. Diğer yandan, havacılık emniyetinin sağlanması kaza ve kırımların önlenmesinin yanı sıra kaynakların daha etkin ve verimli kullanılmasını sağlayacaktır. Havaaracı kazalarının; ölçülmesi oldukça güç ve büyük bir bölümü sigorta edilmemiş çok ciddi maliyetleri bulunmaktadır[1]. Bu anlamda havacılık emniyetinin sağlanması bir zorunluluk olarak karşımıza çıkmaktadır. Günümüzde meydana gelen kaza ve kırımların temel nedenleri arasında insan hataları yatmaktadır. Diğer

bir değişle, uçuş emniyetinin önündeki en büyük engel insan hatalarıdır. İnsan hatalarının yönetilerek ortadan kaldırılması veya etkilerinin en aza indirilmesi gerekmektedir. Bu nedenle, insan hatalarının kaynaklarının anlaşılması, sınıflandırılması ve yönetilmesi gerekmektedir. II. İNSAN FAKTÖRLERİ DİSİPLİNİ VE SHEL MODELİ Sivil havacılık sisteminin yönetilmesi, havaaraçlarının tasarlanması, üretilmesi ve işletilmesi ile ilgili her türlü alt sistem ve süreçte görev alan insanlar havacılık emniyetini en çok etkileyen sistem unsuru olarak karşımıza çıkmaktadır. İlk bakışta havacılık emniyetinin sağlanmasında pilotlar sistem içerisindeki tek önemli insan unsuruymuş gibi görünse de sivil havacılık sisteminin herhangi bir yerinde çalışan her insanın azımsanmayacak bir önemi vardır. Bu nedenle, insanın havacılık sistemi içerisinde incelenmesi oldukça önemlidir. İnsan faktörleri disiplini sistem içerisinde insan unsurunun özelliklerini incelemektedir. Böylece insan unsurunun performansını arttıracak bir takım yöntemler geliştirilebilecektir. İnsan faktörleri ile ilgili çalışmalar ilk olarak ergonomi ile başlamıştır. Ergonomi çalışmaları kapsamında, insan unsuru ile kullanılan donanım birbirine uyumlu hale getirilmeye çalışılmıştır. Fakat daha sonra insan unsurunun uçuş emniyetin sağlanmasında donanımdan daha kritik bir yere sahip olduğunun saptanması insan faktörleri disiplinin kapsamının daha da genişlemesini sağlamıştır. ICAO insan faktörlerini; fiziksel, fizyolojik, psikolojik, psikososyal ve diğer değişkenlerin havacılık alanında görev alan personelin performansını nasıl etkilediğini inceleyen bir bilimsel çalışma alanı olarak tanımlamaktadır[2]. İnsan faktörlerinin havacılık sistemi içerisindeki çalışmaları; insan davranışları ve performansının, karar verme ve diğer zihinsel süreçlerin incelenmesi, kontrol ekipmanlarının ve görsel bilgi sağlayan ekranların tasarımı, kokpit ve kabin tasarımı, iletişim ve uçuşta kullanılan bilgisayar yazılımlarının tasarımı, haritalar

114

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ve diğer yazılı dokümanların tasarımı, personel seçimi ve eğitimi gibi insan performansı üzerinde etkili olan bir çok farklı konuyu kapsamaktadır. Ayrıca günümüzde insan faktörleri kavramı iş görenlerin seçimi, eğitimi, denetimi ve kaza nedenlerinin tespiti gibi konuları da içermektedir[3]. İnsan faktörleri disiplini, insanın yeterlilikleri ve sınırlarını göz önünde bulundurarak donanım, yazılım ve çevre bileşenleri ile etkileşiminin araştırılmasında sistem bakış açısını kullanan SHEL gibi modellerden yararlanmaktadır. Sistem bakış açısı ile geliştirilen tüm modellerde sistemin en zayıf halkasını insan oluşturmakta ve meydana gelen hataların önemli bir bölümü insan unsurunun sistemin diğer bileşenleri ile etkileşimi sırasında ortaya çıkmaktadır[4]. SHEL modelinin merkezinde insan faktörü yer almaktadır. İnsan unsurunun modelde yer alan her bir parça ile uyumu sağlanmalıdır. İnsan faktörleri disiplini her bir parçayı incelemekte ve bu parçalar arasındaki uyumsuzlukları tespit etmeye çalışmaktadır. İnsan unsurunun tanınması için onun fiziksel, fizyolojik, psikolojik ve psikososyal özelliklerini analiz etmek gerekmektedir. İnsan unsurunun bu özelliklerinin incelenmesi onun limitlerinin anlaşılmasında oldukça önemlidir. SHEL modelinde insanın “çevresiyle”, “donanımla”, “kurallarla” ve sistem içerisinde yer alan diğer “insanlarla” olan etkileşimleri incelenmektedir. İnsan faktörleri her bir etkileşimini inceleyerek, bu etkileşimlerin en etkin bir şekilde gerçekleşmesini sağlamaya çalışmaktadır. Bu etkileşim süreçlerinin incelenmesi sonucunda meydana gelebilecek insan hataları tespit edilebilmekte, sınıflandırılmakta ve bu hataların yönetilebilmesi için bir takım yöntemler geliştirilebilmektedir. Sistem anlayışının hataların nedenlerini ortaya koyması insan hatalarının beslendiği diğer kaynakları ortaya koyan modellerin de geliştirilmesini sağlamıştır. Böylece insan hataların sadece kokpit veya teknik ekiplere yüklenilmesinin önüne geçilmiştir. Bu modellerden birisi James Reason tarafından geliştirilen Delikli İsviçre Peyniri Modelidir. Reason bu modelle insanın hata yapmasına neden olan etkenleri yönetim düzeyinden itibaren ortaya koymaktadır. III. İNSAN HATALARININ İNCELENMESİNDE REASON MODELİ Reason tarafından geliştirilen “Delikli İsveç Modeli” kazaya neden olan sebepleri sadece operasyonel personelle kısıtlamamaktadır. Reason Modeli, insan hatalarının yapısının ve kaynaklarını belirleyerek, sınıflandırılmasını amaçlamaktadır. Bu modelde hata kaynaklarının belirlenmesiyle hataların yönetilmesi ve ortadan kaldırılması için stratejilerin geliştirilmesine yardımcı olunması amaçlanmaktadır. Reason, geliştirdiği modelde insan unsurunun ve örgütlerin

kaza ve kırımlara neden olan hataları nasıl yaptıklarını ortaya koymaktadır. Bu modelde üretim sürecindeki değişik seviyelerde yapıla gelen hataların nasıl bir araya gelerek kaza ve kırımların oluştuğu açıklanmaktadır. Reason, hataların kazalara yol açmadan önce iyi bir denetim, çalışanların eğitimi ve etkin bir iletişimle ortadan kaldırılabileceğini belirtmektedir. Aksi takdirde üretim sürecinin farklı seviyelerinde meydana gelen hataların üst üste gelmesi ve bu hataların tespit edilerek gerekli müdahalelerin yapılmaması kazaların ortaya çıkmasına neden olacaktır. Reason’a göre hatalar sadece kokpitte veya uçuş sırasında meydana gelmemektedir. Hatalar, operasyonel personel tarafından yapılacağı gibi örgütsel nedenlerden de ortaya çıkabilmektedir. Reason bu hata kaynaklarını dört seviyede inceleyerek bu süreçlerde hatalara neden olan etkenleri açıklamaktadır. Her bir aşamada meydana gelen başarısızlıklar diğer aşamayı da etkilemektedir. Reason, hataların oluştuğu bu seviyeleri aşağıdaki gibi sıralamaktadır[5]: - Örgütsel etkiler, - Emniyetli olmayan denetim, - Emniyetsiz hareketlerin öncülleri, - Havaaracını işleten ekibin emniyetsiz hareketleri. Reason modeli, meydana gelen kaza ve kırımlarda ilk olarak ekip üyelerinin suçlanması yanılgısını ortadan kaldırmaya çalışarak kaza ve kırımlara neden olan hataların sistemi oluşturan tüm parçalarda ve süreçlerde aranması gerektiğini vurgulamaktadır. Reason tarafından geliştirilen hata sınıflama modelinde “aktif hatalar”; “hata” ve “ihlalleri” ifade eden “emniyetsiz hareketler” şeklinde tanımlanmaktadır. Emniyetsiz hareketler içerisinde incelenen hatalar genellikle uçuş ekibinden kaynaklanmaktadır. Reason, emniyetsiz hareketler içerisinde “beceri temelli,” “karar” ve “algısal temelli” hataları ve ihlalleri saymaktadır[6]. Reason kaza ve kırımlarda kolayca tespit edilen ve nispeten görünür bir yapıda olan aktif hataların yanı sıra derinlemesine bir inceleme sonucunda ortaya çıkarılabilecek olan “gizli hatalar” olduğunu da belirtmektedir. Reason, gizli hataları “emniyetsiz hareketlerin öncülleri” adı altında incelemektedir. İşleticilerin (pilotlar) emniyetli davranışları kazalar içerisinde %80 oranında yer tutmaktadır. Fakat kaza nedenlerinin araştırılması ile ilgili çalışmalarda sadece emniyetli olmayan hareketlere odaklanmak, kazalara yol açan esas nedenlerin gözden kaçırılmasına neden olmaktadır. “Olumsuz zihinsel durum” (durumsal farkındalık, odaklanma, zihinsel yorgunluk, kendine aşırı güven ve kendini beğenmişlik), “olumsuz fizyolojik durum” (tıbbi ve fiziksel durum, fiziksel yorgunluk), fiziksel/zihinsel sınırlılıkları (örneğin,

115

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 1. Reason Hata Sınıflandırma Modeli [7] bireyin görevi yürütecek kadar fiziksel güce sahip olmaması) ve yetersiz iletişim, takım çalışması ve liderlik becerilerinde eksiklikler emniyetsiz hareketler için gerekli ortamı hazırlamaktadır[6]. Reason, “emniyetli olmayan denetim” adı altında sınıflandırdığı “yetersiz denetim,” “yanlış planlanmış uygulamalar,” “tespit edilen problemlerin düzeltilmesinde başarısızlık” ve “denetim ihlallerini” gizli hataların diğer nedenleri olarak tanımlamaktadır[6]. Ayrıca, gizli hataların diğer bir kaynağını ise, örgütsel etkenler oluşturmaktadır. Örgüt meydana gelen hataların önlenmesinde en üst savunma noktasıdır. Hataların meydana gelmesinde örgütün etkisi; kaynak yönetimi, örgütsel iklim ve işlerin yürütülmesindeki süreçler üç düzeyde incelemek mümkündür. Kaynak yönetimi; insan, para ve donanım gibi kaynakların örgüt içerisinde dağıtılmasını ve bu kaynaklarının korunmasını ifade etmektedir[6]. Reason modeli, insan hatalarının temelinde yatan nedenleri ortaya koyarak, daha etkin hata yönetim metotlarının geliştirilmesini sağlamaktadır. Reason’a göre yapılan hataların temelinde örgütsel nedenler yer alabilmektedir. İşletmenin sahip olduğu değerler, normlar, emniyet kültürü gibi faktörler insan hatalarının meydana gelmesinde etkili olabilir. Bu anlatma Reason Modeli hata kaynaklarının değerlendirilmesinde oldukça önemli bir yöntemdir.

İNSAN HATALARININ YÖNETİLMESİ Ekip Kaynak Yönetimi İnsan faktörleri çalışmaları kapsamında yapılan kazakırım analizleri kaza ve kırımların daha çok kokpit ekiplerinin iletişim, karar verme, durumsal farkındalık, takım çalışması, iş yükü ve stres yönetimi gibi “teknik olmayan” becerilerdeki eksikliklerin yol açtığı hatalardan meydana geldiğini ortaya koymuştur. Uluslararası Havayolu Taşıyıcıları Birliği (International Airline Transportation AssociationIATA) tarafından yapılan bir araştırmada 1994 yılında gerçekleşen kazaların %50’sinde, 1995 yılında meydana gelen kazaların ise %40’ında insan hatalarının etkili olduğu belirtilmektedir[8]. Teknik olmayan becerilerin geliştirilmesi kaza ve kırımları azaltarak havacılık sektörünün daha emniyetli bir hale gelmesini sağlayacaktır. Bu nedenle geliştirilen Ekip Kaynak Yönetimi-EKY (Crew Resource Management-CRM) uygulamaları özellikle “teknik olmayan becerileri” geliştirmeyi amaçlamaktadır. EKY kavramının temelleri ilk olarak 1979 yılında NASA’nın öncülüğünde düzenlenen ve “Kabin Kaynak Yönetimi” adı altında yapılan ortak çalışmalara dayanmaktadır. Bu çalışmalar sonucunda “pilot hatalarını” azaltmak için kokpitte insan kaynağını en verimli şekilde kullanma amacını güden “Kokpit Kaynak Yönetimi (Cockpit Resource Management-CRM)” oluşturulmuştur. 1986 yılında NASA tarafından düzenlenen ve A.B.D ile birçok

116

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

farklı ülkeden havayolu işletmesinin katıldığı bir konferansta Kokpit Kaynak Yönetimi, uçuş operasyonunun emniyetine katkıda bulunan tüm personel gruplarını kapsayan bir anlam ifade eden “Ekip Kaynak Yönetimi” olarak değiştirilmiştir[8]. Zaman içinde tüm dünyada teknik olmayan becerilerin geliştirilmesi ve uçuş emniyetinin arttırılmasında EKY programları yoğun bir biçimde kullanılmaya başlanmıştır. Uluslararası havacılık otoriteleri de zaman içerisinde EKY programlarının uygulanmasını zorunlu hale getirmiştir. Genel olarak EKY; eldeki insan, bilgi, zaman ve donanım gibi kaynakların etkin bir şekilde kullanılarak uçuş faaliyetlerinin emniyetli ve etkin bir biçimde gerçekleştirilmesi olarak tanımlanabilir[9]. EKY’yi insan faktörleri bilgisinin ekip içerisindeki etkileşimlerin optimum hale getirilmesi için uygulandığı bir alan olarak da ifade etmek mümkündür. EKY, uçuş ekibinin yönetim ve iletişim becerilerinin geliştirilmesini amaçlamakta ve daha çok ekibin teknik becerileri dışındaki performanslarına odaklanmaktadır. Daha ayrıntılı olarak anlatılacak olursa EKY programları[10]; − İşletme yönetiminin ve ekip üyelerinin emniyeti riske atan veya kazalara neden olan insan faktörleri ile ilgili konularda farkındalıklarını artırmak, − Doğru ve zamanında uygulandığında havaaracını insan unsurunun başarısızlığı nedeniyle oluşan kazalardan koruyacak veya riskli durumlardan kurtulmaya yardımcı olacak teknik olmayan becerileri geliştirmek, − EKY bilgi, beceri ve tutumlarının uçuş operasyonunun her aşamasında ve örgüt kültürünün bütün seviyelerinde benimsenerek emniyeti olumsuz etkileyen riskleri veya potansiyel kazaları önlemek, − Ekip üyelerinin EKY becerilerini etkin bir şekilde kullanmalarını sağlayarak emniyetli ve aynı zamanda ticari açıdan verimli uçuşlar yaratmak, − Çalışma ortamındaki şartların ekip ve uçuşa katkıda bulunan diğer çalışanlar için geliştirilmesini sağlamak amaçlarını gütmektedir. İnsan faktörleri disiplini açısından bakıldığında ise EKY, hataların ortadan kaldırılması veya meydana gelen hataların olumsuz sonuçlarının azaltılmasını sağlayan bir savunma mekanizması olarak değerlendirilmektedir. Havayolu işletmeleri uçuş emniyetini arttırmak için ekip üyelerinin teknik olmayan becerilerini geliştirmek için ulusal ve örgütsel kültür değerlerine uygun EKY programlarını geliştirmelidirler.

TEM Hata Yönetim Modeli Günümüzün EKY eğitimlerinde, insan hatalarının tespiti ve yönetilmesi amacı daha çok ön plana çıkarılmaktadır. Yeni nesil EKY programları insan hatalarını olağan ve değerlendirilmesi gereken birer bilgi kaynağı olarak kabul etmektedir. EKY eğitimlerinin en temel amacı hata yönetim stratejilerini geliştirerek uçuş emniyetini sağlamaktır. Bu nedenle günümüzde EKY eğitimleri tehdit ve hataların yönetilmesini ifade eden Tehdit-Hata Yönetim Modeli (Threat and Error ManagementTEM) ile birleştirilmeye çalışılmaktadır. TEM, uçuş faaliyetlerinin yürütüldüğü operasyonel çevrede birçok tehdit olduğunu ve bu tehditlerin ekip üyelerinin hata yapmalarına neden olarak uçuş emniyetini olumsuz şekilde etkilediğini belirtmektedir. Ekip üyelerinin operasyonel çevredeki tehditleri fark edip zamanında müdahale etmemeleri bir takım hataların meydana gelmesine neden olmaktadır. Tehditler uçuş operasyonun daha karmaşık bir hal almasına neden olarak ekip üyelerinin hata yapma olasılığını arttırmaktadır. Kötü hava şartları, zaman baskısı, güvenlikle ilgili olaylar, kalkış sınırlandırmaları (slotlar) gibi tehditler ekip üyelerinin hata yapabilmelerine neden olmaktadır. Ekip üyelerinin uçuşun emniyetini sağlayabilmeleri için tehditleri tanımlayarak bu tehditleri yönetebilmeleri gerekmektedir. Diğer yandan, tehditlerin fark edilerek ekip üyeleri tarafından yönetilmesi ve ortadan kaldırılması TEM modelinin en önemli amaçlarından birisini teşkil etmektedir. TEM modeli operasyonel çevre içerisinde insan performansını, tehditleri ve ekip üyelerinin operasyonel çevredeki tehditlerle olan etkileşimlerini ve bu etkileşimler sonucunda meydana gelen hataları nasıl yönettiklerini analiz etmektedir. TEM modeli, ekip üyelerinin operasyonel çevredeki tehdit ve hataları yönetebilmeleri için gerekli eğitim stratejilerinin geliştirilmesini kapsamaktadır. EKY programları, TEM modelindeki tehdit ve hataların yönetilmesinde kullanılan en önemli araç olarak görülmektedir. TEM modeli, EKY’nin amacını uçuş emniyetini olumsuz etkileyen ve hatalara neden olan tehditlere karşı ilk savunma hattı olarak tanımlamaktadır[11]. TEM modelinde, tehditlerin tespit edilmesi ve meydana gelen hataların önlenmesinde ikinci savunma hattını ise; tehditlerin olumsuz etkilerini ortadan kaldıracak ve potansiyel hataların tespit edilmesini sağlayacak bir “tehdit yönetiminin” uygulanması oluşturmaktadır. Uçuş emniyetinin sağlanmasındaki diğer bir savunma hattını ise “hata yönetimi” uygulamaları oluşturmaktadır. Savunma şekillerinin etkili bir biçimde uygulanması uçuş emniyetini sağlayarak, operasyonel riskler en aza indirgeyecek ve

117

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

böylelikle “istenmeyen hava aracı durumu” ortadan kaldırılacaktır. Operasyonel çevredeki tehditler “açık” veya “gizli” olabilmektedirler. Açık tehditler ekip üyeleri tarafından gözlemlenebilir niteliklere sahiptir. Olumsuz hava koşulları, havaaracındaki teknik arızalar, otomasyon, hava trafik, havaalanı hizmetleri ve uçuşun yürütüldüğü coğrafi çevre şartlarından kaynaklanan tehditleri açık tehditler olarak sınıflandırılmaktadır. Açık tehditler ekip üyeleri tarafından çok fazla kontrol edilememektedir. Diğer yandan gizli tehditler ise, ekip üyeleri tarafından açık bir şekilde gözlemlenememektedir. Gizli tehditler ulusal kültürün, örgüt kültürünün veya meslek kültürünün bir sonucu olarak ortaya çıkabilmektedirler. Ulusal kültürün iletişim, takım çalışması, liderlik üzerindeki etkileri, örgüt kültüründe emniyete verilen önem veya ekip üyelerinin meslek kültürlerinin kendilerine kazandırdığı olumsuz tutum ve davranışları gizli tehditler olarak sınıflandırmak mümkündür. Ekip üyelerinin verilen eğitimlerle operasyonel çevredeki tehditleri tanımaları sağlanması gerekmektedir. Tehditlerin nitelikleri hakkında bilgi sahibi olan ekip üyeleri bu tehditlerle etkileşimler sonucu oluşan hataların yönetilmesinde daha etkili olabilmektedirler. TEM, iletişim, takım çalışması, karar verme ve liderlik gibi becerilerinin geliştirilmesi EKY eğitimlerinin temeli olarak değerlendirmektedir. Uzun yıllar boyunca belirli aralıklarla yapılan EKY eğitimleri ile ekip üyelerine bir takım beceriler kazandırılarak hataların ortadan kaldırılmasının hedeflendiği görülmektedir. Fakat, uygulanan EKY programlarında hataların insan davranışlarının doğal bir sonucu olduğu zaman içerisinde gözden kaçırılmıştır. TEM, insan unsurunun yer aldığı üretim süreçlerinin hepsinde hataların meydana gelmesinin doğal olduğunu belirtmektedir. Bu nedenle TEM modeli ekip üyelerinin sadece belirli bir takım becerileri kazanmalarını değil aynı zamanda bu becerileri uygulayarak operasyonel çevredeki tehdit ve hataları yönetebilmelerini amaçlamaktadır. TEM modeli, ekip üyelerinin tehditlerin tespit edilememesi ve yönetilmemesi nedeniyle meydana gelen hataları sınıflandırmaktadırlar. TEM modeli içerisindeki hata yönetimi tekniği Helmreich ve ekibi tarafından geliştirilmiştir. Helmreich, hata yönetimini mevcut verilerin kullanılarak hata nedenlerinin tespit edilmesi, uygulanan politika, prosedürler ve eğitim şekillerinin değiştirilmesi gibi yollar izleyerek hata miktarının azaltılmasını veya meydana gelen hataların olumsuz etkilerinin en aza indirgenmesini ifade

etmektedir[12]. Helmreich hata nedenlerini; yorgunluk, iş yükü, korku, yetersiz bilgi işleme, bireyler arasındaki zayıf iletişim ve hatalı karar verme olarak sıralamaktadır. TEM modeli kapsamında beş türlü insan hatası tanımlanmaktadır[13]. Daha önce de bahsedildiği gibi TEM modeli hataların yönetilmesinde EKY becerilerinin oldukça kritik bir öneme sahip olduğunu belirtmektedir. Eğer hataların meydana gelmesinin kaçınılmaz olduğu kabul edilirse EKY, bu hatalara karşı üçlü bir savunma şekli olarak tanımlanmaktadır. EKY’ nin hatalara karşı ilk savunma şeklinin “hataların önlenmesi” olarak ifade edilirken, ikinci aşama gelişme aşamasındaki hatalara karşı “tuzak kurulması” olarak tanımlanmaktadır. EKY’nin hatalara karşı üçüncü savunma hattını ise, ortaya çıkması önlemeyen hataların “olumsuz sonuçlarının en aza indirgenmesi” olarak ifade Örnek olarak uçuş yönetimi edilmektedir. bilgisayarına yanlış bir bilgi girilmesi nedeniyle meydana gelen bir kazada hata yönetimi stratejisi olan EKY’nin etkinleştirilmesi kazaya neden olan hata ve hataların ortadan kaldırılabilmesini sağlayabilmektedir. Yapılan brifingler ve uçuş bilgisayarına yapılan girişler sırasında yapılan kontroller hatanın meydana gelmesini önleyebilmektedir. Ayrıca uçuş sırasında sürekli olarak havaaracının pozisyonunun izlenmesi ve karşılıklı kontroller meydana gelebilecek hatalara karşı tuzak kurulmasını sağlamaktadır. Hatanın ilk iki aşamada gözden kaçırılması durumunda, havaaracının pozisyonun ekip üyeleri tarafından sürekli izlenmesi, içinde bulunulan hatalı durumun fark edilerek bu hatanın sonuçlarının azaltılmasını sağlanması mümkün olmaktadır. Helmreich tarafından geliştirilen hata modeli meydana gelen hataları tüm yönleri ile incelemekte, bu hatalara karşı verilen cevapları ve bunun sonucunda üretilen çıktıları analiz etmektedir. Hatanın zamanında tespit edilmesi, tespit edilmeyen hataların olumsuz etkilerinin ortadan kaldırılması TEM modelinin en önemli amacıdır. TEM Modeli operasyonel çevrede hatanın varlığını kabul ederek, bu hataların yönetilmesinde EKY’yi önemli bir savunma mekanizması olarak kullanmaktadır. Bu nedenle havayolu işletmeleri potansiyel hata kaynaklarını tanımladıktan sonra EKY eğitimleri ile TEM Modelini birleştirmelidirler. V. SONUÇ VE ÖNERİLER İnsan unsuru havacılık sisteminin en önemli parçası durumundadır. Havacılık emniyetinin sağlanması insan unsurunun iyi bir şekilde analiz edilmesine ve onun diğer sistem parçaları ile uyumunun sağlanmasına bağlıdır.

118

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

EKY insanın teknik olmayan becerilerini geliştirerek uçuş emniyetini sağlamaktadır. Günümüzde bir çok havayolu işletmesi EKY programlarını kullanarak kaza ve kırımları önlemeye çalışmaktadır. Fakat, gerçekleşen kaza ve kırım incelemelerinde daha çok hatanın meydana geldiği en son noktalar incelenmektedir. Bu nokta genellikle kokpit olmaktadır. Birçok kaza pilotaj hatasına dayandırılarak, pilotaj hatasına neden olan örgütsel faktörler göz ardı edilmektedir. Diğer bir deyişle sistem yaklaşımı ile kaza ve kırım analizi yapılmamaktadır. Bu nedenle, kaza ve kırımlardan daha sağlıklı sonuçlar çıkarmak için hataya neden olan etkenler sistemin her seviyesinde incelenmelidir. “İsveç Delikli Peynir Modeli”, “SHEL Modeli” gibi metotların kullanılması hata nedenlerinin daha etkin bir şekilde ortaya konulmasını sağlayacaktır. Böylece, hataların EKY ve TEM gibi yöntemlerle ortadan kaldırılması daha kolay olacaktır.

Lisans Tezi, Eskişehir: Anadolu Üniversitesi Sosyal Bilimler Enstitüsü, 2006. [10] Civil Aviation Authority Safety Regulation Group, Methods used to Evaluate the Effectiveness of Flightcrew CRM Training in the UK Aviation Industry CAA PAPER 2002/05, 2003. [11] R.L Helmreich, J.R Klinect ve J.A. Wilhelm, Models Of Threat, Error, and CRM in Flight Operations, In Proceedings of the Tenth International Symposium on Aviation Psychology, Columbus, 1999. [12] R.L. Helmreich, Error Management As Organisational Strategy, IATA tarafından düzenlenen İnsan Faktörleri Semineri’ne sunulan bildiri, Bangkok, 1998. [13] Robert L.Helmreich, “Culture And Error In Space: Implications From Analog Environments,” Aviation, Space and Environmental Medicine, Sayı no , Sayı no 9-11, 2000.

KAYNAKÇA [1] Richard Wood, Aviation Safety Programs-A Management Handbook Washington: Jeppesen Sanderson Inc, 1994. [2] Deborah M. Licht ve digerleri, “Human Factors, Ergonomics, and Human Factors Engineering: An Analysis of Definitions, http://iac.dtic.mil/hsiac/docs/Human_Factors_Definiti ons.pdf, (06.02.2006) [7] Scott A. Shappell ve Douglas A. Wiegman, “Human Factors Analysis Classification System,” Flight Safety Digest, (2001), s. 16. [3] Civil Aviation Authority, Flight Crew Training: Cockpit Resource Management (CRM) and LineOriented Flight Training (LOFT) CAA: CAP720, 2002. [4]http://www.tacgworldwide.com/abouthf.htm, (06.02.2006) [5] Douglas A. Wiegmann ve Scott A. “Shappell, Human Error Perspectives in Aviation,” International Journal of Aviation Psychology, Cilt no 11, Sayı no 4, 2001. [6] Kathryn Mearns ve digerleri, “Sharing Worlds of Risk’s Improving Communication with Crew Resource Management,” Journal of Risk Research, Cilt no 4, Sayı no 4, 2001. [8] Robert L. Helmreich, Ashleigh C. Merritt ve John A. Wilhelm, “The Evolution of Crew Resource Management Training in Commercial Aviation,” International Journal of Aviation Psychology, Cilt no 9, Sayı no 1, 1999. [9] E. B. Şekerli, Ekip Kaynak Yönetimi Uygulamaları Ve Kültürel Farklılıklar: Türk Pilotlar Üzerinde Bir Araştırma, Yayınlanmamış Yüksek

119

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

KABİN MEMURLARININ KABİN İÇİ DÜŞÜK HAVA KALİTESİ NEDENİYLE KARŞI KARŞIYA KALDIKLARI SAĞLIK SORUNLARI Ögr.Gör. Dr. Nalân ERGÜN* e-posta: [email protected] *Anadolu Üniversitesi - SHYO - Sivil Hava Ulaştırma İşletmeciliği Bölümü – ESKİŞEHİR

ÖZET Havacılık endüstrisi oldukça rekabetçi, emniyetin birincil öneme sahip olduğu ve ileri teknoloji gerektiren bir hizmet alanıdır. Havayollarının hizmet kalitesinin algılanmasında kabin memurları kilit rol oynamaktadır. Bunun yanı sıra uçuş emniyetinin ya da herhangi bir acil durumda yolcuların güvenliğinin sağlanmasında da kabin memurlarına büyük görevler düşmektedir. Ancak havayollarının başarılarında oldukça büyük paya sahip olan kabin memurları çeşitli sorunlarla karşı karşıya kalabilmektedir. Bu sorunların temelinde yer alan nedenlerden birini ise kabin hava kalitesi oluşturmaktadır. I. GİRİŞ 1978 yılında ABD’de başlayan ve birçok ülkede uygulama alanı bulan serbestleşme sonucunda artan rekabeti yönlendiren iki temel unsur bulunmaktadır. Bunlardan ilki hizmet kalitesi konusunda tüketici beklentilerinin artması, diğeri ise küreselleşme ve ileri teknoloji ile birlikte artan emniyet ihtiyacıdır. Uzun zamandır yapılan araştırmalar, önlenebilir kaza oranlarının düşürülememesinin ya da hizmet kalitesinin beklenenin altında olmasının ana nedenin insan kaynakları temelli olduğunu ortaya koymaktadır. Havayollarının oluşturdukları politikalar ile insan kaynaklarını gerektiği gibi motive etmeyişi, işçi sağlığı ve güvenliğine önem vermeyişi yaşanan olumsuzluklar üzerinde önemli bir etkendir. Havayollarının bu konudaki uygulamaları kabin memurlarının görev ve sorumluluklarını gereklilikler doğrultusunda yerine getirmesi önünde önemli bir engel oluşturmaktadır. Bu doğrultuda çalışmanın amacı havayolu faaliyetlerinde kabin memurlarının önemini ortaya koyarak, yaşanan sorunlardan biri olan kabin içi düşük hava kalitesi nedeniyle karşı karşıya kalınan sağlık sorunlarına dikkat çekmektir.

hizmet kalitesinin, müşterilerce algılanmasında kabin memurları oldukça önemli bir rol oynamaktadır. Kabin memurları, kabin içindeki çevresel koşulları kontrol altında tutmak ve sunulan konforun devamlılığını sağlamakla sorumludur. Bununla birlikte yolculara temiz ve dinlendirici bir kabin ortamı ve uçuş sağlamaları da gerekmektedir. Uzun uçuşlarda ise kabin içi eğlence hizmetlerinin yönetiminden ve sunumundan da sorumludur[1]. Ancak tüm bunların ötesinde ve öncelikli olarak kabin memuru, uçuş emniyetinin sağlanmasından sorumludur. Uçuş esnasında herhangi bir acil durumda yolculara yardımcı olmak kabin memurunun temel sorumluluğudur. Sağlık sorunları ile karşı karşıya kalındığında ise uçakta hekim olmaması durumunda, yolculara ilk müdahaleyi kabin memuru yapmakla sorumludur. Acil bir durumda gerçekleştirilen zorunlu iniş sonrasında ise gerekli düzenlemeleri yaparak 90 saniye içinde uçağın tahliyesini sağlamak durumundadır[2]. Kabin memurları hem kabin içi ikram ve eğlence hizmetlerinin kalitesinden hem de uçuş emniyetinin ve yolcu güvenliğinin sağlanmasından sorumludur. Bu nedenle havayolları ikram hizmeti vermeyen düşük maliyetli taşıyıcı niteliğinde olsa dahi uluslararası kural koyucu kuruluşların düzenlemeleri gereği, 50 yolcu başına en az bir kabin memuru bulundurmak zorundadır[3]. III. KABİN HAVA KALİTESİNİ ETKİLEYEN FAKTÖRLER

II. KABİN MEMURLARININ GÖREV VE SORUMLULUKLARI

Çalışan sağlığının ve güvenliğinin sağlanması, İnsan Kaynakları Yönetimi’nin birincil hedeflerinden biri olması gerekmektedir. Ancak araştırmalar havayollarının bu konuya yeterince önem vermediğini araştırmalar, ortaya koymaktadır. Yapılan havayollarının maliyetlerini düşürerek verimlilik ve karlılığı en çoklama çabalarının, sağlık ve emniyet standartlarının sağlanması konusundaki uygulamalara ters düştüğünü ortaya koymaktadır.

Kabin memurları, havayolu müşterisinin bire bir ve tüm süreçler göz önüne alındığında en uzun süre karşı karşıya kaldığı havayolu çalışanlarının başında gelmektedir. Dolayısıyla havayolunun sunmuş olduğu

Kabin içindeki havanın kalitesizliği, kabin memurlarının ciddi sağlık problemleri yaşamalarına neden olmaktadır. Havayolları genellikle bakım standartları ile kabin içi emniyetinin sağlanması adına

120

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

oluşturulmuş kurallara uymaktadır. Hava filtrelerinin doğru temizlenmesi ve bakımlarının gerektiği gibi yapılması, kabin hava kalitesi üzerinde oldukça etkilidir. Ancak havayolları özellikle pik saatlerde ya da sezonlarda, uçağın mümkün olduğunca kısa sürede uçuşa hazır olabilmesi için, filtrelerin temizlenmesi ve bakımı için gerekli olan zamanı ayırmayabilmektedir. Hava filtrelerinin gerektiği gibi temizlenmemesinden dolayı, havalandırmalar zehirleyici etkiye sahip olmakta ve bulaşıcı hastalıkların merkezi durumuna gelebilmektedir[4]. Hava filtrelerinin gereklilikler doğrultusunda bakımlarının yapılması durumunda bile ticari uçaklar; bulaşıcı hastalıkların kişiden kişiye geçişine olanak tanıması açısından oldukça elverişli bir çevre oluşturmaktadır. Kapalı ve sınırlı bir alanda bulunulması, kabin içindeki havanın %50’sinin tekrar soğutularak ortama verilmesi nedeniyle havalandırmanın sınırlı olması ve uzun süre bu şartlar altında kalınması, bulaşıcı hastalıkların uçuş esnasında kişiden kişiye kolaylıkla geçişine neden olmaktadır[5]. Kabin hava kalitesini etkileyen bir diğer faktör, kabin içinde taşınan canlı hayvanlardır. Çeşitli bulaşıcı hastalıkların taşıyıcısı durumunda olabilen evcil hayvanlar, alerjenlerin kabin içinde yer almasına da neden olabilmektedir. Uçak yerde ve motorları çalışır durumda iken havalandırma sistemlerinin halen çalıştırılıyor olması da zararlı gazların kabine girişine ve hava kalitesinin düşmesine neden olabilen bir diğer faktördür[6]. IV. KABİN MEMURLARININ KABİN İÇİ DÜŞÜK HAVA KALİTESİ NEDENİYLE KARŞI KARŞIYA KALDIKLARI SAĞLIK SORUNLARI ABD’de oluşturulmuş olan Ulusal Araştırma Kurulu (NRC: National Research Council) kabin hava kalitesinin artırılması amacıyla araştırmalar yapmakta ve çözüm önerileri sunmaktadır. Kurulun 2001 yılında yapmış olduğu araştırma sonucunda kabin hava kalitesini etkileyen faktörler ve yol açabileceği sağlık sorunları aşağıdaki gibi sınıflandırılmıştır[6]: Kabin Basıncı: Oksijen yetersizliğinden dolayı kalp ve solunumla ilgili çeşitli sağlık sorunlarına yol açabilmektedir. Geçici gaz genişlemesi nedeniyle orta kulak ve sinüslerde tahribata neden olabilmektedir. Ozon: Akciğer fonksiyonlarını düşürmekte ve bireyde sinirlilik hali yaratmaktadır. Alerjenler: Göz ve burunda tahrişlere ve kaşıntıya neden olmaktadır. Akut astım ve sinüzite neden olmasının yanı sıra, alerjene duyarlılık oranına bağlı olarak anaflaktik şoklara yol açabilmektedir. Karbon Monoksit: Solunan havada düşük oranlarda bulunması baş ağrısı ve dikkat kaybına, yüksek oranlarda bulunması ise çok daha ciddi sağlık sorunlarına neden olabilmektedir.

Karbon Dioksit: Konsantrasyon ve algı düşüklüğüne neden olmaktadır. Nem: İstenenin altında ya da üstünde olması deri, göz ve mukozada tahriplere neden olmaktadır. Uçuş esnasında kabin basıncında değişim yanması oldukça sık rastlanan bir durumdur. Alerjenler belirlenemeyecek birçok nedenden dolayı oluşabilmektedir. Ancak büyük oranda kabinde taşınan evcil hayvanlar kaynaklı olduğu düşünülmektedir. Karbon monoksit, ozon, partiküller ya da diğer dış ortam kaynaklı hava kirleticiler; uçak yerde ve motorları çalışır durumda iken, havalandırma sisteminin halen çalıştırılıyor olmasından kaynaklanmaktadır. Hangi nedenden dolayı olursa olsun kabin içindeki hava kalitesinin gerekliliklerin altında olması, kabin memurlarının çalışma koşulları ile birleştiğinde ciddi sağlık sorunlarının gözlenmesine neden olabilmektedir. Havayolları kabin memurlarından daha fazla verim elde edebilmek amacıyla, çalışma saatlerini uzatma yoluna gitmektedir. Havayolları yeni yazılım programları sayesinde, vardiyaları yasal çalışma saatlerini ihlal etmeyecek şekilde ayarlayabilmektedir. Ayrıca artan rekabet nedeni ile maliyetlerini kısmak zorunda kalan havayolları, bünyelerindeki kabin memurlarının sayısını yasal sınırlar içine çekme eğilimindedir. Ancak yine artan rekabet nedeniyle kabin memurlarından, kabin içi hizmetlerinin kalitesini en üst düzeye çıkarmalarını talep etmektedir[4]. Ancak kabin memurlarının çalışma koşulları ile bir araya gelen yetersiz kabin içi hava kalitesi, çeşitli sağlık sorunlarının yaşanmasını kaçınılmaz hale getirerek performanslarını olumsuz yönde etkilemektedir. ABD Kabin Memurları Birliği de kabin memurlarının, kabin içi hava kalitesinden kaynaklanan birçok hastalığa maruz kaldıklarını bildirmektedir. Bunlar baş dönmesi, bulantı, adaptasyonsuzluk, solunum yolu problemleri, bulanık görme ve çeşitli bulaşıcı göz hastalıkları, el ve ayaklarda uyuşma vb. sorunlar olabilmektedir[4]. Kabin memurlarının kabin içi hava kalitesi kaynaklı sağlık sorunlarının varlığını destekleyen bir diğer araştırmada da oldukça çarpıcı sonuçlar elde edilmiştir. Ofis bina ve uçakların kapalı iç mekânlarının sağlığa muhtemel etkilerinin saptanmasına yönelik araştırmada veriler; 1824 bayan kabin memuru ve 331 bayan öğretmenden, geçmiş üç yılı kapsayacak şekilde toplanmıştır. Araştırma kapsamında ele alınan hastalıklar üst solunum yolları, göz ve tiroit bezi salgılarıyla ilgili hastalıklardır. Araştırma sonucunda yayınlanan raporda kabin memurlarının rahatsızlıkları, öğretmenlerle ciddi şekilde benzerlik göstermiştir. Araştırma sonuçları aşağıdaki gibidir:

121

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Mesleklere Göre Hastalıkların Görülme Oranları Kabin

Öğretmenler

Memurları

Diğer Çalışan Kadınlar

Göz Hastalıkları

%12,4

% 7,4

% 2,9

Üst Solunum Yolu Hastalıkları

% 48,6

% 27,4

% 9,9

Tiroit Bezi Hastalıkları

% 7,5

% 5,7

% 1,3

Araştırma sonucunda bayan kabin memurları ile öğretmenlerin, diğer çalışan kadınlara göre göz hastalıklarına yakalanma olasılığının daha yüksek olduğu belirlenmiştir. Araştırmaya göre her iki çalışma grubunda yer alan kadınların, diğer sektörlerde çalışan kadınlara oranla bulaşıcı ve üst solunum yolu hastalıkları olan grip ya da nezleye yakalanma oranları ise 5 kat daha fazladır[7]. Kabin memurlarının kabin içi hava kalitesi nedeniyle karşı karşıya kaldığı sağlık sorunlarının çözümüne yönelik olarak Ulusal Araştırma Kurulu, ABD’nin havacılık otoritesi olan FAA (Federal Aviation Administration) kanalıyla çeşitli öneriler sunmaktadır. Bu önerilerin başında kabin içindeki havanın temizlenmesinde HEPA (High-Efficiency Particulate Air: Yüksek Etkinlikte Partikül Tutucu) filtre kullanılması gelmektedir. Kurul kabin içi hava kalitesinin geliştirilmesi amacıyla araştırma programlarının oluşturulması gerekliliğinin altını da çizmektedir. Bununla birlikte havayolu uçak havalandırma sistemlerinin FAA tarafından denetlemesini önermektedir. Kurul ayrıca havayolları arasında FAA’in koordine edeceği ve sağlık ile ilgili bilginin paylaşılmasına yönelik bir yapının oluşturulması gerektiğini de belirtmektedir[6]. V. SONUÇ Kabin içi hava kalitesinin yetersizliği kabin memurlarının çeşitli sağlık sorunlarıyla karşı karşıya kalmalarına neden olmaktadır. Uçuş esnasındaki çevresel koşullar, gereklilikler yerine getirilmesine karşın çeşitli sağlık sorunlarının yaşanmasına elverişli bir ortam yaratmaktadır. Ancak tüm bu olumsuzluklara karşın havayollarının maliyetleri kısma ya da yerde kalış süresini en aza indirmek amacıyla hava filtrelerinin temizlenmesine ya da bakımına ilişkin uygulamaları gerektiği gibi yerine getirmediği gözlenmektedir. Havayollarındaki bu uygulamalar kısa dönem karlılığı getirebilir. Ancak gerekliliklerin yerine getirilmemesinin; uzun dönem için havayollarının karlılığına olduğu kadar, uçuş emniyetinin sağlanmasına da olumsuz etkileri

olacaktır. Çünkü ağır çalışma koşulları ile birleşen düşük hava kalitesi nedeniyle kabin memurlarının karşı karşıya kaldıkları sağlık sorunları, performanslarını olumsuz etkileyecek ve havayollarının uzun dönem başarıları üzerinde olumsuz etkilere neden olacaktır. KAYNAKLAR [1] Flight Attendants, Occupational Outlook Handbook, 2008. [2]George C. Larson, Dream Machine, Business & Commercial Aviation, Vol:102, Iss:2, Feb.2008. [3] JAA düzenleyici dokümanı JAR-OPS 1 Subpart O, Cabin Crew, s.1-O-1. [4]Carol Boyd, HRM in The Airline Industry: Strategies and Outcomes, Personel Review,Vol:30, Iss:4, 2001. [5] K. Leder, D. Newman, Respiratory Infections During Air Travel,Internal Medicine Journal, Vol:35,2005. [6] Gerald L. Dillingham, United States General Accounting Office,Aviation Safety: More Research Needed on the Effects of Air Quality on Airliner Cabin Occupants, http://www.gao.gov/cgibin/ordtab.pl?Item0=GAO-04-54. [7] E.A. Whelan ve diğerleri, Prevalence of Respiratory Symptoms Among Female Flight Attendants and Teachers, http://oem.bmj.com/cgi/content/abstract/60/12/929

122

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ALÜMİNYUMUN HADDELENMESİ Selim TANGÖZ

Veysel ERTURUN

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokul , 38039 KAYSERİ

ÖZET Alüminyum, dünyada uzun yıllardır kullanılan ve son yıllara damgasını vuran mükemmel bir metaldir. Öyle ki hafifliği ve tekrar kullanılabilirliği gibi avantajlarından dolayı günlük hayatımızda ulaşımdan ambalaj sektörüne kadar birçok sektörde kullanılmaktadır. Özellikle havacılık sektörünün vazgeçilmez metali olan alüminyumun karakteristik özellikleri ile bu malzemenin üretiminin bilmesi çok önemlidir. Bundan dolayı bu çalışmada alüminyumun üretim aşamasında çok büyük bir yer kaplayan haddelemeyi ve alüminyumun haddeleme esnasındaki davranışlarını tespit edilmeye çalışıldı..

İnsan hayatının iyileştirilmesi için ve global sanayi ile ekonomi üzerinde bu kadar etkisi olan bir metalin tanınması, ayrıca bu metalin üretiminin ve üretim sürecinde ki davranışlarının çok iyi bilinmesi gerekir. Eğer kimyasal özellikleri ve etkileşimleri bilemez ise alüminyum metalinden yararlanılması sınırlı miktarlarda kalacaktır. ( Mil. Ton ) 50 45 35 40 30 25 20 15 10 5

I. GİRİŞ Alüminyum, bulunduğu günden bu güne kadar geçen sürede değeri ve gereksinimi giderek artmış ve daha da artacağı gözükmektedir. Dünyada alüminyum üretimini gösteren Şekil 1 ve küresel birincil alüminyum tüketimi tahminlerini gösteren Şekil 2’de ki grafik incelendiğin de alüminyumun geçmişte ki ve gelecekte ki değeri çok iyi kavranabilir[1]. 25900 15900 10900 5900

1951

61

71

81

91

%3 % 2,3 %2 %1

0 1980 85

90 95

00 05

10

15

Şekil 2. Küresel Alüminyum Tüketim Senaryoları[1]. Bu nedenlerden dolayı bu çalışma da; dünya üzerinde miktar bakımından üsten üçüncü sırada bulunan alüminyum metalinin tanınması, kimyasal özellikleri, üretilmesi ve üretim esnasında ki etkileşimlerinin bilinmesi amaçlanmıştır. Ayrıca metallerin üretim prosesinde en büyük basamaklardan biri olan ve Şekil 3’de de görüldüğü üzere alüminyumdan üretilen malzemelerin büyük bir kısmının üretim prosesi olan haddeleme ile alüminyum metalinin haddeleme esnasında davranışları ortaya konulmuştur [1].

( kT )

20900

900

%4

2001

Şekil 1. Dünyada Alüminyum Üretimi [1]. Bununla birlikte, Alüminyum’un hafifliği ve tekrar kullanılabilirliği gibi avantajından dolayı ulaşım ve ambalaj gibi birçok sektörlerde ihtiyaç duyulmaktadır.

123

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Saç – Levha - Folyo % 43

Ekstrüzyon % 25

Diğerleri %4 Döküm % 21 Çubuk – Tel % 7

Şekil 3. 1991’de Alüminyum Ürünlerinin Üretim Biçimleri[1]. II. ALÜMİNYUMUN KARAKTERİSTİK ÖZELLİKLERİ Periyodik cetvelin III A gurubunda bulunan ve atom numarası 13, atom ağırlığı 26,89 olan +3 değerlikli bir element olan alüminyumun 20 °C ’ta ki yoğunluğu 2,7 gr/cm³, ergime noktası 659,8 °C, kaynama noktası 2450 °C, ısınma ısısı 0,224 Cal/gr (100 °C ’ta), erime ısısı 400 Cal/gr, 20 °C ’ta ki elektriksel iletkenliği bakırın % 65’i, ısıl iletkenliği 0.5, ışık yansıtılabilirliği % 90 olup, bu özellikler alaşım elementleri katılarak büyük ölçüde değiştirilebilmektedir (Tablo 1) [2].

III. ALÜMİNYUM TERCİH NEDENLERİ Alüminyumu diğer metallere göre birçok alanda avantajlı kılan en önemli ana özelliklerini; 1. Hafifliği, 2. Hafifliğine karşın alaşım yapılarak yeterli mukavemetin sağlanabilmesi, 3. Tekrar defalarca kullanılabilirliği, 4. Yüksek korozyon direnci, 5. Çekilebilirliği, 6. Şekillendirilebilirliği, 7. Dövülebilirliği, 8. İşlenebilirliği, 9. Yüksek ısı ve elektriksel iletkenliği, 10. Işık ve ısı yansıtıcılığı olarak sıralayabiliriz [1]. VI. ALÜMİNYUMUN ÜRETİLMESİ Bugün alüminyum üretiminde iki kaynak söz konusudur (Şekil 4). 1. Cevherden üretilen alüminyum (Birincil Alüminyum) 2. Hurdadan üretilen alüminyum (İkincil Alüminyum) BİRİNCİL ALÜMİNYUM

Tablo 1. Alüminyumun Bazı Kimyasal Özellikleri. Atom Numarası

13

Atom Ağırlığı

26,89

Yoğunluğu (20°C’de)

2,7 gr / cm³

Ergime Noktası

659,8 °C

Kaynama Noktası

2450 °C

Isınma Isısı

0,224 Cal /gr (100 °C ’ta)

Erime Isısı

400 Cal / gr

Isıl İletkenliği

0,5

Sertlik

25-40 Brinell

Elastik Modülü

7,2*105 kp / cm2

Kayma Modülü

2,7*105 kp / cm2

Yeniden Kristalleşme Sıcaklığı

150 Co

Akma Sınırı

1-3

Madencilik Anot Üretimi Alümina Üretimi İKİNCİL ALÜMİNYUM Elektroliz

Haddeleme

Hurda İşleme

Fırın

Fırın

Döküm

Döküm

Ekstrüzyon

Parça Döküm

Şekil 4. Alüminyum Üretim Safhaları[3].

124

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Birincil alüminyum üretimi birbirlerini takip eden beş ana üretim aşamasından oluşur; 1. Boksit madeni işletmeciliği, 2. Boksit cevherinden alümina üretimi (Kırma, Öğütme v.b.) 3. Alüminadan elektroliz yolu ile sıvı alüminyum üretimi (Ergimiş Tuz Elektrolizi) 4. Sıvı alüminyum alaşımlarının dökümü, 5. Döküm ürünlerinden ekstrüzyon veya haddeleme ile yarı veya uç ürün üretimi.

VII. HADDELEMEDE ÜRETİM AKIŞI Haddehaneye gelen çelik ağır ingot'tur. Bu haddelenerek slab veya bloom elde edilir. Slab levha üretiminde kullanılan dikdörtgen kesitli yassı hadde ürünüdür. Blum ise küçük kenarı en az 140 mm. olan dikdörtgen veya kare kesitli yassı üründür.

İkincil alüminyum üretiminde metal kaynağı olarak alüminyum hurda kullanılmaktadır. Alüminyum hurdaların başlıca iki kaynağı vardır: 1. İşlem ve döküm ürünlerinin üretimi sırasında oluşan geri kazanma olasılığı %100 olan: Yeni Hurda, 2. Kullanım ömrünü doldurmuş geri kazanma olasılığı yapısı, şekli ve et kalınlığına göre % 30–95 arasında değişen: Eski Hurda [3].

Bloom veya küçük ingotların haddelenmesiyle kütük, platina, boru takozu, ağır profiller elde edilir. En çok 120 x 120 mm. kesitli olan ürünlere kütük denir. Genişliği en çok 500-550 mm, kalınlığı en az 12 mm. olan yassı ürünler platina'dır. Boru takozları, çelik çekme boru üretim tesislerinde kullanılan kare veya dairesel kesitli malzemelerdir. Yüksekliği veya uzun kenarları en az 80 mm. olan her şekildeki profiller, köşebentler vb. ağır profillerdir.

V. HADDELEME Plastik şekil verme yöntemlerinin en önemlisi haddelemedir. Döküm yapılan ham bloklar haddeler arasından geçirilerek, istenilen iç ve dış düzgünlükte ve teknikte kullanılabilir formlara dönüştürülür. Bu işleme haddeleme diyoruz. Haddeleme usulünde ilk amaç haddelenen malzemeyi sıkıştırmak yani daha yoğun hale getirmektir. Bu suretle malzeme içerisindeki boşluklar giderilir veya azaltılır. Aynı zamanda malzemedeki cüruf birikintileri dışarı atılır. İkinci amaç malzemeyi daha küçük bir kesit haline getirmektir [4].

Kütük işleyen haddehanelerde kütüklerin sıcak haddelenmesiyle çubuk ve hafif profiller elde edilir. Kangal şeklinde sarılan 5.5-6.35 mm. çapındaki çubuklar filmaşindir. En çok 12 m. boyunda kesilmiş 660 mm. çapındaki çubuklara yuvarlak çubuk denir. Üzerinde yuvarlak çıkıntılar bulunan çubuklar nervürlü çubuklardır. Kısa kenarı 60 mm.’nin altında olan dikdörtgen, kare veya altıgen kesitli çubuklara köşeli çubuklar denir. Yüksekliği veya uzun kenarı 80 mm.’den küçük olan her şekildeki profiller veya köşebentler de hafif profiller oluştur.

Slabın haddelenmesiyle levha ve rulo levha üretilir. Levhalar 4.75 mm'den kalın olan yassı ürünlerdir. Rulo levhalar 10 mm.'den kalındır.

Platina veya rulo levhaların sıcak olarak haddelenmesiyle sıcak saç elde edilmektedir. 508 mm.’den geniş, 4.75 mm.'den ince olan yüzeyi temizlenmemiş düz veya rulo halindeki saçlara siyah saç denir. Yüzeyi temizlenenlere dekape denir. 63 mm.' den geniş, 7 mm 'den ince rulo halindeki yassı malzeme boru bandıdır. Band ve şeritler genişliği 508 mm den az olan rulo halindeki malzemedir. Şekil 5. Tipik Bir Haddeleme Örneği[4]. 1. 2. 3. 4. 5.

VI. HADDELEMENİN ÖZELLİKLERİ Malzemenin kesiti sürekli küçültülür, Genellikle boyuna uzama gerçekleşir, Üretim hızlı ve sürekli olduğundan operasyon yüksek kapasiteye sahiptir, Ölçü kontrolü kolaydır, Malzeme ve merdaneler arasındaki sürtünmeyle oluşan yüzey kayma gerilmeleri malzemenin deformasyonunun ve hareketini sağlar [5].

Soğuk haddelenmiş saç, band ve şeritler kalayla kaplandığında teneke elde edilir. Çinko ile kaplanmış saçlar galvanizli düz saç; bunların oluklandırılmışı ise galvanizli oluklu saçtır. Çelik çubuklar soğuk çekme tesislerinde, filmaşin de tel çekme tesislerinde küçültülür [4]. VIII. HADDELEME İLE LEVHA ÜRETİMİ Çoğu haddelenmiş ürünler için başlangıç malzemesi DC ingot (direct chill semi continious) külçelerdir. Bu haddelenme için kullanılacak alüminyum külçelerinin boyutu DC ünitelerinin boyutlarına, sıcak haddeleme

125

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ makinelerinin kapasitelerine, alaşımların döküm boyutlarına gibi faktörlere bağlıdır. Bu ingotlar 20 ton veya üzeri ağırlıkta, 50–60 cm arası kalınlıkta, 2 m genişliğinde ve 8 m uzunluğunda külçelerdir. DC külçeler genelde oda sıcaklığında haddelenilirler fakat daha sonra 4-6 mm kalınlığında ürünlere dönüşeceği sıcak hadde tesisinden geçmesi için yaklaşık 500 Co ‘ye kadar ısıtılır. (Şekil 6 ve Şekil 7) Ayrıca, külçenin (ingot) homojenleşme işlemi için gerekli olan yeniden ısıtma sıcaklığı bu değerde tutulması çoğu alaşımlar için önemlidir. Çünkü homojenleştirme süreci, sonradan kazanılacak özeliklerin sağlanması ve haddelemede en iyi şartlar içerisinde metallerin dönüşüm geçirdiği süreçtir. Sıcak haddelerden gelen şerit, ayni yerde veya başka bir yerde bulunabilecek soğuk haddelere gelmeden soğutulur. Soğuk haddelerin boyutları ve tipleri farklı olabilir. Bunun yanında bir modern tesis eritme fırınları, DC döküm yeteneği, tekrar ısıtma fanları, sıcak haddeleme, soğuk haddeleme ve tavlama fırınlarını gibi birçok maliyeti yüksek yatırımlara gerektirmektedir. Ancak bu gibi tesisler yararlı değilse ekonomik sürdürülebilirlik tehlikededir. Tersinir Döküm ve Sonlandırma Merdanesi

Makara

Külçe 480 – 580 Co 60 cm

280 – 350 Co 5 – 8 mm

Şekil 6. Sıcak Haddelemede Boyut ve Sıcaklık Farkları[6]. Tersinir Döküm Merdaneleri

Tandem (Sıralı) Merdaneler

Külçe

Makara

500 – 600 Co 60 cm 400 – 500 Co 2 – 3 cm

Amerika’da çoğu saç levhalar alüminyum üreticileri tarafından büyük çabalar gösterilerek, konvansiyonel sıcak haddelerde üretilmesine rağmen, Kanada ve Avrupa’da sürekli şerit dökme metodunun geliştirilmesi ile sermaye ve üretim maliyetleri de azalmıştır (Şekil 8). Bu yüzden sıcak metal şerit kalıplarının içerisine dökülür. Bunun sonucu olarak sıcak ve DC döküm haddelerinin arızalanması azaltılmıştır. Şimdilerde, yapı saçlarının ve folyoların döküm ile elde edilmesi sonucunda sadece sınırlı bir oranda alaşım kompozisyonları bu yolla üretilebilmektedir. İkili -Yüksek İki Sıralı Sıcak Sıvı Sıkıştırma Merdaneler Metal Akışı Merdaneleri İkiz Kayma Tekerleği

420 – 460 Co 380 – 410 Co 20 – 30 mm 12 – 15 mm

Makara

180 – 250 Co 2 – 3.5 mm

Şekil 8. Sürekli Şerit Döküm Hattı[6]. 1000, 3000 ve 5000 serisi alüminyum alaşımlarının sertleştirilme çalışmaları için ve saçın son özellilerini kazanması için sertleştirme haddelemesi ve sertleştirme tavlaması yapılır. Şerit kalıp içerisinde gerekli sertleştirmenin sağlanması için soğuk çalışma esnasında sabit bir miktarı azaltılır. Daha sonra şerit serleştirilmesi için haddelenir ve dayanıklılığı sağlamak için tekrar tavlama yapılır. Şekil 9’da bu işlemlerin kademeleri ve her kademe sonunda malzemenin tanecik yapıları ile mikro yapıları gösterilmiştir. Mekanik özellikler kazandırılırken basınca ve gerilmeye dayanıklı olmakla birlikte diğer karakterler tarafından özellikle şekillenebilme kabiliyetinin etkilediği uzama her iki yöne doğru olmalıdır. Ayrıca uzama üretim metodunun seçimi ile de etkilenebilir. 2000, 4000 ve 6000 serisi alüminyum alaşımlarından oluşan saç levhalar, soğuk hadde düzenine ihtiyaç duydukları zaman ekonomik olması için çoğu zaman sürekli ısı verilir. Bununla birlikte tesis için gerekli donanımın maliyeti yüksektir [6].

205 – 350 Co 2 – 5 mm

Şekil 7. Klasik Döküm Haddeleme ve Tandem (Sıralı) Haddeleme İşlemleri[6].

126

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ 1. Hadde Bükme Jakları 2. Kuvvet Ölçme Haddesi 3. Sinyal Transmitörü

4. Kontrol Kutusu 5. Şerit Yüzeyi İçin Ekran 6. Hadde Yağlama Ünitesi 6

Merdaneler Külçe

1 1 1

Levha 1 1 1

2 3 4

Şekil 9. Haddeleme Safhaları ve Bu Safhalardaki Malzemenin Mikro Yapısı [6].

5

Şekil 10. Otomatik Düzgünlük Kontrol Sistemi[6].

Saç levha haddelenirken onun son düzgünlüğü merdanenin özelliğine ve yolluk tesisinin karakterine bağlıdır. Haddeleme esnasında, yüzeyin kötü çıkması, şeridin her hangi bir parçasının diğer parçalardan daha uzun çıkması, bükülmenin meydana gelmesi ve bunlar gibi birçok problem oluşabilir. Bu gibi problemler, şeridin yeterince gerilmesi, gerilimin ayarlanması ve kısa parçaların uzun parçalarla ayni uzaklıktaki ve yüzeyin kesildiği noktalara kadar uzatılması ile kaldırılabilir. Fakat ürünün geçiş yüzeylerinin kesitine dikkat edilmelidir. Mesela DC slab veya sıcak hadde makarası son yüzeyi büyük ölçüde düzeltebilirler. Ayni zamanda, çok güçlü bir tezgâh soğuk haddenin şeklini kontrol edebilir. Bu ise jak yöntemi sayesinde haddelerin bükülmesi ile sağlanır. Böylece haddede olması istenen uzun şerit ayarlanmış olur. Ayrıca haddeleme yağının dağılımının değiştirilmesi ile haddenin sıcak parçaları soğutulmuş olunur. Bu tür düzeltmeleri bir hadde tek başına yapamaz. Bunun yanında, şeridin çıkış yüzeyinin kontrolü ve hadde kontrolüne yol vermek gerekmektedir. Buna karşın sistemde çıkış geriliminin kayması ile yüzeyin kararlı olması imkânsızdır. Sonuçta şeridin çıkışının gerçek yüzeyine basınç altında direk bakılabildiğinden ve düşük gerilime sahip şeridin uzun parçaları içerisindeki artık gerilmelerin hesaplanması sayesinde, şeritte oluşabilecek hataların engellenmesi için birçok metot geliştirildi. Şekil 10’da bu metotlardan biri gözükmektedir. Sistemde, hadde kontrol jaklarından ve yağ püskürtücülerinden beslenen yüzey metreden gelen sinyal sayesinde hızlı adaptasyon sağlanmaktadır.

Düzgün şekillerin verilmesinin zor olduğu durumlarda, hadde kontrol kombinasyonu ve gerilim ayarlama kullanılarak düzgün şekiller verilmiştir. Ayrıca ölçü kontrol sisteminde, hadde dişlerinin ayarlanması ve şerit çıkış kalınlığının devamlı ölçülmesi ile düzgünlük gibi değerlerin ayni olması sağlanmıştır. Bu tür kontrol sistemleri olmadan ürünlerin kolay ve hatasız üretilmesi mümkün değildir [6]. IV. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Bu çalışmada belirtildiği gibi alüminyumun günlük hayatımızda daha verimli bir şekilde kullanılması için birçok çalışmalar yapılmaktadır. Bu çalışmalardan biri olan alüminyumun haddelenmesi ile teknik özelliklerinin geliştirilmesi için daha fazla gayret gösterilmelidir. Gelecek, malzeme teknolojisinden geçtiği için bu çalışmalar daha da önem kazanmaktadır. Ayrıca diğer bir önemli unsur ise, alüminyumun haddelenmesi esnasında, kontrol sürecinin geliştirilmesi gerekmektedir. Kontrol sürecinin devamlı bir şekilde olması, hatalı ürünlerin oluşumu engellenmiş, üretim süreci hızlandırılmış ve kullanılan malzemeden daha iyi verim alınmış olur.

KAYNAKLAR [1]. Demir Dışı Metaller Sanayi Özel İhtisas Komisyon Raporu, 8. Beş Yıllık Kalkınma Planı, Yayın No:2537 – ÖİK: 553, Ankara, 2000 [2]. G. BAYDUR, Malzeme, Devlet Kitapevleri, Anadolu Üniversitesi Basımevi, Eskişehir, s 289 297, 1998 [3]. Alüminyum Raporu, Türk Mühendis ve Mimar Odaları Birliği, Metalurji Mühendisler Odası, Alüminyum Sektörü, www.metalurji.org.tr/dergi/dergi137

127

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ [4]. M. EKEN, Hadde Ürünleri ve Türkiye’de Yassı Hadde Ürünleri, Süleyman Demirel Üniversitesi, Isparta, 2000 www.ödew.net/genel_kültür/ödewnet1004.doc [5]. Dövme-Haddeleme www.yenimühendis.com/forum/haddeleme-t258 [6]. The Rolling of Aluminium: The Process and The Product, Roy Woodward, Aluminium Federation, Birmingham

128

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

HAVACILIK ALANINDA TEKNOLOJİK MALZEME KULLANIMI Alper UYSAL

Ayşegül AKDOĞAN EKER

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Yıldız Teknik Üniversitesi, Makine Fakültesi, Makine Müh. Bölümü, 34349 İSTANBUL ÖZET Havacılık alanında kullanılan malzemeler sürekli gelişim göstermektedir. Günümüzde geleneksel olarak kullanılan alüminyum, titanyum vb. malzemelerin yerine kompozit malzemelerin, akıllı malzemelerin ve nanomalzemelerin kullanılmasına yönelik çalışmalar yoğunluk kazanmıştır. Çalışmada, havacılık alanında kullanılan teknolojik malzemelerden ve bu malzemelerin uygulamalarından bahsedilmiştir. Bu malzemelerin kulanım oranlarının arttırılmasıyla hafif, az yakıt harcayan, bakım maliyetleri düşük olan ve yolcu ve yük kapasitesi arttırılmış hava taşıtlarının geliştirileceğine değinilmiştir. Anahtar sözcükler: Kompozit malzemeler, akıllı malzemeler, nanomalzemeler I. GİRİŞ Uçak yapımında kullanılan malzemelere bakıldığında uzun yıllar boyunca ağırlıklı olarak alüminyumun tercih edildiği görülmektedir. Günümüzde de hala kullanımını devam ettiren alüminyumun kullanım oranını azalmaktadır. Bunun yerine daha çok kompozit malzemeler tercih edilmektedir. Örneğin Şekil 1’de ilk uçuşunu 1969 yılında gerçekleştiren Boeing 747 ve ilk uçuşunu 1994 yılında gerçekleştiren Boeing 777 uçaklarında kullanılan kompozit malzeme oranlarındaki artışlar görülmektedir ve bu artışın sürdürülmesi beklenmektedir [2]. Havacılık alanında kompozit malzemelerin yanı sıra nanoteknoloji uygulamaları ve akıllı malzemelerin kullanımı üzerinde de çalışmalar sürdürülmekte ve bu malzemelerin kullanım oranları gittikçe arttırılmaktadır.

Şekil 1. Boeing 747 (1969) ve Boeing 777 (1994) Uçaklarında Kullanılan Malzeme Oranları [2] II. HAVACILIK ALANINDA KULLANILAN MALZEMELERİN SEÇİMİ

Havacılık alanında kullanılacak malzemelerin seçiminde; - Dizayn mukavemetinin ağırlığa oranı, - Yorulma karakteristikleri, - Çatlak yayılma davranışı, - Baskın arıza tipleri, - Hasar ve korozyon toleransı, - Mevcut imalat kolaylıkları, - Malzemenin maliyeti, - İmalat maliyeti, - Pazar gerekleri. faktörleri önemli rol oynamaktadır [1]. Gerekli mukavemet değerlerine sahip, düşük yoğunlukta malzemeler seçildikten sonra, bu malzemelere istenilen şekillerin verilebilmesi kullanılan malzemenin türüne (metal esaslı veya metal olmayan malzeme) bağlı olmaktadır. Örneğin, seçilen bir metal malzemeye, konstrüksiyona uygun olacak şekilde form verilmesi ancak uygun kaynak yöntemi ve buna bağlı olarak gerekli ısıl işlemlerin yapılmasıyla mümkün olmaktadır. III. KOMPOZİT MALZEMELER Kompozit malzemeler; yeni bulunan bir malzeme olmayıp, doğada var olan yapılardan hareketle farklı özelliklere sahip malzemelerin değişik şekillerde (taneli, lifli, tabakalı vb.) birleştirilmesi sonucu elde edilmektedir. Tanım olarak iki ya da daha fazla malzemenin makroskobik düzeyde bileşimi olarak söylenebilir. Amaç malzemelerin kompozit yapı öncesinde sahip olmadığı özelliklerinin bu malzemelerin bir araya getirilerek sağlanabilmesidir. Bu özellikler içinde; mukavemet, yaşlanma dayanımı, aşınma dayanımı, kırılma tokluğu, termal özellikler, iletkenlik, ağırlık, korozyon direnci vb. sıralanabilir [3]. Teknolojik olarak bakıldığında 1940’lı yıllardan sonra bu malzemelerin havacılık sektöründe kullanılmaya başlandığı görülmektedir. Burada amaç, çelik ve alüminyum alaşımları gibi konvansiyonel malzemelerin yerine daha düşük ağırlıkta ancak daha mukavemetli, sertlik değeri, aşınma dayanımı ve kırılma tokluğu yüksek malzemelerin geliştirilmesidir [4].Yapılarında çok sayıda farklı malzeme kullanılabilen kompozitlerin gruplandırılmasında kesin sınırlar çizmek mümkün olmamakla birlikte,

129

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

yapıdaki malzemelerin formuna göre Şekil 2’deki gibi

sınıflandırılırlar;

(a) (b) (c) (d) Şekil 2. Yapılarındaki Malzeme Formuna Göre Kompozit Malzemeler a) Fiberli Kompozitler, b) Parçacıklı Kompozitler, c) Tabakalı Kompozitler, d) Karma Kompozitler Özellikle ileri kompozit malzemeler havacılık sanayinde çok geniş uygulama alanları bulmaktadır. Kompozit malzemelerinin hafifliklerine oranla üstün mekanik özellikleri, uçaklarda ve helikopterlerde sadece iç mekan uygulamalarında değil yapısal parçaların imalatında da tercih edilmelerine neden olmaktadır. Günümüzde, askeri ve sivil uçak endüstrisinde kompozitler malzemeleri, uçakların gövde ve motorlarında etkin bir şekilde uygulayan birçok üretici bulunmaktadır. Örneğin, F-14 uçaklarında yatay dengeleyiciler ve F-15’lerde ise yatay ve dikey dengeleyiciler, bor/epoksi kompozit malzemesinden yapılmaktadır (Şekil 3) [2].

Şekil 5. Mirage 2000 Uçağında Kompozit Malzemelerin Kullanımı [2]

Şekil 3. Bor/Epoksi Kompozit Malzemeden Yapılmış F-14 ve F-15 Dengeleyicileri [2] Şekil 4’de görülen F/A-18 uçaklarında kanat yüzeyleri, yatay ve dikey dengeleyiciler, hız frenleri ve kontrol yüzeyleri karbon/epoksi kompozitlerinden yapılmıştır. Şekil 5’de ise Mirage 2000 uçağında kompozit malzemelerin kullanıldığı yerler gösterilmektedir [2].

Şekil 4. F/A-18 Uçaklarında Karbon/Epoksi Kompozit Yapılar [2]

AV-8B uçaklarında; kanatlar, yatay dengeleyiciler, ön gövde ve kontrol yüzeyleri karbon/epoksi olarak, F-29 uçağının ise kanat yüzeyleri grafit/epoksi olarak yapılmıştır. Amerikan yapımı Stealth bombardıman uçakları (hayalet uçak), polimer kompozit malzemeden yapılmışlardır. Gerek malzemenin radar dalgalarını yutan özel dokuya sahip olmasından gerekse uçak gövde dizaynının sonucu olarak uçak radarlara yakalanmamaktadır. Körfez savaşında bu uçaklar görünmeden uzun mesafeli uçuşlar yaparak bombardıman yapmışlardır. F-16 ve F-22 gibi avcı uçakları karbon elyaf takviyeli polimer kompozit yapıya sahiptirler ve alüminyum alaşımları ile yapılan aynı uçağa göre oranla %25-40 oranında daha hafiftirler. %40 hafiflik uçak genelinde kg başına 50-500 $ arasında tasarruf demektir. Ayrıca %40 daha hafiflemiş bir uçak %40 daha hızlı gidebilen, %40 daha uzun menzilli uçabilen, ya da %40 daha fazla bomba taşıyabilen uçak anlamına gelmektedir. Çok katlı tabakalı sürekli fiber takviyeli polimer kompozit gövdeye sahip bu uçakların yakıt deposuna kursun isabet etse bile parçalanmaz. Malzemenin özelliği gereği oluşan pek çok mikro çatlak, gelen kursunun darbe enerjisini sönümlemektedir. Uçak yere indiğinde isabet eden

130

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

panel değiştirilerek göreve devam edilir. F-16’larda, yatay ve dikey dengeleyicilerin yanı sıra kontrol yüzeyleri de karbon/epoksi kompozitlerden yapılmaktadır.A380 yolcu uçaklarında, kanat panelleri karbon/epoksi ve burun bölümü cam fiber takviyeli polimer kompozitlerden imal edilmektedir.Boeing 757 ve 767 uçaklarında, kontrol yüzeyleri karbon/epoksi ve motor kaportaları ise karbon/aramid kompozitlerden üretilmektedir. Askeri C-17 kargo uçaklarında, % 6 fiber takviyeli polimer kompozit malzemeler kullanılmıştır. Dış yapılardaki kullanımın yanı sıra uçak içerisindeki kabin ve diğer aksamın yapımında bu malzemeler ağırlıklı olarak kullanılmaktadır. Toplam kullanım miktarı olarak Airbus’ın yeni modeli A340’da %15, Boeing 777’de %13 fiber takviyeli polimer kompozit malzemeler kullanılmıştır. Askeri helikopterlerden V-22’de %50 fiber takviyeli polimer kompozit malzeme kullanılmıştır. Bu yaklaşık olarak %20 ağırlık azalması anlamına gelmektedir. Kalıplanabilme ve yüksek teknolojiler ile karmaşık malzemelerin elde edilebilmesi sayesinde helikopter parça sayısında %85’lik azalma meydana gelmektedir. BK 117 helikopterinde yüksek miktarda fiber takviyeli polimer kompozit malzeme kullanılmıştır. %75 Karbon, %22 aramid, %3 cam fiber takviyesi yapılmıştır. Ağırlık 7 kat azalmış, parça sayısı 745’den 105’e inmiştir. Parça sayısındaki azalma üretim prosesini kısaltıp, montaj süresini, bakım süresini, periyodik kontrol süresini azaltmaktadır. Helikopterlerin birçok bölümünde kompozit malzeme kullanılsa da dikkatler özellikle iki bölüme toplanır; bunlar rotor ve tahrik milidir [2]. IV. AKILLI MALZEMELER Akıllı malzemeler, alışılagelen geleneksel malzemelerle sağlanamayan kontrollü yapısal değişimlere imkan veren, algılama ve cevap verme fonksiyonlarını gerçekleştirebilen ve aerolastik performans sergileyebilen malzemelerdir [6]. Akıllı malzeme alanında henüz sınırları kesin hatlarla çizilmiş akademik ya da ticari bir sınıflandırma sistemi bulunmamaktadır. Bu sebeple en geniş ölçekte olarak akıllı malzemeler 4 ana gruba bölünebilir; Piezoelektrik malzemeler; temel olarak piezoelektrik etki, mekanik basınç altında bırakılan bazı yalıtkan kristallerin bir yüzünde pozitif, karşı yüzünde ise negatif elektrik yüklerinin ortaya çıkması şeklinde tanımlandırılır. Bu durumun tersi de mümkündür, yani bir kristalin iki yüzüne bir potansiyel farkı uygulanması sonucunda kristalde mekanik biçim değişikliği görülmektedir. Şekil 6’da piezo seramik malzemenin, uygulanan elektrik akımına karşı cevap

olarak

uzaması

görülmektedir.

Şekil 6. Piezoelektrik Etki [7] Şekil hafızalı alaşımlar (SMA); bir sıcaklık değişimine maruz kaldıkları zaman şekil değiştirmektedirler. Bu malzemeler bir sıcaklık farkı altında faz değişimine giderek hacimsel ve geometrik şekil değişiklikleri göstermektedir. Eğer doğru bir biçimde dizayn edilirse ve “eğitilirse”, bu değişim tamamen tersinir kılınabilmekte ve bu alaşımlar aktüatör olarak kullanılabilmektedir. Şekil 7’de şekil hafızalı alaşım çalışma prensibi görülmektedir. Şekil hafızalı alaşımlar, piezoelektrik seramiklere göre daha güçlü olmalarına rağmen tepki hızları sıcaklık değişimiyle doğrudan ilişkili olduğu için birçok uygulama için çok yavaş kalmaktadırlar [7].

Şekil 7. Şekil Hafızalı Alaşım Çalışma Prensibi [7] Elektrik/manyetik duyarlı katı malzemeler (aktif katılar); elektrik veya manyetik alanlara duyarlı katı haldeki akıllı malzemelerdir. Kendiliğinden polarize olmadıklarından dolayı piezoelektrik değildirler ama piezoelektrik malzemelerde olduğu gibi uygulanan elektriksel veya manyetik alana karşı mekanik tarzda cevap verirler ve mekanik değişim miktarı uygulanan alanın karesi ile orantılıdır. Tarayıcılarda, sonar sistemlerde, elektromotorlarda ve eyleyicilerde düşük frekanslı büyük güçler elde etmek için kullanılır [6]. Elektrik/manyetik duyarlı sıvı malzemeler (aktif akışkanlar); elektrik veya manyetik alanlara duyarlı akışkanlardır. Elektrik veya manyetik alan etkisi sonucu akışkanın viskozitesi artar ve neredeyse katı denilebilecek bir hale dönüşür. Uygulama alanları ayarlı damperler, titreşim ve izolasyon sistemleri, kavrama ve fren mekanizmalarıdır [6]. Havacılık alanında mevcut klasik sistemlerle aşılamayan birçok problemin geliştirilmekte olan

131

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

akıllı malzemelerin maliyet ve ağırlık açısından kullanılabilir hale gelmesiyle çözüleceği düşünülmektedir [7]. Uçaklarda ve helikopterlerde akıllı malzemelerin kullanılmasıyla daha verimli ve güvenli uçuşlar sağlanabilmektedir. Şekil 8’de uçaklarda akıllı malzemelerin kullanıldığı kısımlar görülmektedir.

hızlarda ihtiyacı karşılayan bir kanat yüksek hızlarda karşılayamamakta, yüksek hızlarda başarılı olan bir kanat ise aynı başarıyı düşük hızlarda gösterememektedir. Bu problemi çözmek için F-14 ve B-1 uçakları gibi mekanik olarak kanat geometrisini değiştirebilen uçaklar tasarlanmış fakat bu mekanik ve sistemin radikal sistemlerin ağırlıkları değişikliklere olanak tanımaması bu sistemlerin yaygınlaşmasına engel teşkil etmiştir. Uçaklarda yaşanan bu problemi helikopterlerde de görmek mümkündür. Askı durumuyla, ileri uçuş şartlarının gerektirdiği pal yapısı birbirlerinden farklı olduğu için rotor titreşimi, gürültü ve verim kaybı gibi sıkıntıları engellemek mümkün olamamaktadır. Burada da yine akıllı malzemelerin kullanımı çok yakın bir gelecekte bu sıkıntıların aşılmasında yarar sağlayabilecektir [7].

Şekil 8. Uçaklarda Akıllı Malzemelerin Kullanıldığı Kısımlar [6] B-2 bombardıman uçaklarında ve savaş uçaklarında radara yakalanmadan uçuş gerçekleştirme gibi durumlarda akıllı malzemeler kullanılmaktadır. Tam tersi olarak gizli hedeflerin tespit edilmesi içinde yine akıllı sistemlerden yararlanılmaktadır. 30 yıl önce kompozit malzemelerin kullanılmaya başlandığı havacılık ve uzay endüstrisinde, NASA uzaktan kontrol edilebilen solar sistemler, uzay teleskopları gibi uzay araçlarında piezo seramik kompozit malzemeler vb. kullanmaya başlamıştır [6]. Ayrıca mevcut menteşeli sistemlerin yerine SMA (şekil hafızalı alaşımların) kullanılarak menteşesiz, kanadın devamı olarak gelen kontrol yüzeyleri geliştirilmektedir (Şekil 9). Bu sayede uçağın hava direnci düşürülerek performans artışı sağlanacaktır.

Şekil 9. SMA Tellerinin Aktüatör Olarak Kullanımı [7] Bunun bir sonraki adımı olarak da kanatların tümüyle akıllı malzeme kullanılarak yapılması olacaktır. Bu sayede uçağın uçuş şartlarına göre aerodinamik kayıpları minimize edilerek en verimli kanat profiliyle uçması mümkün olacaktır. Bilindiği üzere düşük

V. NANOMALZEME Nanoteknoloji, nanometre ölçeğindeki fiziksel, kimyasal ve biyolojik olayların anlaşılması, kontrolü ve üretimi amacıyla, fonksiyonel materyallerin, cihazların ve sistemlerin geliştirilmesidir. Malzemeler atomlardan oluşur, 1 nanometrede 3-5 atom vardır. Doğada atomlar hiç bir zaman bozulmazlar. Bozulan aradaki bağlardır. Bu ölçeklerde tıpkı lego yapmak gibi malzemeler yeniden tasarlanabilir. Aradaki bağlar çok fonksiyonlu özellikler verecek şekilde oluşturulur. Malzemelerin incelenmesinde, makroskopik ölçekten nano ölçeğe yaklaştıkça birçok özel ve yeni özellik ortaya çıkmaktadır. Kendini oluşturan ve tamir eden sistemler, malzemeler, milyarlarca defa daha hızlı çalışan bilgisayarlar, kendini vücuda adapte eden giysiler, ekonomik uzay incelemeleri ve seyahatleri, tıpta hasta hücreleri bulup yok eden robotlar, moleküler gıda sentezleri (açlığın sonu) ve savaş ekipmanları gibi tüm alanlarda fonksiyonu arttırılmış ürünler üretilmeye başlanmıştır [8].Havacılık sanayinde, nanoteknoloji ürünü malzemelerin kullanımı ile aşağıdaki hedefler sağlanabilecektir: 1. Uçak edinme maliyetinde %35 oranında 2. Bakım maliyetlerinde %25 oranında 3. Yakıt tüketiminde %20 oranında azalma sağlanmasıyla seyahat fiyatlarında düşme, 1. CO2 yayımının %50 oranında 2. NOx yayımının %80 oranında 3. Dış ve kabin gürültüsünün yaklaşık %50 oranında azalması için geliştirme veya yeni motor tasarımları [5]. Havacılık alanında nanomalzeme uygulamalarının tespit edilen temel ilgi alanları aşağıda verilmiştir; a) Uçak Gövdesi ve Bileşenleri Günümüzde uçak gövdesi ve bileşenlerinde endüstriyel olarak kullanılan nanomalzemeler;

132

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

• Nanotozlar • Mevcut uçak yapılarında kullanılan başlıca epoksi matrisli karbon fiber takviyeli kompozit malzemeler kullanılmaktadır • Elektrik tesisatı için; gümüş kaplı bakır teller, teflonlarda yalıtım malzemesi, yüzeyi işlenmiş altın kaplı konektör. Uçak gövdesi ve bileşenlerinde nanomalzemelerin kullanılmasıyla; yapısal yorulmanın azaltılması, ağırlığın ve üretim maliyetlerinin düşürülmesi, mevcut kullanılan malzemelerin özelliklerinin geliştirilmesi, gürültü azaltılması, termoset kompozitlerin düşük darbe direncini arttırılması, metal ve polimer matrisli nanotüp takviyeli malzemlerin geliştirilmesi gerçekleştirilecektir [5]. b) Kaplamalar ve Boyalar Günümüzde havacılık alanında kaplama malzemesi olarak kullanılan nanomalzemeler içinde seramikler (metalik oksitler, nitritler, karbitler) kullanılmaktadır. Örneğin, gaz türbinleri ve jet motor eteklerinde kaplama olarak kullanılan Zirkonyumoksit ve Yitriyumoksit kombinasyonu (ZrO2 – 8 mol %Y2O3). Nanomalzemelerin kullanımıyla kaplamalardan istenen aşağıdaki özellikler sağlanacaktır; • Mg alaşımlarının nano kaplanmasıyla korozyon dayanımları geliştirilir • İndirgenmiş sürünme ve türbülans • Nano seramik toz kaplamalarla aşınma dayanımını arttırma • Daha iyi termal özellikler • Ultraviole ışınların etkisinin azaltılmasını sağlayan pigmentler c) Motorlar ve Motor Bileşenleri Günümüzde endüstriyel olarak nanomalzemeler, motor ve motor bileşenlerinde kullanılmamaktadır. Düşünülen potansiyel uygulamaları ise, organik matrisli kompozitler, seramik matrisli kompozitler, astarlar, boyalar, sensörler ve aktüatörlerdir. Nanomalzemelerin motor ve motor bileşenlerinde kullanımıyla mevcut mekanik özelliklerin arttırılması (tane inceliği, dağılmanın birleştirilmesiyle sertleşme), mevcut fiziksel özelliklerin geliştirilmesi, yeni tribolojik kaplamaların gerçekleştirileceği düşünülmektedir. d) İç Ekipmanlar ve Döşemeler Günümüzde endüstriyel olarak nanomalzemeler, iç ekipman ve döşemelerde kullanılmamaktadır. Ancak nonamalzemelerin kullanılmasıyla koltuk vb. uçak iç ekipmanlarının ve döşemelerinin ateş alma özelliklerinin indirgeneceği, daha hafif olacakları, daha hijyenik bir ortamın sağlanacağı düşünülmektedir [5].

VI. SONUÇ Havacılık alanında gelişmelerin artarak sürdürüldüğü ve araştırmaların yoğunlaştığı konulardan birisinin de malzeme teknolojileri olduğu bilinmektedir. Hava araçlarında kullanılan malzemelerden dayanım, hafiflik, rijitlik, uzun ömürlü olması, kolay imal edilebilmesi ve ekonomik olması beklenmektedir. Bu amaçla araştırmalar, kompozit malzeme kullanım oranlarının arttırılması, akıllı malzemelerin ve nanomalzemelerin geliştirilerek ekonomik bir şekilde hava araçlarında fonksiyonel olarak kullanılması konularına yoğunlaştırılmıştır. Bu malzemelerin kullanım oranlarının arttırılmasıyla, daha hafif, daha az yakıt harcayan veya menzili arttırılmış, bakım masrafları minimuma indirilmiş ve yolcu ve yük kapasitesi arttırılmış hava taşıtları geliştirilecektir. Ayrıca askeri alanda radara yakalanma riskinin çok düşük olduğu uçaklar ve atmosferi geçerken oluşan aşırı ısınmanın etkisinden en az etkilenen yüzeylere sahip uzay taşıtları geliştirilecektir. KAYNAKLAR [1] A. Akdoğan, “Uçak Endüstrisinde Kullanılan Metal ve Metal Dışı Malzemeler ve Bu Malzemelerin Muayene Yöntemleri”, Kayseri III. Havacılık Sempozyumu, s. 503-511, 2000 [2] U. Er, “Havacılık Sanayinde Kullanılan Plastik Matrisli Kompozit Malzemeler”, Hava Harp Okulu [3] A. Akdoğan ve B. Eker, “Tarım Mühendisliğinde Plastik Matriksli Kompozit Malzemelerin Kullanımı”, MakinaTek, Sayı 65, 2003 [4] A. Vardar ve B. Eker, “Rüzgar Türbinlerinde Kompozit Malzemelerin Kullanım Olanaklarının Araştırılması ”, MakinaTek Sayı 94, 2005 [5] Sixth Framework Programme 2002 to 2006, “SWOT Analysis Concerning the Use of Nanomaterials in the Aeronautics Sector” [6] A. Akdoğan ve K. Nurveren, “Akıllı Malzemeler ve Uygulamaları”, MakinaTek, Sayı 57, 2002 [7] İ. Aydıncak, “Akıllı Malzemeler ve Havacılık”, Mühendis ve Makina, Sayı 518, 2003 [8] www.wikipedia.org

133

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

YAPIŞTIRICI İLE BİRLEŞTİRİLMİŞ ALÜMİNYUM-ÇELİK SANDVİÇ BAĞLANTILARIN DÜŞÜK HIZLI DARBE DAVRANIŞLARININ İNCELENMESİ Mustafa Yıldırım1

M.Kemal Apalak2

Recep Ekici2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

1

2

Erciyes Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 38039 KAYSERİ Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 38039 KAYSERİ

ÖZET Yapıştırıcı ile birleştirme, yapıştırıcı bölgesi boyunca gerilmenin düzenli dağılımı, yapıştırıcı bölgesinde yük transferinin başarılı bir şekilde sağlanması, yüksek mukavemet/ağırlık oranı, yüksek sönüm kabiliyeti, korozyona karşı direnç, dizayn kolaylığı, kolay montaj, ekonomiklik ve farklı malzemelerden imal edilmiş elemanların birleştirilmesi gibi önemli sebeplerden dolayı günümüz klasik bağlantı elemanları yerine tercih edilmekte, endüstriyel birçok alanda özellikle havacılık ve uzay sanayisinde kullanılmaktadırlar. Bu çalışmada, günlük hayatta ve literatürde karşılaşılan yapıştırıcı ile birleştirilmiş Al-Çelik sandviç plakaların düşük hızlı darbe davranışları incelenmiştir. Yapıştırıcı ile birleştirilen plakalardan üst plaka alüminyum, alt plaka ise çeliktir. Analizlerde küresel impaktor kullanılmıştır ve impaktor çapının, plaka kalınlıklarının, impaktor kütlesinin ve impaktor hızının yapıştırıcı bağlantınısının darbe davranışı üzerine etkileri incelenmiştir. Bağlantı tarafından sönümlenen enerjiye plaka kalınlıklarının önemli bir etkisinin olduğu ve impaktor kütlesi ve hızının artması ile deformasyon miktarının belirgin bir şekilde arttığı görülmüştür.. I. GİRİŞ Yapıştırıcı ile birleştirme, özellikle kompozit malzemelerin kullanıldığı durumlarda en çok tercih edilen yöntemlerden biridir. Havacılık ve uzay uygulamaları gibi hafifliğin, mukavemetin ve birleştirilecek malzemelerin deforme olmaması söz konusu olduğu durumlarda yapıştırıcı ile birleştirme öne çıkmaktadır. Örneğin Boing 747 uçağının yüzeyinin %62'si yapıştırıcı ile birleştirilmiş, Loockheed C-5A uçağı ise 3250m2 yapıştırılmış yüzeye sahiptir [1]. Yapıştırıcı ile birleştirilmiş yapılar güzel görünümlü, yüksek mukavemet/ağırlık oranı, düşük gerilme

konsantrasyonu, düşük maaliyet, korozyon direnç gibi oldukça cazip özellikler sergiler. Yapısal yapıştırıcıların hızlı gelişimi, yapıştırıcı birleştirme tekniğinin; savunma, uzay, demiryolu ve kara taşımacılığı gibi uygulamalarda geniş bir kullanım alanına sahip olmasına yol açmıştır. Bu uygulamalarda bağlantılar düzlemsel yükleri taşımak amacı ile tasarlanırlar fakat, çarpışma, mermi, parçalanma, malzeme/alet düşmesi gibi sebeplerden ortaya çıkan düşey yüklerede maruz kalırlar. Bu yüklerin yapıştırıcı ile birleştirilmiş bağlantılar üzerindeki etkilerinin bilinmesi özellikle uzay sanayi ve askeri uygulamalarda oldukça önemlidir. II. DÜŞÜK HIZLI DARBE Genel olarak, darbeler düşük hızlı veya yüksek hızlı olarak sınıflandırılırlar, fakat bu kategoriler arasında açık bir geçiş yoktur. Yapılan araştırmalar bu geçişin belirlenmesinde henüz net bir sonucun elde edilemediğini göstermektedir. Bu konuda yapılmış çalışmalardan bir kısmı düşük hızlı darbeyi, ki bunlar statikmiş gibi düşünülebilir, hedefin rijitliğine, malzeme özelliklerine ve çarpan cismin kütle ve rijitliğine bağlı olarak 1 ila 10m/s arasında değişen hızlar olarak değerlendirilmesi gerektiğini savunmaktadır [2, 3]. Düşük hızlı darbeye en basit örnek olarak bir malzeme üzerine imalat veya bakım esnasında kaza sonucu bir parçanın düşmesi verilebilir. Düşük hızlı darbeler normal olarak çarpışma temas anında malzeme iç yapısında deformasyon oluşturan darbelerdir. Bazen düşük hızlı darbe, düşük enerjili darbe olarak da kullanılır. Düşük hızlı darbede, malzemenin iç yapısında darbeye karşı cevap verebilmek için gerekli olan temas süresi yeterlidir ve sonuç olarak daha fazla enerji elastik olarak absorbe edilir. Bu nedenle hedefin dinamik yapısal cevabı çok büyük bir öneme sahiptir. Yüksek hızlı darbe cevabı malzeme boyunca yayılan gerilme dalgası tarafından hakim olunur ki bu durumda malzeme

134

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

darbeye karşı cevap verebilme zamanına sahip olamaz ve çok küçük bir bölgede hasar oluşur [4].

seviyesinde olmakta, oluşan ODB dosya (çözüm dosyası) ise 1.7GB büyüklüğündedir. Analizler Message Passing Iterface (MPI) kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Tablo 1. Sandviç bindirme bağlantısında kullanılan alüminyum, yapıştırıcı ve çeliğin mekanik özellikleri. Mekanik Özellik Elastik Modülü, E (GPa) Poisson's Ratio, ν Yoğunluk, ρ

Alüminyum

Yapıştırıcı

Çelik

70

1.16

197

0.33

0.36

0.30

2700

1450

7950

İmpaktorun bağlantıya çarpması ve bağlantı ile teması kesmesi ortalama 0.006sn içerisinde gerçekleşmektedir. Analizlerde süre limiti olarak 0.01sn seçilmiştir. Yapılan hesaplamaların hassasiyetini artırmak ve bağlantının sonlu eleman modelinde meydana gelebilecek aşırı deformasyonların hatalar ortaya çıkarmaması için adaptif mesh seçeneği kullanılmıştır. Bu sayede her beş zaman artırımında bağlantının mesh yapısı düzenlenmiş, ortaya çıkabilecek nümerik hatalar engellenmiştir.

a)

b) Şekil 1. Yapıştırıcı ile birleştirilmiş sandviç bağlantığın a) Boyutları, b) ABAQUS® sonlu elemanlar modeli. III. TEORİK MODEL Şekil-1a'de boyutları gösterilen, ASTM D7136 standartı esas alınarak Alüminyum-Yapıştırıcı-Çelik sandviç bağlantısının ABAQUS® sonlu elemanlar programında modeli oluşturulmuştur (Şekil-1b). Kullanılan malzemelerin mekanik özellikleri tablo-1'de verilmiştir. Sadnviç bağlantıda kullanılan alüminyum, yapıştırıcı ve çelik non-lineer davranış sergilemektedir (Şekil-2). Oluşturulan ABAQUS® modelinde plakalar (alüminyum, çelik) ve yapıştırıcı 3 boyutlu C3D8R solid elemanı kullanılarak modellenmiştir. Model toplam 22731 elemandan oluşmaktadır ve 30599 adet serbestlik derecesine sahiptir. Bağlantıya dört tarafından ankastre olacak şekilde sınır şartları uygulanmıştır. ABAQUS® explicit kullanarak analizler gerçekleştirilmiştir. 2 adet Intel Xeon 5050 3.0GHz (Dual Core & HT) işlemcili, 4GB hafızalı, Linux x64 işletim sistemi kurulu, 3 x 80GB raid0 bir işistasyonunda ortamala çözüm süresi yaklaşık 4.5 saattir. Hafıza gereksinimi yakşalık 2GB

Çalışmada kullanılan impaktor darbeden etkilenmiyecek şekilde rijit kabuk olarak modellenmiştir. ∅16 ve ∅25mm olmak üzere iki farklı impaktor çapı seçilmiştir. Hareket yönünün düşey z olduğu düşünülür ise, impaktorün x ve y düzlemlerinde hareket etmesi ve x,y ve z ekseni etrafında dönmesi elgellenecek şekilde sınır şartları tatbik edilmiştir. Impaktore ilk hız olarak 2 ve 3.3 m/s hızları verilmiştir. Impaktorun kütlesi ise 3, 4.5 ve 7.34kg olacak şekilde seçilmiştir. Son olarak plaka kalınlıkları 1 ve 2mm olarak alınmıştır. Yapıştırıcı kalınlığı ise tüm analizlerde sabit olup 0.2mm'dir.

135

a)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ görüldüğü üzere, impaktor kütlesinin değişimi açısından temas kuvveti incelendiğinde, kütle artması ise impaktorün kinetik enerjisi artmakta ve dolayısı ile temas kuvveti artmaktadır. Tasarım özellikleri aynı olan, buna karşın impaktorun hızını değiştiği iki farklı model için plastik kayıp enerjileri incelenecek olur ise, hızın artması ile (v=2m/s Æ v=3.3m/s) meydana gelen plastik deformasyonlar artmakta dolayısı ile plastik kayıp enerjisi artış göstermektedir (Şekil-3c). Aynı durum impaktor kütlesinin değiştiği diğer parametrelerin sabit kaldığı bağlantı için de geçerlidir. Kütlenin 3kg'dan 4.5kg'a çıkması ile, plastik kayıp enerjisi yaklaşık olarak 5J'den 16J seviyesine çıkmaktadır. Bu durum ise meydana gelen plastik deformasyonun büyüklüğünün arttığını göstermektedir (Şekil-3c).

b)

Şekil-3b'de, plaka kalınlıklarının çökme deformasyonu üzerine etkisi verilmiştir. her iki plakanında kalınlığı 1mm'den 2mm çıkartıldığında en büyük çökme miktarı yaklaşık 4.5mm'den 2mm seviyesine gerilemektedir. Aynı zamanda, en büyük çökmenin gerçekleştiği süre ve toplam temas süresi yaklaşık olarak yarıya inmiştir.

c) Şekil 2. Savdviç bağlantıda kullanılan malzemelerin stress-strain eğrileri. a) Yapıştırıcı, b) Alüminyum, c) Çelik. IV. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Şekil-3a'da görüldüğü üzere aynı şartlara sahip olan, çelik plaka kalınlığı t1=2mm, yapıştırıcı kalınlığı t2=0.2mm, alüminyum plaka kalınlığı t3=2mm, impaktor hızı v=3.3m/s, impaktor kütlesi m=3kg, bağlantının impaktor yarpıçapı r=8mm den r=12.5mm çıkması ise temas kuvvettinin yaklaşık 5KN'dan 7KN arttığı buna karşılık toplam temas süresinin ise yaklaşık 3.6ms'den 3ms'ye düştüğü görülmektedir. Benzer durum t1=2mm, t2=0.2mm, t3=2mm, v=3.3m/s ve m=7.34kg değerlerine sahip bağlantı için de görülmektedir. İmpaktor yarıçapı r=8mm'den r=12.5mm'ye çıkarken, temas kuvveti yaklaşık 12KN'dan 13KN çıkmakta, toplam temas süresi ise yaklaşık olarak 4.4ms'den 4.2ms düşmektedir. Bunun en büyük nedeni temas yüzeyinin artmasıdır. Burada temas kuvveti artmakta ve başlanğıç kinetik enerjisi daha çabuk harcanmaktadır ve impaktor bağlantı ile teması daha kısa sürede kesmektedir. Yine şekil-3a'da

Son olarak Şekil-3d'de incelenecek olur ise, aynı tasarım şartlarında üç farklı impaktor kütle değeri için yapılan analizlerin kinetik enerji değerlerinin zamana göre değişimi görülmektedir. Kütlenin artması ile başlangıç kinetik enerjisi artmakta bununla birlikte toplam darbe süresi uzamaktadır ve darbeden sonra sistemde kalan kinetik enerji değerlerinde azda olsa artış olduğu görülmektedir. KAYNAKLAR [1] U.K. Vaidya, A.R.S. Gautam, M. Hosur, P. Dutta, Experimental-numerical studies of transverse impact response of adhesively bounded lap joints in comğosite structures, Int. Journal of Adhesion & Adhesives, 26, 184-198, 2006. [2] P.O. Sjoblem, J.T. Hartness, T.M. Cordell, On lowvelocity impact testing of composite materials. J. Compos. Mater. 22, 30-52, 1988. [3] K.N. Shivakumar, W. Elber, W. Illg, Prediction of low-velocity impact damage in thin circular laminates, AIAA J. 23(3), 442-449, 1988. [4] V. Ceyhun, M. Turan, Tabakalı Kompozit Malzemelerin Darbe Davranışı, Mühendis ve Makina Dergisi, 516, 2003.

136

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

a)

b)

c) d) Şekil 3. Parametrelerin düşük hızlı darbe üzerine etkileri a) İmpaktor yarıçapının temas kuvveti (CFM) üzerine etkisi, b) Plaka kalınlığının çökme U3 üzerine etkisi, c) İmpaktor hızı ve kütlesinin plastik kayıp enerjisi (PD) üzerine etkisi, d) İmpaktor kütlesinin bağlantının kinetik enerjisi üzerine etkisi.

137

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

METAL MATRİKSLİ KOMPOZİT MALZEMELERİN HAVACILIKTA KULLANIM ALANLARI Serdar GÜNEŞ1

Veysel ERTURUN1

e-posta: [email protected] 1

e-posta: [email protected]

Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 38039 KAYSERİ

ÖZET Son yıllarda havacılıkta daha hafif ve daha dayanıklı malzeme arayışları sonucu olarak metal matriksli kompozitler ortaya çıkmıştır. Metal matriksli kompozit malzemelerin tokluk, mukavemet, rijitlik ve aşınma direnci gibi özelliklerini arttırarak malzemenin kopması, kırılması gibi istenmeyen durumların oluşmasını geciktirmiştir. Bunun yanında da havacılıkta kullanılan alüminyum ve alüminyum alaşımlarıyla birleştirilerek bazı özelliklerinin arttırılması sağlanmıştır.

Son on yıl içinde güçlü metalürjik teknolojiler kullanılarak süreksiz takviyeli metal matriksler başarı ile üretilmiştir. MMK’ların birçok yapısal uygulamalarda kullanılmasının sebepleri; yüksek rijitlik, yüksek mukavemet, yüksek elastik modülleri, iyi aşınma direnci ve iyi boyutsal kararlılıktır. Bununla birlikte, bu malzemelerin bazı dezavantajları vardır. Bu dezavantajlar; düşük süneklik, oda sıcaklığında uzama hataları oluşan % 10 az olmakta ve genelde sınırlı şekil değiştirme şeklinde ortaya çıkmaktadır [5].

I.GİRİŞ

II.METAL MATRİKSLİ KOMPOZİTLER

Metal Matriksli Kompozitler (MMK), metaller içine seramik takviyeler ilave ederek ve güçlü bir şekilde birleştirilerek üretilirler. Bu kompozitler hasara uğrayan ve çatlayabilen matrikste tokluğu yükseltmeyi sağlarken, seramiğin dayanımının avantajından yararlanmak suretiyle üretilmektedirler. Takviyeler çatlak yollarını değiştirdiğinden, çatlağın ilerlemesi için daha yüksek güç gerekmekte ve malzeme daha dayanıklı olmaktadır. Bir örnek olarak SiC fiberlerin alüminyum matriksle birleştirilmesi verilebilir [1]. Alüminyum ve alüminyum alaşımlarına takviye elemanı katılmasının ana sebebi mukavemeti, rijitliği ve aşınma direncini yükseltmektir. Takviyeler sürekli fiberler, kesikli fiberler, partikül yada whiskerler şeklinde olabilir. Genellikle takviye elemanı olarak alümina, silisyum karbür ve silisyum nitrür gibi inorganik malzemeler kullanılır. Bunların temel fonksiyonu gelen yükü taşımak, matriksin rijitlik ve dayanımını artırmaktır [2,3].

Alüminyum Matriksli Kompozit (AMK) ekstrüze edildiğinde whiskersler kalıp yönünde yönlendiğinden dolayı, boyuna gerilme mukavemeti yükselir. Levha haddeleme yönsel mukavemet kazandırır ve çapraz haddeleme tek yönlü haddelemeden daha iyi özellikler sağlar [3]. AMK’lar yüksek performanslı, hafif ve alüminyum esaslı malzemelerdir. Takviyeleri sürekli/süreksiz fiberler, whisker yada parçacık şeklinde birim hacimde % 70 den az oranlarda olur. AMK’ler uzay, savunma, otomotiv ve spor malzemeleri alanlarında kullanılırlar. Takviyesiz malzemelerle karşılaştırıldığında şu ana avantajları vardır [6].

Metal matriksli kompozitlerin daha çok uzay alanlarında geniş uygulama alanları vardır. Sivil hava araçlarında bu malzemelerin kullanımı, potansiyel çoğunlukla maliyete bağlıdır ve bunlar halen çok yüksektir. Ancak, uygun dizayn ve üretim teknolojileri ile bu sorun ortadan kaldırılabilir [4].

138

• • • • • • • • •

Yüksek mukavemet Düşük yoğunluk İyileştirilmiş yüksek sıcaklık özellikleri Kontrollü ısıl genleşme katsayısı Isı yönetimi Geliştirilmiş elektriksel performans Geliştirilmiş abrasif aşınma direnci Kütle kontrolü(özellikle karşılıklı uygulamalar) Geliştirilmiş sönüm kapasiteleri

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Metal Matriksli Kompozitlerde kullanılan matriks malzemeleri, Alüminyum, Bakır, Demir, Magnezyum, Nikel ve Titanyum'dur. Yüksek mukavemetli Ti-esaslı kompozitler; geleneksel Ti-alaşımlarına göre %50 daha hafif ve elastiklik modülleri de daha yüksektir. Ti-metal matriksli kompozit diskler veya halkaların üretimi aşağıdaki ana adımlardan oluşur [7]:

15 yılı aşkın süredir FMW (Fixed Momentum Wheel) kompozit sistem uzay ve havacılık endüstrisinde titanyum matriks kompozit (TMC) olarak da bilinen metal matriks kompozitlerinin üretim metotları için silisyum karbür fiber titanyum komponentleri geliştirmektedir.

• Lif (fiber, genellikle silisyum karbür SiC, Ø = 0,1 mm) proses esnasında fiber ile matriks arasındaki reaksiyonu önlemek için karbonla kaplanır. • Lifler, plazma veya buhar çökeltme (PVD, Physical Vapor Deposition) yöntemi kullanılarak kaplanır. • Lifler bobin şeklinde sarılır. • Lifler sıcak izostatik presleme ile birleştirilir. • Güçlendirilmiş lifler, Titanyum tozu ile HIP (sıcak izostatik presleme) yöntemi ile birleştirilerek bilezik veya disk üretilir. kompozit ring veya disk'e HIP yöntemi ile katılır. Bu metot kısaca kanatçıklı ring veya çember (blings, bladed rings) olarak bilinen motor parçasına ve kanatçıklı disk (blisk, bladed disk, integral bladed) parçasının ağırlığını ve rotor ataletini azaltmak açısından yararı olacaktır. F414 motorundaki egzoz flaplerini kumanda eden biyel kolu bu tip bir üründür ve artık seri imalatına geçilmiştir. Maxsimum Transfer Unit (MTU) motor firmasının Ti metal katmanlı kompozit malzemelere yaptığı çevresel sıvama test işlemleri devam etmektedir [7]. Günümüzde Ti-MMK teknolojisi iyi bir noktaya gelmiştir. Tahribatsız muayene teknikleri ile incelenen parçalarda iç çatlakların azaldığı görülmüştür. İmalat süreçlerin izlenebilirliği de üretilen parçanın kalitesini güven altına almaktadır. İmalat sürecindeki uzun zincir üretilen parçanın maliyetini çok olumsuz yönde etkilemektedir. Uygulama alanı bulan başka bir malzemede molibden silikat (MoSi2) takviyeli kompozit malzemedir ve uçak motorlarında, Ni esaslı süper alaşımlar yerine kullanılmaya başlamıştır. 1985 den beri (HIP) sıcak izostatik presleme prosesi ile üretilen bu malzeme, yüksek mukavemet değerleri, yüksek ergime sıcaklığı (2500 F), hafifliği ve çok düzgün tanecik dağılımı ile dikkat çekmektedir. Silisyum Nitrür ve Silisyum Karbürlü (MoSi2/Si3N4 ve SiC) katmanlı kompozit, düşük sıcaklık kırılganlığına ve ısıl genleşme katsayısının yüksekliğine bağlı olarak çok daha güvenilir sonuçlar vermektedir. Bugünkü maliyetlerle, Ti-MMK'lı halka (Bladed Ring) maliyeti, dövmeden işlenerek elde edilen bling'e göre 2 misli daha fazladır. Bu nedenle, bu tür pahalı malzemeler daha çok askeri motorlarda kullanılmaktadır.

Şekil 1. Ti-MMK Halka (Ring) [7] Bu çalışmalar Pratt-Whitney F119 motoru (F–22) ve iki adet GE F110 motoru (f–16) egzoz nozzle actuator bağlantısı için değişik egzoz nozzle actuator’lerinde kullanılan bir piston rod’unu da kapsayan üç TMC komponentin de başarıyla sonuçlanmıştır [7].

Şekil 2. F–22 Uçağı İçin Pratt&Whitney F119 Motoru Egzoz Nozzle Actuator’de Kullanılan Piston Rod [8]

139

Şekil 3. F–16 Uçağı için General Electric F110 Motoru Egzoz Nozzle Actuator’de Kullanılan Piston Rod [8]

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ TMC ağırlık düzenlemeleri, monolitik titanyum ve çelik komponentlerin değiştirilmesiyle uygulamanın yük gereksinimlerine bağlı olarak %35’ten %45’e kadar çeşitlilik gösterir. TMC’nin göreceli düşük yoğunluklu (%10 daha az Titanyum içerikli) malzemelerinin mükemmel mekanik’i davranışıyla kombinasyonu sonucu geleneksel materyal sistemlerinden çok daha yüksek spesifik statik özellikleri kazanmıştır. Ek olarak TMC’nin hareket direnci SiC fiberlerinin varlığına bağlı olarak monolitik titanyumdan fark edilebilir derecede daha yüksektir. Şimdilerde FMW, TMC yapısal elemanların hem askeri hem de ticari uçak yapısı uygulamalarında kullanılması amacıyla uzay ve havacılık sanayisiyle yakın ilişkiler içindedir. FMW aynı teknolojiyi Venüs Lander görevinde kullanılmak üzere jet itici güç laboratuarlarında deneyerek bir TMC basınç kabini geliştirmeyi amaçlamaktadır.

Şekil 5. F-16 Yakıt Kapağı Kaplaması (Silisyum Karbürle Birleştirilmiş 6092 Alaşımı) [8]

III.UYGULAMALAMA ALANLARI Havacılıkta bazı belirtilmiştir. • • • • • • •

kullanıldığı

yerler

aşağıda

F-16 Dikey Stabilize F-16 Yakıt Kapağı Kaplaması Eurocopter Fransa EC-120 ve N4 Helikopterleri Pal Kolu Titanyum Kompozit (TMC) Nozzle Akçüatör Piston Rodu Fan Çıkış Yönlendiricisi V-22 Eğilebilen Rotorlu Uçak ve F-18 E/F’de Hidrolik Manifoldu Titanyum Kompozit (TMC) Nozzle Akçüatör Bağlantıları

Şekil 6. EC-120 Helikopteri Dönen Pal Kolu [8]

Aşağıdaki şekillerde yukarıda bahsedilen kullanım alanları gösterilmiştir.

Şekil 7. Fan Çıkış Yönlendiricisi [8]

Şekil 4. Silisyum Karbürle (SiC) Birleştirilmiş 6092 alaşımı F-16 Dikey Stabilize [8]

Uçaklar ve diğer hava aracı komponentlerinde alüminyum silisyum karbür (SiC) partikülle takviye edilerek bazı özellikleri iyileştirilmiştir. Örneğin motorda yüksek ısıya maruz kalan bölgelerdeki komponentlerde bu metal matriksin bu özelliğinden faydalanılmıştır. Bu sayede takviye elemanının miktarının ayarlanması ile birleştirilmiş elemanların termal genleşme katsayısı belirlenebilir.

140

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Yüksek dayanımlı ebatsal olarak kararlı uzay aracı yapılarının gereksinimi esnasında geliştirilen MMK’ler üretim işlemlerinin zor olması sebebiyle uygulamalar uzun bir süre kısıtlı kalmıştır [9]. İlk başarılı devamlı-fiber takviyeli Metal Kompozit (MMC) uygulaması Space Shuttle Orbiter’in iniş takımı bağlantısı ve B/Al silindirik dikmelerinin bir çerçeve elemanı olarak kullanılmasıdır. Her bir Shuttle Orbiter için yüzlerce çeşitli titanyum kirişli B/A1 tüp düzeneği ve son bağlantısı üretilmiştir. Bu uygulamada B/A1 tüpleri, alüminyum temelli dizaynına göre %45 ağırlık kazancı sağlamıştır [9]. Aşağıdaki şekil 8.’de uzay mekiği Orbiter’in orta gövde boron-alüminyum tüpleri görülmektedir.

çanağı arasındaki elektriği sinyal iletimini sağlamaktadır. Ayrıca, metal matriks kompozitin yüksek açısal stabilizesinin başarılı olmasına katkıda bulunmuştur. Parça tamamen serviste olduğu sürece daimi olarak grafit fiberlerle güçlendirilmiştir [9]. IV. SONUÇLAR VE ÖNERİLER 1)Metal Matriksler içine seramik takviyeler ilave edilerek ve güçlü bir şekilde birleştirilerek üretilirler. Bu kompozitler hasara uğrayan ve çatlayabilen matrikste tokluğu yükseltmeyi sağlarken, seramiğin dayanımının avantajından yararlanmak suretiyle üretilmektedirler. Takviyeler çatlak yollarını değiştirdiğinden, çatlağın ilerlemesi için daha yüksek güç gerekmekte ve malzeme daha dayanıklı olmaktadır. 2) Takviye elemanının miktarının ayarlanması ile birleştirilmiş elemanların termal genleşme katsayısı belirlenebilir. 3) Kompozit malzemelerin üretim maliyetleri geleneksel malzemelerden daha yüksek olmasına rağmen, bu fazla maliyetler servis süresince tolere edilir. Kompozit malzemelerin havacılık teknolojisinde kullanımı yerleşmiştir ve motorlar kadar gövde de kullanılmaktadırlar. Hava araçlarındaki gibi alışılmış olmasa da otomobil teknolojisindeki kullanımı da çok hızlı artmaktadır.

Şekil 8. Uzay Mekiği Orbiter’in Orta Gövde BoronAlüminyum Tüpleri [9] Aşağıdaki şekil 9’da Hubble Uzay Teleskopu P100/6061 Al yüksek kazancı anteni görülmektedir.

Bu çalışmada belirttiğimiz gibi metal matriks kompozitlerin özelliklerinden dolayı havacılıkta kullanılması önemlidir. Gelecek malzeme teknolojisinden geçtiği için bu çalışmalar daha da önem kazanmaktadır. KAYNAKLAR

Şekil 9. Hubble Uzay Teleskopu P100/6061 Al Yüksek Kazancı Anten [9] Gr/Al kompozitinin ana uygulaması Hubble Uzay Teleskopu için difüzyon eğilimli P100 grafit fiber’le yapılmış yüksek kazancı anten uzantısıdır. Bu uzantı (3.6m uzunluğunda) uzay manevraları esnasında istenilen sabitliği ve anten pozisyonunun devamı için düşük CTE’ yi sağlamaktadır. Ek olarak, MMC’nin mükemmel elektriği iletkenliği uzay aracıyla anten

[1].Laser machining processes http://www.mrl.columbia.edu/ntm/level1/ch05/html/l1c0 5s03.html. [1].Y. Şahin, Kompozit Malzemelere Giriş, Gazi Kitabevi, Ankara, 2000. [3].V. Sundararajan, Aluminum Composites In Aerospace Applications, http://home.att.net/~sprasad/almmc.htm. [4]. D.Charles, Unlocking the potential of metal matrix composites for civil aircraft, Brıtısh Aerospace Plc Brıstol Cıvıl Aırcraft Dıv Personal 1991 http://www.dtic.mil/. [5]. K.C. Chan, G.Q. Tong, L. Gao, Hot formability of an Al2009/20SiCW composite sheet, Journal of Materials Processing Technology, 74 (1998) 142–148.

141

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ [6].M. K. Surappa, Aluminium matrix composites: Challenges and opportunities, department of metallurgy, Indian Institute of Science, 28 (2003), 319–334. [7]. M. S. Erdem, İ. S. Akmandor, Uçak Motoru ve Elektrojen Gruplarındaki Gaz Türbini Teknolojisindeki ilerlemeler, Ankara, 2005 [8]. Daniel B. Miracle, Aeronautical Applications of Metal-Matrix Composites, Air Force Research Laboratory [9]. S. Güneş, Metal Matriksli Kompozitlerin Kullanım Alanları, Proje 1, Kayseri, 2008, 19-24

142

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

AKILLI MALZEMELER ve HAVACILIKTA KULLANIMI Hüseyin Uysal1

Caner Tuncay1

[email protected]

[email protected]

Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 38039 KAYSERİ

ÖZET Bu çalışmada akıllı malzemelerin gelişimi, akıllı malzemelerin kullanımı, çeşitleri çeşitlerine ait teknik özellikleri, kullanım alanları ile ilgili bilgiler verilmiştir. Akıllı malzemelerden, Piezoelektrik Malzemeler, Şekil Hafızalı Alaşımlar (Shape Memory Alloys; SMAs), Magnetostriktif Malzemeler in fiziksel özellikleri diğer malzemelere göre farklılıkları, ve bu malzemelerin uçaklarda kullanılması ile ilgili bilgiler verilmiştir. I. GİRİŞ 1980’li yılların başından itibaren “akıllı malzemeler”, “zeki yapılar” veya benzeri terimler çağdaş bilim ve teknoloji sözlüklerine girmiştir. Kendi içinde ve çevresindeki değişimlere tepki vererek belirli işlevleri anında ve sürekli olarak yerine getirebilen malzemeler, “akıllı” malzemeler kapsamında değerlendirilmektedir. Cansız maddeler olarak “malzeme”yi “akıllı”, “zeki” gibi sıfatlarla tanımlamak hiç kuşkusuz ki pek çok tartışmayı da beraberinde getirmiştir. Ancak, aşağıda sıralanan çağdaş uygulama örnekleri, hem bu tartışmalara açıklık getirmekte hem de günümüzde yoğun araştırmaların yapıldığı alanları gözler önüne sermektedir [1]. II. AKILLI MALZEMELERİN TANITIMI VE KULLANIMI Kendi içinde ve çevresindeki değişimlere tepki vererek belirli işlevleri anında ve sürekli olarak yerine getirebilen malzemeler akıllı malzemeler olarak adlandırılır. “Akıllı” bir malzeme ile yapılan uçak kanatları, herhangi bir çatlak veya hasar anında renk değiştirerek uyarıda bulunarak hasarı onarması, otomobil camı, çok parlak güneşli havalarda koyulaşarak ve bulutlu havalarda ise daha berraklaşarak sürücünün görüşüne destek olması, “akıllı” tuğla ya da yapı taşlarından inşa edilmiş bir yapıda ısı yalıtımı, dışarısının iklim koşullarına göre renk ve yapı

değiştirerek azami enerji tasarrufunu sağlayabilmesidir. “Akıllı” yapılarda kullanılan bir diğer malzeme ise “şekil-hafızalı alaşımlar”dır. Çoğunlukla nikel-titanyum alaşımlarından oluşan bu malzemeler, kristal yapılarında martensitik fazdan östenitik faza dönüşümlerin etkisi ile “önceki şeklini hatırlayabilen ve ısıtıldığı zaman önceki şekline tekrar dönebilen” bir özelliğe sahiptir. Bu malzemelerde “önceki şekline” dönme sürecinde engelleyiciler konursa 700 MPa’ya varan yüksek gerilimler oluşur ve malzeme adeta “kas gibi” hareket etmeye başlar ve bu özelliğiyle biyomedikal uygulamalarda kullanılabilir. Hafızalı alaşımlar, medikal uygulamaların yanı sıra, uçak hidrolik sistemlerinde, yarıiletken gaz tüp bağlantılarında, diş düzeltme komponentlerinde, otomotivde radyatör pervanelerinde, egsoz çıkış kontrollerinde, uydu sistemlerinde, termostatik cihazlarda kullanılmaktadır. Dünyada ilk şekil hafızalı alaşım, nikel-titanyum alaşımı olarak 1965 yılında ABD Donanma Silah Laboratuvarlarında bulundu ve Nitinol adıyla patentlendi. Günümüzde Nitinol telleri endüstriyel robotlarda kas fiberleri olarak kullanılmaktadır. Bugün şekil hafızalı alaşımlar, orijinal şekillerini “hatırlayıp” bu şekle dönebilmelerinin yanı sıra, yeni koşullara uygun şekilleride “öğrenebilmekte”dirler. Martensitik halde tekrar tekrar deforme edilerek ve ısıtılarak istenilen şekilde östenit haline getirilen alaşım, bu süreç esnasında soğutulduğunda yeni şekle adapte olabilmektedir. Teknolojik uygulamalar için çoğu zaman malzemenin kendisinin “akıllı” özelliklere sahip olması yeterli olmayabilir. Bu tip malzemelerin kullanıldıkları sistemin kendisinin de “zeki yapı” niteliklerine sahip olması gerekir. “Akıllı” bir yapı içerisinde “akıllı” malzeme, algılayıcılar (sensör), sinyal süreçleri (algılayıcılardan ulaşan bilgiye dayalı karar verebilmek için) ve başlatıcı mekanizmalardan (yapının tepki göstermesini başlatan) oluşan bir ağ içerisinde işlev görür. Ancak bu şekilde, kompleks ve sistem olarak “akıllı” yapı oluşturur. Dünya ölçeğine başta ABD ve Japonya ve son dönemde de AB’nin öncelikli bilim ve teknoloji hedefleri arasında yer alan akıllı malzemeler alanı ülkemiz için de stratejik

143

HaSeM'08 önem taşıyan bir değerlendirilmelidir.

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ sıçrama

alanı

olarak

III. AKILLI MALZEMELERİN ELEMANLARI Akıllı malzeme alanında henüz sınırları kesin hatlarla çizilmiş akademik ya da ticari bir sınıflandırma sistemi bulunmamaktadır. Bu sebeple en geniş ölçekte olarak akıllı malzemeler 3 ana gruba bölünebilir [2]: • • •

Piezoelektrik Malzemeler Şekil Hafızalı Alaşımlar (Shape Memory Alloys; SMAs) Magnetostriktif Malzemeler

Piezoelektrik Malzemeler: Piezoelektrik etki ilk defa 1880'de Jaques ve Pierre Curie tarafından Rochelle tuzunda keşfedilmiştir. Temel olarak piezoelektrik etki, mekanik basınç altında bırakılan bazı yalıtkan kristallerin bir yüzünde pozitif, karşı yüzünde ise negatif elektrik yüklerinin ortaya çıkması şeklinde tanımlandırılır (Şekil-1). Bu durumun tersi de mümkün olup bir kristalin iki yüzüne bir potansiyel farkı uygulanması sonucunda kristalde mekanik biçim değişikliği görülmektedir. Bu prensipten yola çıkarak piezoelektrik özellik taşıyan malzemeler hem aktüatör olarak hem de sensör olarak kullanılabilmektedirler. En yaygın olarak kullanılanlar kuvars kristalleri, Rochelle tuzu ve kurşun-zirconattitanattır (Lead-zirconate-titanate; PZT) Bu alaşımlar, bir sıcaklık değişimine maruz kaldıkları zaman şekil değiştirmektedirler. Bu malzemeler bir sıcaklık farkı altında faz değişimine giderek hacimsel ve geometrik şekil değişiklikleri göstermektedir. Eğer doğru bir biçimde dizayn edilirse ve "eğitilirse", bu değişim tamamen tersinir kılınabilmekte ve bu alaşımlar aktüatör olarak kullanılabilmektedir

SMA’lar piezoelektrik seramiklere göre daha güçlü olmalarına rağmen tepki hızları sıcaklık değişimiyle doğrudan ilintili olduğu için birçok uygulama için çok yavaş kalmaktadırlar. Şekil Hafızalı Alaşımlar: Çoğunlukla nikel-titanyum alaşımlarından oluşan bu malzemeler, kristal yapılarında martensitik fazdan östenitik faza dönüşümlerin etkisi ile “önceki şeklini hatırlayabilen ve ısıtıldığı zaman önceki şekline tekrar dönebilen” bir özelliğe sahip malzemelerdir. Magnetostriktif Malzemeler: Bu malzemeler ise manyetik alana tepki vermektedirler. Temel çalışma mantığı magnetostriktif malzemenin etrafına sarılan bobinden elektrik akımı geçirilerek oluşturulan manyetik alanın istenilen uzamayı vermesi şeklindedir. Halen birçok farklı alaşımdan magnetostriktif malzemeler geliştirilmeye çalışılmaktadır. Gelecekte güçlü aktüatörler olarak kullanılacakları öngörülmektedir. IV. HAVACILIKTA AKILLI MALZEMELERİN KULLANIMI Uyum Sağlayabilen Akıllı Kanat Genel olarak flap, rudder ve elevatör kablo veya hidrolik sistem gibi elektronik motor veya mekaniksel kontrol sistemi tarafından ayar ettirilir. Piezoelektrik aktüatör Martin, UCLA ve Georgia Teknoloji Müessesesi tarafından başlatılmıştı. Onlar NASA Langley Araştırma Merkezi’nde İnsansız Hava Taşıtı’nın %30’una kadarlık kısmında, iki kanat tünel testiyle, o sistemin realistik uçuş durumlarında büyük bir orana, geniş sapmaya ve firar kenarı kontrolüne sahip olduğunu görülmüştür [3]. Helikopter Pervane Uygulaması Helikopterin gelişimi için mühendislerin çoğu çıkarılan akustik probleme odaklanırlar, çünkü o başlıca problem ve dezavantajdır. Avrupa ve Amerika’nın her ikisinde de gösterir ki pal girdap olayı sesin asıl kaynağıdır [4].

Şekil 1.Akıllı Malzeme Alaşımları Gerilim-Sıcaklık Faz Diyagramı [1]

144

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil.4. Akıllı malzeme içerikli airfoil [4} Şekil.2.Aerodinamik özelliği değişen control yüzeyi [5] Gürültü probleminin çözümü uygulanabilirliği yüksek iki yöntemden ilki sürekli dönebilen bir pal inşa etmek, ikincisi flap ve tab gibi servo-aerodinamik kontrol yüzeylerinin sesi sönümlemeye yönelik yapı yada şekil değişimine gitmesidir. Piozeelektrik aktüatör paller için uygun bir çözüm olarak görülmektedir.

Rotor Pal Kavramı Bu kavramda, farklı bir kontrol yüzeyi pal üzerinde kurulur. Bu kavram daha az verimliliğe sahip olduğu halde, o aktif bir kontrol ve titreşim eksiltmesi oluşturmak için hedef metod hızlandırıcısıdır [6].

+” Şekil.3. Pal girdap etkisinin gösterimi

Şekil.5. Rotor pallerine örnek şematik resimleri [5}

Burkulmuş Pal Kavramı Burkulmuş paller çok daha zor bir kavramdır ve o titreşim çıkarmasını optimize ederek dönüş açısını bulmak için çok sayıda çalışmalara ihtiyaç duyulur. Bununla birlikte bu kavram birçok avantajı da beraberinde getirir. Örneğin, sürekli deforme olmuş yüzey palinin dayanıklılığı üzerinde tahrik kuvvetlerini az miktarda etkiler.

Kabin İçi Sesi Hava aracının çıkarmış olduğu ses yolcular için önemli bir sıkıntıdır. Geleneksel olarak, pasif ses sönümleyici araçlar kullanılmaktadır. Bununla beraber, gövde ve motor titreşimindeki iç ses düşük frekanslı olup, pasif kullanımda olan malzemeler iyi bir ses azaltması oluşturulamadığı için bunun yerine aktif bir alet gerekmektedir. Aktif malzeme olarak ta piezoelektrik malzeme uygun bir seçimdir. Temel olarak bu ses eksilmesi Aktif Yapısal Akustik Kontrol olarak adlandırılır.

145

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ dolayı gelecekte geniş bir kullanım alanına sahip olacaktır.

Şekil.6. Bombardier Dash-8 Turboprop Uçağı [6} Kuyruk Girdap Önleme Kuyruk girdabı ayrılmış akım veya dikey yapısal kuyruk takımının titreşim modlarının girdapları ile birleştirilmiş sabit olmayan kuvvetlerin neden olduğu titreşimlerdir. Bu problemde F/A-18 ve F-15 gibi ikiz kuyruk dizaynlı savaş uçaklarında performansın yüksek standardını korumak ve güvenlik için piezoelektrik aktüatör titreşimi kontrol etmek için kullanılmaktadır [5].

KAYNAKLAR [1] http://www.smartmaterials.info [2] http://www.nasa.gov [3] http://www.itusozluk.com/goster.php/ak%FDll% D+malzeme [4] Akrar. J 2005, “Eurofly A330-200 interiors”, Airliners, viewed 13th September 2007 [5] Amin, A and Newnham, RE 1999, Smart systems: Microphones, fish farming, and beyond, Amaican Chemical Society, . [6] Benicewicz, BC & Thompson, KG. 2000, ‘Corrosion-Protective Coatings From Electroactive Polymers’, Polymer Preprints, V. 41, pp 1731-1732.

Şekil.7. Kuyruk Girdap Önleme Mekanizması [5] V. SONUÇLAR VE TARTIŞMA Akıllı malzemeler ile ilgili çalışmalarında dış şartlara bağlı tepkideki sıcaklık, gerilim, elektriksel yük, magnetik saha gibi özellikleri bilinir ve bunun eşsiz özellikleri hava aracı endüstrisinde büyük bir kullanım alanı sunmaktadır. Hava araçlarının performans ve kullanımıyla ilgili birçok kısıtlayıcı etkenleri en aza indirmek akıllı malzeme kullanarak gerçekleştirmek mümkündür. Bununla birlikte, akıllı malzemeler genellikle hafifliğinden dolayı büyük hacimli hava araçlarında kullanılabilir. Bakım, titreşim problemleri, izolasyon problemlerini çözme, yapısal problemleri diğer malzemelere göre daha başarılı gidermesinden

146

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

INS TABANLI SANAL GERÇEKLİK PLATFORMU TASARIMI Fehim Köylü1

Erkan Beşdok2

e-posta:[email protected]

e-posta: [email protected]

1

2

Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Bilgisayar Müh. Bölümü, 38039 KAYSERİ Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Jeodezi ve Fotogrametri Müh. Bölümü, 38039 KAYSERİ

ÖZET INS tabanlı konum algılayıcılar navigasyon sistemlerinde yoğun olarak kullanılan algılayıcılar arasındadır. Navigasyon problemlerinin çözümünde, özellikle GPS sistemlerinde zaman-zaman ortaya çıkan çeşitli ölçme sorunlarının dengelenmesi için veri uzalaştırıcı algoritmalarla birlikte INS tabanlı konum belirleme sistemlerden de yararlanılmaktadır. Bu çalışmada INS sistemlerinin hareket yakalama ve modelleme yeteneklerini kullanan bir Sanal Gerçeklik benzetimi platformu tasarlanmıştır. Bilindiği gibi Sanal Gerçeklik uçuş benzetim uygulamalarında sıklıkla kullanılan teknolojilerden birisidir. I. GİRİŞ Sanal gerçeklik uygulamaları endüstriyel uçuş similatörü tasarımlarının ayrılmaz bir parçasıdır. Bu çalışmada OpenGL tabanlı olarak geliştirilen sanal gerçeklik motoru bir oem INS algılayıcısı [1] kullanılarak operatör-konumunu belirlemekte ve sanal-gerçeklik ortamını eş-zamanlı olarak yönetilebilmektedir. Sanal gerçeklik sistemlerinde kullanıcının model içerisindeki hareket dinamiğine ait matematik model ile gerçek uçuş koşullarını ifade eden hareket dinamiği parametreleri biribirilerine oldukça benzerdir. Gerçek uçuş navigasyonunda seyrüsefer takibi (navigasyon başarımının izlenmesi) beş farklı yöntemle gerçekleştirilmektedir [1]. • Pilotaj: İnsanın bilgi ve tecrübesine dayanan nerde olduğunun gözlemlenerek kestirilmesidir. • Parakete hesabı (kör uçuş, dead reckoning [3]): Başlangıç noktası bilindiği için birtakım başlangıç bilgisi ve hız bilgisi, geçen süre ve istikameti kullanarak nerde olunduğunun kestirimidir. • Gök seyrüseferi (celestial navigation): Yerel düzlem ile gök nesneleri arasındaki açı ve zaman bilgisi kullanılarak intibak, enlem ve boylam bilgilerinin hesaplanmasıdır.

• •

Radyo seyrüseferi (radio navigation): GPS benzeri yapılarda kullanılan radyo alıcı verici sistemle, konum bilgisinin hesaplanmasıdır [4]. Atalet seyrüseferi (inertial navigation system, INS): Başlangıç konumu, hızı ve davranışının bilinmesi ile davranış oranları ve hız ölçümü yaparak konum bilgisinin hesaplanmasıdır. Diğer seyrüsefer tekniklerinden farkı bu sistemin dış ortama ait referans bilgilere ihtiyaç duymamasıdır [4,5].

Günümüzde bu türdeki seyrüsefer sistemleri tek başına ya da bir arada çeşitli biçimlerde kullanılmaktadır. Seyrüsefer sistemlerinde GPS sistemleri ile kararlı sonuçlar elde edilmekle beraber, uydu görünürlüğü ve geometrisi, çevre şartları gibi gürültü etkenlerinden dolayı 3 boyutlu konum bilgisinde hata oranları artmaktadır. GPS ile entegre edilmiş INS sistemleri sayesinde GPS verisindeki bozulmalar INS verisi ile düzeltilebilmektedir. Bu çalışmada atalet seyrüsefer sistemi kullanılarak bir sanal gerçeklik platformu tasarımı geliştirilmiştir. Geliştirilen platform uçuş similasyonlarında 3 boyutlu ortam benzimi için aynen kullanılabilecek nitelikte ve eş-zamanlı çalışmaya uygun hızdadır. Atalet seyrüsefer sistemi, hız ölçer, cayro, 3 boyutlu pusula olmak üzere üç tip algılayıcı barındırmaktadır. Bu çalışmada kullanılan XSens MTi INS cihazı [6,7], 3 serbestlik derecesinde(DOF), dahili işlemcisi ve gömülü kalibrasyon yöntemleri ile 3 boyutlu doğrusal hızlanma, üç ana eksen (roll, pitch, yaw) hareket ve dönüş oranı(gyro) bilgisini vermektedir. Şekil 1.’de kullanılan INS cihazı gösterilmiştir. Atalet algılayıcılar herhangi bir dış kaynağa referans verilmeden cismin rotasyon ve lineer hareketlerinin ölçülmesini sağlamaktadır. INS sistemleri kendi başına kısa süreli kullanımlar için uygun olmakla beraber, uzun süreli kullanımlarda sürekli hata biriktirmesi yaparak güvenirliği azalmaktadır. Günümüzde INS sistemleri,

147

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

biomekanik, robotik, mürettebatsız araç yönetimi, gemicilik ve sanal gerçeklik gibi farklı uygulamalarda da sıklıkla kullanılmaktadır. Günümüzde GPS sistemleri ile bütünleşik bir şekilde kullanılmaktadır. Ataletsel seyrüsefer sistemlerindeki her bir eksenin atalet momenti, cisme etki eden tork ile cismin bu tork ekseni etrafında kazandığı açısal ivme arasındaki doğrusal ilişki katsayısıdır.

kuralındaki a=F/m eşitliğindeki, a hesaplanan ivmeyi, F cisme uygulanan kuvveti ve m cismin ağırlığını ifade eder. INS cihazlarındaki ikinci tür, dönüş bilgisini ölçen jiroskop adı verilen algılayıcıdır. INS cihazlarındaki son algılayıcı eleman ise manyetometredir. Bu algılayıcı o eksendeki manyetik alanı ölçer. INS sistemi içinde 3 boyutlu düzlem için ivme, dönüş ve manyetik alan bilgisi veren algılayıcılar bulunmaktadır. Düşük seviyeli seri iletişim arabirimi kullanarak işlenen veriler bilgisayar ortamına sayısal olarak alınır. Veriler cihaz içinde yer alan işlemci sayesinde işlenerek farklı biçimlerde sunulmaktadır. Kalibrasyonu yapılan veriler, Quaternion değerleri, Euler açı değerleri(roll, pitch, yaw) ve dönüşüm matrisi biçimlerinde alınabildiği gibi X, Y, Z eksenleri için ayrı ayrı olmak üzere ivme, gyro ve manyetik alan ham verileri de sayısal olarak cihazdan okunabilmektedir [6,7].

Şekil 1. Xsens INS Cihazı

Bu yazılımda uçuş sistemleri ile uyumlu olmasından dolayı çıkış verileri Euler açıları biçiminde okunmuştur (Şekil-2 ).

II. INS Cihazı Atalet konumlandırma sistemleri ataletsel hızlanma ve dönüş vektörlerini veren algılayıcılar barındırır. İçyapılarında üç çeşit algılayıcı bulunur. Hızlanma ölçer algılayıcı, atalet ivmesini ölçmektedir. Bu algılayıcı yerçekim ivmesini ölçmez. Newton’un ikinci

Şekil 2. Simulasyon yazılımı ekran görüntüsü. III. 3 BOYUTLU DÜZLEMDE ORYANTASYON VE AÇISAL YER DEĞİŞTİRME Uçuş sistemlerinde, hareket bilgisi üç ana eksende Euler açıları kullanılarak tanımlanmaktadır. Uçuş yönünde burnun aşağı ve yukarı hareketi açısı(pitch, x

ekseninde), kanatların aşağı ve yukarı yaptığı hareket açısı(roll,z ekseninde), gövdenin sağa ve sola yaptığı hareket açısı(yaw, y ekseninde) olmak üzere üç temel hareket vardır. Uçaklarda pitch hareketi yükseklik dümeni, roll hareketi kanatçıklar, yaw hareketi yön dümeni ile kontrol edilmektedir. Helikopterlerde alçalıp

148

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

yükselmesi, ileri geri yönlü hareketi ana pervane tarafından sağlanmaktadır. Kuyruk pervanesi de helikopterlerin dönüş hareketini sağlamaktadır. Uçak hareketi Şekil 3.’de gösterilmiştir.

Şekil 3. Euler açıları. Pitch açısı X ekseninde, Yaw açısı Y ekseninde, Roll açısı Z ekseninde yapılan hareketi ifade eder. IV. KÖR UÇUŞ (DEAD RECKONING) TEKNİĞİ Mutlak konum bilgisi olmadan göreceli olarak kat edilen mesafe ve yön açısı bilgisi kullanarak son konumun tahmin edilmesine kör uçuş denilmektedir. Hesaplamada verilen (x0,y0) referans noktası baz alınarak hesaplamalar gerçekleştirilir[5]. Bu çalışmada her 10 msn’lik periyotlarla INS cihazından veriler alınarak kat edilen mesafe hesaplanarak yeni konum verisi elde edilmiştir. İvme değerinin ikinci dereceden integralinin alınması ile konum bilgisi elde edilmektedir. t = 1/ f (1)

X n = X 0 + ∑ Δx(t)

(1)

Yn = Y0 + ∑ ΔY(t)

(2)

Z n = Z 0 + ∑ ΔZ(t)

(3)

etkileşimli biçimde gerçekleştirmeyi sağlayan açık kaynak kodlu ve ücretsiz grafik arabirimidir. • Google Earth yazılımı: Arazi resimi (Şekil 4) elde etmek için Google firması tarafından sağlanan Google Earth yazılımı kullanılmıştır. • Resim işleme yazılımı: Google Earth yazılımından elde edilen resimleri birleştirmek ve bozulmaları gidermek için kullanılmıştır. • XSens SDK: Geliştirilen yazılımda, 3 serbestlik derecesine sahip verileri INS cihazından almak ve kullanmak için XSens firması tarafından sağlanan düşük seviyeli seri haberleşme veriyolu arabirimi kullanılmıştır. Delphi program geliştirme yazılımında yazılımın arayüzü geliştirilmiştir. OpenGL kütüphanesi kullanılarak sanal yer küre düzlemi modellenerek, arazi resimleri 750x515px’lik parçalar halinde düzlemler üzerine doku kaplama teknikleri ile yansıtılmıştır. INS bilgilerini okumak için, seri port (Com) iletişim kitaplığı kullanılarak düşük seviyeli veri iletişimi INS cihazının teknik belgelerinde belirtildiği üzere geliştirilerek yazılıma eklenmiştir. Euler açıları 12 baytlık paketler halinde okunabilmektedir. Yazılımda veriler 100Hz’lik frekans ile okunarak arazi modeli üzerinde yeni konum bilgisi hesaplanmakta ve görünüm güncellenmektedir. Çalışmada kullanılacak arazi resimleri Google Earth yazılımı ile elde edilmiştir. Erciyes Üniversitesi kampusü çevresinin fotoğrafları 1048x915px ölçülerinde alınarak resimler resim işleme yazılımında birleştirilmiştir. Böylece çalışmada kullanılmak üzere 5100x3500 px boyutlarında arazi resmi elde edilmiştir.

t

t

t

V. UYGULAMA Bu çalışma aşağıdaki yazılım geliştirme araçları ile gerçekleştirilmiştir: • Delphi 7.0: Nesneye yönelik ve görsel programlama dili etkin geliştirme ortamı ile geliştirilmiştir. • OpenGL Kütüphanesi: Çalışmadaki benzetimde 3 boyutlu işlemler için kullanılan, gelişmiş donanım desteğini kullanarak taşınabilir, platform bağımsız, hem iki hem de üç boyutlu grafik uygulamalarını

Şekil 4. Çalışmada kullanılan arazi resmi V. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Bu çalışmada INS tabanlı olarak belirlenen operatörkonumuna ait parametreler kullanılarak eş-zamanda sanal bir 3D modelin yönetimi gerçekleştirilmiştir. Uygulama sonuçları kullanıcıya ait 3D hareketlerin INS

149

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ile oldukça sağlıklı şekilde yakalanabildiğini göstermiştir. INS’ten elde edilen bilgiler OpenGL tabanlı sanal gerçeklik platformunun eş-zamanlı yönetilmesinde yeterli olmuştur. Elde edilen sonuçlar INS tabanlı OpenGL destekli sanal gerçeklik similatörlerinin tasarımının oldukça kolay bir şekilde gerçekleştirilebildiğini göstermesi açısından önemlidir.

Geliştirilen INS tabanlı kontrol platformu sanal bir model yerine gezgin bir robotun fiziksel ortam navigasyonunun sağlanmasında kullanılmasına yönelik çalışmamız devam etmektedir.

KAYNAKLAR [1] M.S. Grewal, L. R. Weill, A. P. Andrews, Global Positioning Systems, Inertial Navigation and Integration, Wiley&Sons Inc., New Jersey, 2007. [2] T. Ulbegi, S. Seker, Y. Erenler, UH-60 Black Hawk Helikopterlerinin Üç Boyutlu Kokpit ve Uçuş Simülasyonu, Havacılık ve Uzay Teknolojileri Dergisi, Vol. 1, pp. 31-36, 2003. [3] S. Beauregard, H. Haas, Pedestrian Dead Reckoning, Proceedings of the 3rd Workshop on Positioning, Navigation and Communication, pp.27-36, 2006.

[4] H. Pehlivan, Kara Ulaşiminda Gps Teknolojisi Uygulamaları, 2. Mühendislik Ölçmeleri Sempozyumu, İstanbul, Kasım 2005. [5] S. Canan, R. Akaya, S. Ergintav, Genişletilmiş Kalman Filtresi ile Algılayıcı Tümleştirilmesi ve Gezer Robotlara Uygulaması, Sinyal İşleme Kurultayı, Kuşadası, İzmir, 2004. [6] Xsens, MTi User Manual and Technical Documentation, 2007, Hollanda. [7] Xsens, MT Software Development Kit, 2007, Hollanda.

Açıklama: Bu çalışma 107Y159 nolu Tübitak Araştırma Projesi çerçevesinde gerçekleştirilen araştırmaların bir bölümüdür.

150

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ADS-B SİSTEMİ VE İNSANSIZ HAVA ARAÇLARINDA KULLANIMI Mustafa Karaca1 e-posta: [email protected]

Ayşegül Güven2 e-posta: [email protected]

M. Tülin Yıldırım1 e-posta: [email protected]

1

2

Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 38039 KAYSERİ Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Biyomedikal Bölümü, 38039 KAYSERİ

ÖZET İnsansız hava araçları, günümüzde askeri amaçlı olarak sıklıkla kullanılmaktadır. Bunun yanında ticari kuruluşlar ve araştırma organizasyonları, sivil hava sahasında insansız uçakların kullanılabilmesi için çalışmalarını sürdürmektedir. Düşük maliyet ve esnek kullanım alanlarının getirdiği birçok avantaja rağmen, insansız uçakların sivil hava sahasındaki kullanımı sınırlı düzeyde kalmıştır. Bunun sebebi insanlı hava araçlarının güvenliğinin birinci planda olmasıdır. İnsansız hava araçlarının pilot tarafından gözle görülebilmesi yada elektronik olarak tespit edilebilmesi oldukça zordur. Bir uçağın daha görülebilir olmasını sağlaması, bulunduğu konum vektör datasını yayınlamasıyla mümkün olur. Yıllardır bu işlem, hız ve pozisyon bilgisinin elde edilebilmesi için uçak transponderlarını sorgulama prensibiyle çalışan radarlar ve radar temelli sistemler yardımıyla yapılmaktadır. Otomatik Bağımlı Gözetim Yayımı (Automated Dependent Surveillance-Broadcast ADS-B) sisteminin geliştirilmesi ile uçak otomatik olarak pozisyon, hız ve gerekli diğer bilgileri, hava trafik kontrolörlerine ve ADS-B sistemine sahip diğer uçaklara, herhangi bir sorgulama olmaksızın otomatik olarak yayınlayacaktır. Ancak bu sistem, sınırlı yük ve güç kapasiteli insansız hava araçlarında kullanılabilir olması için daha düşük maliyetli, düşük güç gereksinimli ve hafif olmalıdır. I. GİRİŞ İnsansız hava araçları, askeri taktik ve çevre güvenlik operasyonlarında vazgeçilmez bir araç olmuştur. Boyutlarına rağmen bu küçük uçaklar, kendinden büyük uçaklara nazaran başta işlemsel esneklik, taşınabilirlik, düşük maliyet ve kullanım kolaylığı olmak üzere birçok avantaja sahiptir. Bu avantajlar sivil kullanıcıların da gözünden kaçmamıştır. Polis departmanları, atmosfer araştırmacıları, itfaiye, balık gözlemcileri, maden tetkik kuruluşları ve daha birçoğu insansız hava taşıtlarını sivil amaçlı kullanmıştır. Ancak bu kullanım FAA tarafından belirlenmiş çeşitli kısıtlamalar nedeniyle yaygınlık

kazanamamıştır. Bu kısıtlamaların ortadan kaldırılabilmesi için FAA tarafından kabul görecek gelişmeler olmalıdır [1]. İnsansız hava aracı sivil hava sahası kullanımının yaygınlaşabilmesi için ilk olarak yapılması gereken insanlı hava taşıtlarıyla çarpışma riskinin önlenmesidir. FAA kurallarına göre, tüm pilotlar insanlı veya insansız tüm uçakları görmek ve çarpışmadan kaçınmak için gerekli manevrayı yapmakla sorumludur [2]. Bu durumda insan faktörü çok büyük önem arz etmektedir. Büyük bir uçakta elektronik aletler yardımıyla insan faktörünü minimize etmek mümkünken, insansız bir uçakta güç ve kapasite sınırlı olduğu için problem daha karmaşık bir hal almaktadır. ADS-B(Otomatik bağımlı gözetim), hassas seyrüsefer kaynaklarından elde ettiği pozisyon ve hız bilgileriyle birlikte kimlik bilgisini, dijital haberleşme tekniğiyle ADS-B alıcısı bulunan diğer bir uçak yada yer istasyonuna gönderen bir gözetim sistemidir. Sivil hava sahalarında şu anda kullanılmakta olan radar temelli sistemlere nazaran oldukça düşük maliyetle ve yüksek performansla çalışan bir sistemdir. Son zamanlarda geliştirilmiş ve FAA tarafından da kabul görmüş üniversal giriş göndermeç/almacı transponder (Universal Access Transceiver -UAT), ADS-B sistemiyle birlikte kullanılacak ve insansız hava taşıtlarındaki kapasite ve güç problemini çözecektir. Bu sistemle daha düşük maliyete sahip olacak ve yer tasarrufu sağlayacak olan ADS-B, sivil hava sahasından daha geniş bir uygulama alanına sahip olacaktır. II. SİVİL HAVA SAHASINDA UÇABİLMEK İÇİN GEREKLİLİKLER VE DİĞER UÇAKLARIN TESPİTİ İnsansız hava taşıtları sivil hava sahasında sıklıkla kullanılmaya başlamadan önce, emniyet açısından hiçbir sakınca olmadığı kesin olarak anlaşılmalıdır. FAA tarafından yapılan çeşitli araştırmalar ve standart inisiyatifler, sivil hava sahasında uçulabilmesi için gerekli minimum şartları oluşturmaktadır. İnsansız hava

151

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ taşıtının diğer uçakları algılayıp, çarpışma önleyici manevrayı yapmaksızın hava sahasında olması, kuşkusuz ticari uçaklardan kişisel uçaklara kadar tüm hava araçları için bir risk oluşturacaktır. Şuan yürürlükte olan FAA talimatlarına göre, aletli uçuş kuralları altında ve belirli hava sahasında uçmakta olan bir uçak transponder’a sahip olmalıdır. Bu hava sahası, genellikle yüksek performanslı uçaklarla beraber ticari hava taşıtlarının uçtuğu yüksek irtifalar (10.000ft üzeri) ve geniş havaalanları bulunan kalabalık şehirlerin üzeridir. Fakat nadirende olsa belirli uçaklar izin almak koşuluyla bu hava sahasında uçabilir. Ancak bu belirlenmiş hava sahasının dışında transponder sahibi olmayan uçakların da uçabileceği geniş bir alan vardır. Şuan, ya uçakların bir transponderi taşıyabilecek kapasitesi olmaması yada taşımasına gerek yoktur şeklinde belirtilmiş olması sebebiyle, yaklaşık 46.000 uçak yani var olan uçakların %21’i herhangi bir transpondere sahip olmadan uçmaktadır. Bunların yaklaşık yarısı elektrik sistemi olmayan uçaklardır (bazı planörler, balonlar vs.). Transponder’lar, neredeyse küçük bir uçak fiyatı kadar pahalı olduğu gibi, transponder gerektiren hava sahasında sürekli uçulmadığı takdirde, test ve bakımı için gerekli giderler karşılanamamaktadır. Transponderi olmayan bir uçak, hava trafik kontrol bağlamında non-cooperative (işbirliksiz) olarak adlandırılır. Bu uçaklar, insansız hava araçlarında uçacağı düşük irtifalarda, görüşe dayalı uçuş kuralları altında uçmaktadırlar. Sonuç olarak işbirliksiz ve işbirlikli uçaklar, hava trafik kontrolü olmayan bir sahada, görüşe dayalı bir şekilde çarpışma önleyici hamleyi yapmak zorundadır. Bu görüşe dayalı sistem, havacılığın ilk yıllarında da kullanılmış, ancak sonuçları kötü olmuştur. Parlaklık, atmosferik şartlar, arka fon kontrastı, güneş ışığı derecesi, görüş açısı, uçak boyama şekli, açıların kesişmesi ve belkide en önemlisi, pilotun dalgınlığı yada kokpitte başka bir şeyle meşgul olması, diğer uçağı fark edememesine sebep olacak faktörlerden bazılarıdır. Kısaca düşük irtifada çarpışmayı önleyecek data, insanın görüş kalitesiyle doğrudan orantılıdır. En iyi görüş mükemmele yakın hava koşullarında, güneşli ve açık bir havada elde edilir. Daha önemlisi, uçaklar birbirini çarpışma önleyici hamleyi yapabilmek için en uygun zamanda fark edebilmelidir [3]. Bugün, insansız hava aracında çarpışmayı önleyici sistemi geliştirmek için yapılan çalışmalar,bu sistemin insan görüşüne denk olmasını amaçlamaktadır. Kullanılacak sistem, olası bir çarpışma tehdidini saptamalı ve gerekli önleyici hamleyi yapmalıdır.

Dolayısıyla ilk problem, çarpışma riski taşıyan aracın tespit edilmesidir ki birçok araştırmanın da temelini oluşturmaktadır. Bu araştırmalarla elde edilen sistemler çok pahalı olmasının yanı sıra, birçoğu insansız hava aracı boyutlarındadır. Ayrıca, insansız hava taşıtlarının boyutlarının küçük olması, pilotlar tarafından yanlış algılanmasına yol açar. Bir birkaç yüz fit ötedeki küçük bir uçağı, pilot 1 mil uzaklıkta diye algılayabilir. Yüksek kontrastlı bir boyama yapılarak küçük uçağın daha fazla göze çarpması sağlanabilir, ancak bu pilota uçak hakkında güvenilir bir uzaklık bilgisi vermez. Bu nedenle insansız uçaklar, havada diğer uçakları fark edip gerekli önlemi almaktan tamamen kendisi sorumlu olacaktır. Bunun karşılanabilmesi içinse artan güç ve kapasite gereksinimi, sensörler ve işletim sistemleri, maliyetin yanı sıra uçağın boyutlarını da etkileyecektir. Uçakları fark etme ve çarpışmadan korunma konusunda kullanılabilecek bir diğer metot, uçak üzerinde elektronik beacon kullanılması olabilir. İnsanlı uçaklar yıllardır, irtifa ve pozisyon bilgilerini hava trafik kontrolörleri ve radar temelli transponderlar yardımıyla sağlamaktadır. Bu sisteme sahip olan diğer uçakta aynı yöntemle bu uçaktan gerekli bilgileri alabilmektedir. Ancak bunun sağlanabilmesi için, sorgulama yapan sistemle cevap veren sistemin görüş mesafesi içinde olması gerekmektedir. Ancak, hafif ve düşük güç gereksinimli elektronik beacon, irtifa ve pozisyon bilgisini sürekli ve bağımsız olarak yayınlayacaktır. Bunun yanı sıra, daha geniş kapsama alanı, daha sık bilgilendirme ve hız, rota gibi ek bilgiler de bu sistemle sağlanabilir. ADS-B sisteminin geliştirilmesi ile de daha cazip bir hal almaktadır. III. ADS-B SİSTEMİ ADS-B teknolojisi, günümüzde kullanılmakta olan SSR radarların yerini alması öngörülen, ABD, Avustralya ve Kanada başta olmak üzere birçok ülkenin yatırım ve denemelerini sürdürdüğü, 2008 yılında yer gözetim uygulamalarında (ADS-B out); 2011 yılında havadan gözetim uygulamalarında (ADS-B in) kullanılması beklenen yeni seyrüsefer gözetim sistemidir. Hava taşıtlarına teçhiz edilmekte olan "MODE-S Extended Squitter Transponder"lar ve ADS-B antenlerinden alınacak veriler ile, hava trafik kontrol ünitelerine, SSR antenler vasıtası ile alınabilenlere kıyasla hava araçlarının pozisyon, hız, kimlik ve irtifa bilgilerine ilişkin olarak daha yüksek doğruluk ve hassasiyette bilgi aktarılabilmesi mümkün olabilmektedir[4]. Radardan ayrılan en büyük özelliği, bir sinyal göndererek ekosu yardımıyla trafiği tespit etmek yerine,

152

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ geleneksel GNSS(Global Navigation Satellite System) teknolojisini kullanıyor olmasıdır[5]. Gelecekte radar temelli sistemlerin tamamen yok olmayacağı, ancak ADS-B sisteminin daha büyük bir görev üstleneceği öngörülmektedir. ADS-B sisteminin radar temelli sistemlerden farklı olarak getireceği yenilikler ve avantajları: • Daha doğru pozisyon bilgisi, • Daha sık bilgi güncelleştirmesi, • Bu sisteme sahip olan yada olmayan tüm uçakların fark edilebilmesi, • ADS-B yer sistemiyle birlikte çalışan Traffic Information System - Broadcast (TIS-B) ile radar temelli trafik bilgisinin de alınabilmesi, • Radarın yetersiz kaldığı daha geniş alanda kullanılabilirlik, • Azaltılmış yer istasyon kurulum, tamir ve bakım maliyeti, • Uçuş takibi için Hava Trafik Kontrolörlerine daha az bağımlılık ve daha az sesli haberleşme, • Daha kısa zamanlı arama kurtarma operasyonları, • Hava/yer, hava/hava ve yer/yer haberleşmesi, • Gate to Gate konseptine uygunluk [5,6]. FAA’in sistem kurulumu konusunda yakın zamanlı programında, ilk olarak uçaklara ADS-B alıcıları değil vericileri yerleştirilecek ve hava trafik kontrolörlerinin ayırım yapması sağlanacak. Ayrıca uçakların kendi arasında ayırım yapabilmesini sağlayacak ADS-B(in), uçağın çeşitli konularda bilgilendirilmesini sağlayacak Traffic Information Servise – Broadcast (TIS-B) ve Flight Information Service – Broadcast (FIS-B) kullanıcıların isteğine bağlı olarak uçaklara yerleştirilebilecek.

FAA’in gelecekte ADS-B sistemi için düşündükleri, insansız hava araçları için şüphesiz olumlu gelişmeler olacaktır. Bu sistemde bugün TCAS’ta olduğu gibi çarpışma önleyici olarak iki yönde öneri sunacaktır. İnsansız hava aracına yerleştirilecek ADS-B vericisi yardımıyla, insanlı uçaklar tarafından fark edilebilmesi sağlanacak. Ayrıca insansız uçaklara yerleştirecek alıcının uçuş kontrol sistemiyle senkronizeli çalışmasını sağlayacak algoritmaların yapılması sayesinde, çarpışma riski oluştuğu anda otomatik önlem alınması sağlanabilecektir. Böylece çarpışmadan kaçınma önerisi son ana bırakılmamış olacaktır. Ancak insansız hava aracındaki düşük güç ve yer sıkıntısından dolayı düşük güç gerektiren, hafif sistemler kullanılmalıdır. Bunun içinde üzerinde araştırmalar devam eden UAT Beacon Radio incelenecektir. IV. UAT Beacon Radio İnsansız hava aracının sivil hava sahasında kullanımını sağlamaya çalışan şirketler, düşük güç gereksinimi, hafif ve ucuz sistemler üzerinde çalışmaktadır. Bunlardan UAT Beacon Radio, UAT dalga şeklini kullanmakta ve ADS-B sistemi ile de örtüşmektedir. Sistem uçağa portatif bir parça olarak monte edilebildiği gibi, uçakla birlikte imal edilebilmektedir. Datalink dalga formu ve mesaj içerikleri, UAT minimum performans çalışma standartlarına uygundur. Düzenek, 5NM mesafeye kadar yeterli güçte sinyal alışverişini sağlayabilmektedir ve bu mesafe insansız hava aracının çarpışmadan kaçınması için yeterlidir. 5NM mesafe, insanlı bir uçağın gözle görülebilir olmasından daha yararlı olacaktır.

ADS-B sistemi için kullanılması muhtemel iki data link mevcut. Kullanılacak bilgi transfer frekansının seçilmesi sivil havacılık otoritesine bırakılmak kaydıyla, ikisinin aynı anda kullanılması da mümkün olabilecektir. 1090 MHz Extended Squitter (1090ES), Mode S transponderları tarafından da kullanıldığı için dünya çapında kullanılabilir kabul edilmektedir. Bu yüzden yüksek irtifalarda uçan uçaklardan (Class A) en azından 1090ES vericisini kullanmaları istenmektedir. Bu kullanıcılardan ADS-B yada radar temelli trafik bilgisi almak isteyenler ise ek teçhizatlar kullanmak zorundadırlar [7].

Şekil 1. UAT Beacon Radio Blok Diagramı

Sivil hava sahasının düşük irtifalarında uçacak uçaklardansa UAT (Universal Access Transceiver) bulundurmaları istenmektedir. Bu seviyede UAT kullanıcıları, ADS-B bilgilerinin yanı sıra radar temelli trafik, hava ve diğer gerekli bilgileri alabilecekler.

Şekil 1’de UAT Beacon Radio’nun temel elemanlarını gösteren blok diyagramı görülmektedir. Radyo fonksiyonları, GNSS alıcısı ve barometrik basınç sensöründen bilgi alan mikro kontrolör tarafından kontrol edilmektedir. Mikro kontrolör, ADS-B mesajını

153

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ oluşturur, modifiye eder, dalga formunu verir ve yükseltilmek üzere UAT transmittere gönderir. UAT ve GNSS anten arayüzleri standart 50Ω bağlayıcılar kullanır. External data interface, operasyonel ve konfigürasyon datalarının değiştirilmesine olanak tanır. Bu versiyon, herhangi bir alıcı yada harici güç kaynağı içermemektedir.

[6] Robert W. Hidley, Flighlines, Oregon Department of Aviation, 2006. [7] C. Tamvaclis, ADS-B Technical Issues, EUROCONTROL Experimental Center.

Tek başına portatif olarak kullanılabilen bir UAT Beacon Radio, kendi güç kaynağını standart AA piller şeklinde içinde barındırmaktadır. Böylece kapasite ve güç problemi ortadan kaldırılmaktadır. V. SONUÇLAR VE ÖNERİLER İnsansız hava araçlarının sivil hava sahasında insanlı uçaklarla birlikte uçabilmesi adına çeşitli konsept ve modeller bulunmaktadır. Bunu sağlayabilecek modeller arasında ADS-B en mantıklısı olarak görülmektedir. Bu kanıya varılmasında aşağıdaki maddeler etkili olmuştur: • Sivil hava sahasında küçük uçakların pilotlar tarafından gözle fark edilmesi oldukça zordur. Bu durumda insansız hava araçlarının fark edilmesi çok daha zor olacaktır. • İnsansız hava araçları çoğunlukla düşük hızlı ve düşük manevra kabiliyetine sahip uçaklardır. Çarpışmanın önlenmesi için gerekli manevranın başarılı bir şekilde yapılabilmesi için, diğer uçakların fark edilme süresinin minimum olması gerekmektedir. • İnsansız hava araçlarının uçacağı düşük irtifalarda çoğunlukla hava trafik kontrolörleri yardımcı olmayacak, radar gözetimi sınırlı olacaktır. Ayrıca yüksek irtifalarda hava trafik kontrolörleri gözetiminde uçuyor dahi olsa, ADS-B OUT sisteminin kullanılması zorunlu olacaktır. • ADS-B sistemiyle insansız hava aracının çarpışma önleyici manevrayı bağımsız olarak yapması mümkün olacaktır. Üstelik bu, sensör yardımıyla çarpışma önlenmesinden çok daha düşük maliyette, düşük güç sarfiyatı ve hafif bir şekilde gerçekleşecektir. KAYNAKLAR [1] Robert C. Strain, Matthew T. DeGarmo and J. Chris Moody, A Lightweight, Low-Cost ADS-B System for UAS Applications, The MITRE Corporation, 2007. [2] 14 CFR Part 91.113, Right-of-way rules. [3] Matthews, Robert C., “Characteristics of Midairs,” FAA Aviation News, May/June, 2001, p 1-3. [4] http://www.ans.dhmi.gov.tr/TR/Sistem/cascade.htm l [5] http://www.ads-b.com/home.htm

154

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ELEKTRONİK UÇUŞ KONTROL SİSTEMLERİ

1

Aytekin BAĞIŞ1

Mehmet KONAR2

e-posta: bagı[email protected]

e-posta: [email protected]

Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Elektrik-Elektronik Müh. Bölümü 38039 KAYSERİ 2 Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 38039 KAYSERİ

ÖZET Hava ulaşım araçlarının güvenli ve kaliteli bir uçuş gerçekleştirebilmesinde elektronik uçuş kontrol sistemleri (EUKS) çok önemli bir görev üstlenirler. Bu sistemler, pilotların farklı koşullar altında hızlı ve doğru karar vermesinde ve verilen kararın uygulanmasında doğrudan pilota yardımcı olan hayati sistemlerdir. Bu çalışmada, EUKS hakkında bir inceleme yapılarak sağladığı faydalar ortaya konulmuştur. İncelemede Airbus firmasının A320 tipi uçaklarına ait uçuş kontrol sistemlerinden yararlanılmıştır. I. GİRİŞ Uçuş kontrol sistemleri, bir uçağın harekete başlamasından tekrar durması anına kadar uçağın hareketlerini denetleyen sistemlerdir [1-4]. Bu sistemler uçağın yerdeki, kalkış ve iniş anındaki ve havadaki yolculuğu esnasında aktif konumda tutularak yolculuğun güvenli ve kaliteli olması görevini üstlenir . Temel olarak uçuş kontrol sistemi hareketli kontrol yüzeylerinden oluşmaktadır. Bu kontrol yüzeyleri kablo ve rotlarla doğrudan pilot tarafından kumanda edilen kokpit kontrol birimlerine bağlıdır. Pilotun verdiği hareket bu kablo ve rotlar vasıtasıyla yüzeylere iletilir. EUKS’inde elektriksel devreler yardımıyla varolan uçuş kontrol sistemindeki mekaniksel devrelerin karmaşıklığı ortadan kardırılır. EUKS, operatör ile kontrol akçüatörü veya yüzeyi arasında görev yapar. Bunun için bir bilgisayar sistemi araya konularak sisteme göre pilotun uçuştaki görev yükü azaltılır. Bunlar zorunlu emniyet dışında maksimum operasyon yetkisini sağlamak için geliştirilmiştir. Böylece sistem değişen aerodinamik durumları daha esnek bir şekilde cevaplayabilir ve uçuş kontrol yüzeyini belirli bir amaca göre ayarlayarak uçak cevabının tüm uçuş durumları için tutarlı olmasını sağlar [3, 4]. Bu çalışmada, EUKS hakkında bir inceleme yapılarak sağladığı faydalar ortaya konulmuştur. İncelemede Airbus

firmasının A320 tipi uçaklarına ait uçuş kontrol sistemlerinden yararlanılmıştır. İkinci kısımda, EUKS hakkında kısa bir bilgi verilmiştir. Airbus A320 için uçuş sistemi incelemesi üçüncü kısımda sunulmuştur. Sistemin sağladığı yararlar dördüncü kısımda anlatılmış ve son kısımda genel bir değerlendirme yapılmıştır. II. ELEKTRONİK UÇUŞ KONTROL SİSTEMİ Bir EUKS’nin temel yapısı ve elemanları Şekil 1’de gösterilmektedir [4]. Şekilde pilotun kontrol yüzeyinin hareketini uçuş kontrol bilgisayarı vasıtası ile kontrol ettiği görülmektedir . Uçuş kontrol bilgisayarları: Aktif kontrol sistemi birçok farklı bilgisayar kullanmaktadır [6]. Her bir bilgisayar belli fonksiyonlara sahiptir ve tek bir bilgisayarın, komutları en az başka bir bilgisayar tarafından görüntülenmediği durumlarda bilgisayarın kontrolü sağlamasına izin verilmez. Yani her bir bilgisayar bir diğeri tarafından kontrol edilir. Böylece güvenlik unsuru arttırılmış olur. İdeal olarak bilgisayarlar ayrı olarak inşa edilirler ve tasarım veya yazılım hatalarının tüm sistemi etkilemesini engellemek amacıyla programları bağımsız olarak yazılır .

Şekil 1. EUKS genel yapısı Elektriksel Sinyal iletimi: Sidestick sensör sinyalleri, uçak hareket sensör sinyalleri ve kontrol yüzeyi akçüator pozisyon sinyallerinin hepsi uçuş kontrol bilgisayarına elektriksel olarak iletilmektedir. Kontrol yüzeyi açıları uçuş kontrol bilgisayarından

155

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

belirlenir ve denetlenir. Denetleme sinyali EUKS’nin kontrol yüzeyi servo akçüatörlerine elektriksel olarak iletilir [6]. Hesaplama Sistemi: Kontrol hesaplama sistemi çok yüksek doğrulukta olmalı ve uçuş güvenlik gereksinimini karşılayabilmek için arıza durumlarına karşı yüksek bağışıklığa sahip olmalıdır. Harekete Geçirme Sistemi: Servo harekete geçirme sisteminin temel görevi kontrol yüzeylerini sürmektir [7]. Bu sistem iki aşamalı bir yapıya sahiptir. Kontrol valfı ana güç kontrol akçüatörünün çıkışından mekaniksel olarak sağlanan geri besleme çıkartılmış ve bunun yerine servo akçüatörleri kontrol eden, servo yükselteçlere ana güç kontrol akçüatöründen alınan elektriksel geri besleme yerleştirilmiştir. Bu da kontrol yüzeyinin hareketinden elde edilen tepkinin daha hızlı ve daha kesin olmasını sağlar, Böylece servo döngü kazancı arttırılır.

elektronik aksamından ve iniş takımlarından Fransa, kanatlardan İngiltere, kanat parçalarından, uçuş yüzeylerinden Hollanda ve kapı gibi aksamlarından ise İspanya sorumludur. Airbus A320, A330, A340, A380 tipi uçaklarda EUKS bulunmaktadır. Airbus ailesinde ise ilk olarak A310’da kullanıldı. Bu sistem birinci jenerasyon EUKS olarak adlandırılır. Daha sonra ise A320’de daha gelişmiş ikinci jenerasyon EUKS sistemi kullanıldı. Airbus A320’ye ait uçuş kontrol sisteminin ana bölümleri; kokpit kontrol, iletim, akçüatörler ve kontrol yüzeylerinden oluşur [8, 9]. EUKS kavramı esas olarak kontrol yüzeylerinin mekanik olarak kontrolünden ziyade elektriksel olarak denetimine dayanır.

Sensörler: Geri besleme sinyali sağlamak için kullanılırlar. Birçok farklı sensör denetleyiciye geri besleme sinyali sağlamak için kullanılmaktadır. Uçuş kontrolü amacıyla kullanılan sensör grubu genelde ikiye ayrılır:

Pilotun verdiği hareket sidestick elemanına bağlı olan dönüştürücülerle elektrik sinyaline dönüştürülür. Bu sinyal EUKS’ne gönderilir. Şekil 2’de A320 modelinde kullanılan sidestick görülmektedir. Elemanın orta kısmında yer alan yaylar merkezleme işlemi için kullanılmıştır.

(1) Hava Bilgi Sensörleri: Uçak çevresindeki hava akımı içerisine yerleştirilmişlerdir ve hava akımını özelliklerini algılarlar. Uçağın farklı noktalarındaki basınçlar karsılaştırılarak uçağın hava hızı, irtifası, yana kayış, hava akışı ve genel hareket karakteristikleri ortaya çıkarılır. (2) Hareket Sensörleri: Hareket sensörleri cayroskoplar ve ivmeölçerlerdir. Cayroskop uçağın normal pozisyonundan sapmaları belirleyerek denetleyiciye uçağın durumunu bildiriler. İvmeölçerler uçağın normal eksenden başka bir eksene ivmelenmesini ölçen kontrol elemanlarıdır.

Şekil 2. Sidestick elemanı

Hareket Sensörü Geri Beslemesi; Uçak durum bilgisi arızadan etkilenme oranları oldukça düşük olan uçak hareket sensöründen uçuş kontrol bilgisayarına sağlanır. Örneğin, yunuslama, yatış ve sapma oran cayroskoplarından bilgisayara geri besleme yapılır. III. AİRBUS A320 İÇİN EUKS İNCELEMESİ Airbus şirketi 1970 yılında bir Fransız-Alman ortaklığı olarak kurulmuştur. Şirket şu anda Almanya, Fransa, İspanya, İngiltere ve Hollanda ortaklığından oluşmaktadır. Merkezi Fransa'nın Toulouse şehridir. Yukarıda sayılan bu ülkeler üretilen çeşitli modellerin değişik bölümlerini ve parçalarını üretmekten sorumlulardır. A320 modeli denilen ve A318, A319, A320 ve A321 modellerini kapsayan seri Almanya'nın Hamburg kentinde montajlanırken diğer modeller Fransa'da montajlanmaktadır. Her seride ayrı dağılım göstermekle birlikte genelde; gövdeden Almanya,

A320’de EUKS bilgisayarları birincil ve ikincil olmak üzere iki tanedir [10, 11]. Ayrıca bu bilgisayarlardan birden fazla vardır. Bunlar birbirlerinden bağımsız ve farklı bantlarda çalışırlar (Şekil 3). Sistemde 2 tane birincil ve 3 tane ikincil bilgisayar mevcuttur. Birincil bilgisayarlar irtifa dümeni ve kanatçık kumanda yüzeylerine kumanda ederler. İrtifa dümeni ve kanatçık bilgisayarı olarak adlandırılır. Ve ikincil bilgisayar ise spoiler ve irtifa dümeni kumanda yüzeylerine kumanda eder ve spoiler ve irtifa dümeni bilgisayarı olarak adlandırılır. A320 uçuş kontrol sisteminde ayrıca fazladan iki adet uçuş değerlendirme bilgisayarı (UDB) (flight augmentation computer) bulunur. Bu bilgisayarlardan biri otomatik uçuş sistemlerini düzenler, diğeri ise istikamet dümeni kontrol fonksiyonunu gerçekleştirir. Ayrıca istikamet dümeni için otomatik fonksiyonlar da bu bilgisayarda gerçekleştirilir.

156

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Eğer bilgisayarlardan biri kapalı olursa anahtar otomatik olarak diğer bilgisayarı çalıştırır. Çalışmayan bilgisayarlar Electronic Centralized Aircraft Monitoring (ECAM) üzerinde turuncu renkle gösterilir (Şekil 4).

edilir. Yatay stabilize ise pedastaldan trim verilerek kumanda edilebilir.

Şekil 3. A320 EUKS bilgisayar yapısı

Şekil 6. ECAM F/CTL sayfası (Tüm bilgisayarlar arızalı) Sistem içinde tüm güç kaynaklarını kaybetmemek için bilgisayar güç kaynakları birbirinden bağımsız olarak çalışmaktadır. Airbus A320 EUKS bilgisayarının görevleri üç ana bölüm altında incelenebilir. Bunlar; çalışma modları koruma görevleri ve özel görevlerdir [12]. Çalışma modları yer modu ve uçuş modu olarak iki ana bölümde incelenebilir:

Şekil 4. ECAM F/CTL sayfası (Birincil bilgisayar arızalı) ECAM üzerinde F/CTL sayfası üzerinden bilgisayarların durumları ayrıntılı bir şekilde görülebilir. ECAM üzerinde spoilerlardan hangi numaralı spoilerin açık olduğu veya arızalı olup olmadığı da görülebilir. Bilgisayarlardan biri bozulduğunda ya da değiştirmek istendiğinde birincil bilgisayar otomatik olarak değişmektedir. Pilot kendisi baş üstü panelinde bulunan anahtarlarla da birincil bilgisayarı değiştirebilmektedir. İkincil bilgisayar otomatik olarak değişmediğinden elle değiştirilmek zorundadır (Şekil 5).

Şekil 5. Pilot baş üstü panelinden birincil ve ikincil bilgisayarların kontrolü Şekil 6’da görüldüğü gibi uçak üzerinde tüm bilgisayarlar arızalanırsa istikamet dümeninin ve yatay stabilize kumandasını mekanik olarak kumandası mümkündür. İstikamet dümeni pedallarla kumanda

Yer modu: Bilgisayarlar “direct law” prensibine dayalı olarak çalışır. Direct law’da uçuş kontrol yüzeyleri doğrudan sidestick komutu ile çalıştırılır. Yalnız yatış ve yunuslama eksenlerinde çalışarak kanatçık ve irtifa dümenlerinin kontrolünde kullanılır. Gerektiğinde istikamet dümeni mekanik yedek sistemiyle kontrol edilebilir. Uçuş modu: Bu modda ise uçak havadayken bilgisayarlar otomatik olarak “normal law” prensibiyle işlem yapar. Normal law’da üç eksen üzerinde çalışır. Yunuslama ekseninde normal kontrol law da sidestick sapması “g” yükleme faktörüyle orantılı olarak değişir. İrtifa dümeni sapması ağırlığa ve hava hızına göre değişir. Bu sidestick sapmasının sınırlandırılması sayesinde uçak tehlikeli durumlardan korunmuş olur. Yatış eksenindeki normal kontrol law’da sidestick sapması dönüş oranıyla orantılı olarak değişir. Kanatçık ve spoilerlar asimetrik olarak çalışırlar, istikamet dümeni de bunlara eşlik eder. Tehlikeli uçuş durumlarında kontrol emirleri koruma devresi tarafından sınırlanır. Koruma devresi, yükseklik, hava hızı ve “g” yüklemesinde etkindir. Uçaklar +2,5 “g” ve -1 “g” aralığında dizayn edilmektedir. EUKS

157

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

uçağın bu sınırları aşmasına izin vermez. Sidestick tam geriye çekildiğinde uçak en fazla 2,5 “g” ile yüklenir, tam ileri itildiğinde -1 “g” ile yüklenir. Flaplar açıksa bu limitler +2 “g” ve 0 “g” aralığında korunmaktır.

Tüm EUKS bilgisayarları sistem dışı kaldığında şekil 10’daki gibi PFD üzerinde uyarı görülür. Bu uyarı, göstergedeki yazıların renk değiştirmesi şeklinde ortaya çıkar.

Şekil 7’de Airbus A320’ya ait Primary Flight Display (PFD) üzerinde yunuslama yüksekliği, yüksek hız ve yatış yüksekliği limitleri görülmektedir.

Şekil 9. “USE MAN PITCH TRIM” ikazlı PFD

Şekil 7. PFD limitleri Şekil 8’de görülen hava aracı etkilenme sinyallerinden biri kaybolursa sınırlamada bir değişiklik olmaz. İkisi kaybolursa normal law’daki limitlemeler kaybolur ve PFD üzerinde bu limitlerin sembollerinin yanında amber renkli çarpı işareti şeklinde görülür. Ayrıca düşük hız koruma sembolü amber-siyah’tan kırmızı-siyah’a dönüşür ve uçak bu bölüme girerse stall ikazı uyarısı gelir.

Şekil 10. Bilgisayar sistem dışı uyarısına sahip PFD Airbus A320 EUKS bilgisayarlarının görevleri arasında bazı özel fonksiyonlarda bulunur. Bu fonksiyonlar; otomatik yer spoilerları, istikamet dümeni hareket sınırlayıcısı ve yük azaltması isimleriyle adlandırılırlar. Otomatik yer spoilerları: Otomatik yer spoilerlar akçüatör sayesinde uçak inişe başladığında da otomatik olarak açılır. Uçak tamamen durmadan kalkış yapacaksa spoilerlar otomatik olarak yeniden kapanır. Kalkış esnasında kalkıştan vazgeçilirse otomatik olarak açılır.

Şekil 8. Hava aracı etkilenmeleri Hava aracı etkilenme sinyallerinden üçü birden giderse uçak normal kontrol law’dan direct law’a geçer. EUKS yer modundaki gibi çalışır. Yani kanatçık ve irtifa dümeni sidestick ile çalışır. İstikamet dümeni yedek sistemle çalışır ve şekil 9’da görüldüğü gibi PFD’nin üst kısmında amber renkli “USE MAN PITCH TRIM” ikazı görülür.

İstikamet dümeni hareket sınırlayıcısı: Elektrik motor vasıtasıyla ayarlanabilir duraklar istenen konuma getirilerek istikamet dümeninin hareketi kısıtlanabilir (Şekil 11). Yük azaltması: Rüzgar hızının artması durumunda kanatların aşırı şekilde bükülmesini önler. Kanatta ki yük artışını azaltır. Yapının ömrünü uzatır ve yapının daha hafif imal edilmesine olanak sağlar. Bu bükülme de her iki kanatta bulunan outboard spoilerların açılmasıyla önlenir.

158

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ V. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Sivil ve askeri yüksek performanslı uçaklar, yüksek derecede uçuş kontrol tepkisi ve doğruluk gerektirmektedir. Geçmişte bunu sağlamanın yolu, pilotun uçağı kontrol kablolarından oluşan mekanik bağlantılar ile kontrol etmesiydi. İlerleyen zamanlarda modern uçaklarda gerekli olan kararlılık arttırıcı sistemler, kontrol arttırıcı sistemler ve son olarak da EUKS geliştirilmiştir. EUKS ile ilgili gelişmeler ya da güncellemeler sistemin güvenirlilik ve etkinliğini arttırmıştır.

Şekil 11. İstikamet dümeni hareket sınırlayıcısı IV. EUKS’NİN AVANTAJLARI EUKS’nin sağladığı faydalar hakkında aşağıdaki değerlendirmelerin yapılması mümkündür. EUKS bilgisayarları pilotun birçok görevini üstlenerek pilotu rahatlatır. Uçuş güvenliğinin ve konforunun sağlanmasında pilota doğrudan yardımcı olur. Bu sayede pilot, verdiği kararların doğruluğunu ve ortaya çıkan sonuçlarını hızlı bir şekilde görebilir . EUKS bilgisayarı sürekli olarak uçak durumunu gözetler ve manevra sınırına yaklaşıp yaklaşılmadığını hesaplayarak pilot kumanda girişlerini otomatik olarak sınırlandırır ve stabilizasyon sağlar. Elektriksel ara birim ve EUKS’nin manevra kumanda kontrolü otopilot entegrasyonunu kolaylaştırır. Elektriksel sinyalleme küçük kontrol stick'inin kullanılmasını mümkün kılar. Kontrol stick'i küçük olduğundan dolayı istenirse ortaya istenirse pilotun yan tarafına monte edilebilir. Elektrik kablolar mekanik bağlantıların ulaşamayacağı hemen her yere ulaşabilir, bu da bağlantı sınırlandırmalarını ortadan kaldırır. Geleneksel uçuş kontrol sistemine sahip uçaklarda, pilot kontrol kumandası ve kontrol yüzeyi akçüatörleri arasındaki bağlantıyı sağlayan kontrol çubuklarının ve bağlantıları, büyük hacme, ağırlığa ve mekaniksel karmaşıklığa sahiptir. EUKS bu problemleri ortadan kaldırarak önemli ölçüde ağırlık kazancı sağlayacaktır. Elektronik sistemler, yağlama, gerilme v.b. ayarlara ihtiyaç duyan mekanik sistemlere göre daha az bakım gerektirir. Tüm yukarıdaki avantajlarının yanında EUKS’nin getirdiği önemli bir problem, elektrik sistemi kesintilerinden sistemin etkilenmesidir. Uçak üzerindeki kritik elektronik parçalara kesintisiz olarak güç sağlaması gerekmektedir. Şimşek, nem, tuzlu su gibi doğal tehlikeler de tasarımcıların uğraşması gereken muhtemel problemlerdir.

Bu çalışmada elektronik uçuş kontrol sisteminin tanıtımı yapılarak, Airbus firmasının A320 uçakları için sistem incelenmiştir. EUKS’nin sağladığı avantaj ve dezavantajlar ortaya konulmuştur. Görülüyor ki, bu sistemler yolcu ve mürettebat için uçakların güvenirliği arttırmış ve uçuş kalitesine çok önemli katkılar sağlamıştır. KAYNAKLAR [1] Palet Ieng E.H.J., Mstep S.Coyle, Automatic Flight Control, 1993. [2] Çetiner A., Uçuş Kontrol Teknolojisinin Geleceği, UTED, Temmuz 2004. [3] Tischer Mark, Advance in Aircraft Flight Control, 1996. [4] Lieutenant Colonel Lionel D. Alford, Fly-by-Wire T & E Challenge, IEEE AESS System Magazine, February 2004. [5] Mclean Brain, Penter David, The Use and Desing of Fly-By-Wire Systems, 2002. [6] Collinsion R.P.G., Introduction to Avionics, 1996 [7] Samuel E. De Lucena, Edson Y. Suzuki , ElectroHydraulic Actuatör Tester for Fly-By-Wire Aircrafts, Instrumentation and Measurement Technology Conference, Warsaw, May 2007. [8] www.aerospace-technology.com/projects/a320. [9] Airbus Industrie, A319/A320/A321 Maintenance Courseware Cdrom, Chapter 27, France, November 1997. [10] James E. Tomayko, Computers Take Flight: A History of Nasa’s Pioneering Digital Fly-By-Wire Project, Washington, 2000. [11] Onur Air, Airbus A320 AMM, May 1996. [12] Krabe C., Airbus Fly-By-Wire Aircraft at a Glance, Fast Technical Magazine, December 1996.

159

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

UÇAK ALGILAYICI ARIZALARININ TESPİTİ VE AYRIMI Emre Kıyak1

Ayşe Kahvecioğlu2

e-posta: [email protected] 1 2

e-posta: [email protected]

Anadolu Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, ESKİŞEHİR Anadolu Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, ESKİŞEHİR

ÖZET Otomatik uçuş kontrol sistemleri, pilotların işyüklerini oldukça hafifleten sistemlerdir. Ancak bu sistemlerdeki; algılayıcı arızaları uçağın düşmesine bile neden olabilecek istenmeyen sonuçlar doğurabilir. Literatürde arıza toleranslı kontrol olarak bilinen ve sistemlerdeki bazı arıza türlerine karşı, sistemin çalışmasına olanak sağlayan yapıyı, uçuş kontrol sistemlerinde de kullanarak arızaları tolere etmek mümkün olabilir. Kontrol sisteminin karar verme mekanizmasında, gerçek durumlar ile kestirilen durumlar arasında fark incelemesi olan rezidüye göre, tam mertebe gözleyici, indirgenmiş mertebe gözleyici veya bilinmeyen giriş gözleyicisi kullanılarak arızanın tespiti gerçekleştirilebilir. Ayrım aşamasında ise, Adanmış Gözleyici Yapısı (AGY) veya Genelleştirilmiş Gözleyici Yapısı (GGY) yöntemlerinden biri kullanılarak hangi elemanın arızalı olduğu saptanabilir. Bu çalışmada, bilinmeyen giriş gözleyicileri ile, uçuş kontrol sisteminde herhangi bir zamanda meydana gelmiş algılayıcı arızalarının tespit ve ayrımı benzetimler kullanılarak gerçekleştirilmiştir. I. GİRİŞ Uçaklar, üç boyutlu düzlemde hareket etme ve çevresel faktörlerden daha fazla etkilenme gibi sebeplerle, diğer ulaşım araçlarına veya sistemlerine göre daha karmaşık bir yapıya sahiptirler. Bu nedenle, emniyetli bir şekilde uçuşu gerçekleştirebilmek için ‘otomatik uçuş kontrol sistemi’ adı verilen, pilotun işyükünü oldukça hafifleten ve onun yerine gerekli hareketleri sağlayan bir sistem kullanılır. Bu sayede çok döngülü geribeslemeler yardımıyla pilotun dahi veremeyeceği hassaslıkta kumanda hareketleri sağlanabilir [1]. Uçakta bulunan diğer sistemler gibi otomatik uçuş kontrol sisteminin de arızalanma ihtimali vardır. Doğal olarak da burada olabilecek bir arızanın fark edilmemesi veya gecikme yaşanması, istenmeyen sonuçlar doğurabilir. Bu nedenle, sistem içerisinde algılayıcılardaki arızalanma durumlarını da hesaba katan bir sistem tasarımı oldukça faydalı olabilir [2,3].

Arıza toleranslı kontrol için kullanılan yöntemler pasif ve aktif yaklaşımlar olarak iki grupta incelenebilir. Pasif yaklaşımlar; genel olarak, gürbüz kontrol tekniklerinin kullanılarak, kazançların gerekli şekilde değiştirilmesi ve yedeklerin kullanılması durumlarını içerir. Aktif yaklaşımlar ise genel olarak analitik hesap sürecine dayanarak fazlalık bilgisinin üretildiği metotlardır. Bu amaçla; Kalman Filtreleri, gözleyici kullanımı, eşlik uzayına dayanan yöntemler genel olarak kullanılan yöntemler olarak sayılabilir [4]. Arıza toleranslı kontrolün; otomotiv sektöründen, kimya sektörüne, endüstriyel üretim tesislerinden, havacılık endüstrisine kadar uzanan çok sayıda teorik ve pratik uygulamaları vardır [5]. Bu çalışmada, uçak irtifa kontrol sistemi içinde, algılayıcı arızasının tespiti ve ayrımına yönelik bir örnek uygulama gerçekleştirilmiştir. II. GÖZLEYİCİLER Gözleyicilerin temel prensibi; dinamik bir sistemin durum değişkenlerinin gözleyici olarak isimlendirilen bir başka sistemin durum değişkenleri tahminlerine yakınsamasıdır. Doğrusal, zamanla değişmeyen bir sistemin durum uzayındaki gösterimi aşağıdaki gibi tanımlansın [612]: x& (t) = Ax(t) + Bu(t)

(1)

y(t) = Cx(t)

Burada;

A

∈ R nxn

B ∈R

nxm

kontrol

C ∈R

nxn

ölçüm

x(t) ∈ R

nx1

sistem

katsayılar

matrisi,

dağıtım

katsayılar

matrisi,

dağıtım

katsayılar

matrisi,

durum

vektörü ve y(t) ∈ R tanımlanmıştır.

160

vektörü; nx1

u(t) ∈ R mx1

giriş

ölçüm vektörü olarak

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Gözleyici dinamiği, doğrusal bir sistem için, y(t) ölçüm vektörü ve u(t) giriş vektörünün lineer kombinasyonu şeklinde, z& (t) = Fz(t) + Gy(t) + Lu(t)

olarak tanımlanır. Burada;

F∈R

G ∈R

dinamikleri katsayılar matrisi, dağıtım katsayılar matrisi, L ∈ R

nxn

nxm

(2)

Böylece

yatışkın

lim z(t) = lim Tx(t)

t →∞

t →∞

haline dönüşmüş olur. III. BİLİNMEYEN GİRİŞ GÖZLEYİCİSİ (BGG) Aşağıdaki gibi bir durum uzayı matematik modeli tanımlansın [10, 13, 14]: x& (t) = Ax(t) + Bu(t) + Ed(t)

gözleyici nxn

durumda,

(10)

y(t) = Cx(t)

ölçüm

kontrol dağıtım

Burada; d(t) ∈ R qx1 bilinmeyen giriş vektörü ve

gözlem vektörü olarak

E ∈ R nxq bilinmeyen giriş dağıtım katsayılar matrisi olarak tanımlıdır.

Burada amaç, Eşitlik (2)’de verilen gözleyici dinamiğindeki F , G ve L katsayılar matrislerinin bulunmasıdır.

Bütün durumların hesaplanabildiği bir tam mertebe gözleyici yapısı ise, aşağıdaki gibi tanımlanmıştır [15, 16]:

matrisi ve tanımlıdır.

z(t) ∈ R

nx1

Sistem ve gözleyici dinamiklerine boyut analizi yapıldığında, gözleyici boyutunun, sistem boyutuna eşit olduğu görülmektedir. Eşitlik (1)’deki durum denklemi, n x n boyutlu bir T matrisiyle çarpılıp, Eşitlik (2)’den çıkartıldığında aşağıdaki denklem elde edilir. z& (t) - Tx& (t) = Fz(t) + Lu(t) + GCx(t) - TAx(t) - TBu(t)

(3)

Sistem ve gözleyici durumları arasındaki hata vektörü, e(t) = z(t) - Tx(t)

(4)

z& (t) = Fz(t) + TBu(t) + Ky(t) xˆ (t) = z(t) + Hy(t)

Burada;

xˆ ∈ R nx1

(5)

Hata vektörü; e(t) = x(t) − xˆ (t)

(12)

olarak tanımlandığında, Eşitlik (10)’da verilen sistem durumları ve (11)’de verilen hesaplanan durumlar kullanılarak hata vektörü; e(t) = x(t) − xˆ (t) = x(t) − z(t) − Hy(t)

(6) (7)

e& (t) = Fe(t) şekline gelir. Bu diferansiyel denklemin çözümü ise, e(t) = e Ft e(0)

vektörü,

T∈R boyutlu matris, K ve H ∈ R boyutlu matrisler olup, diğer matris ve vektörler, Eşitlik (1)’deki tanımlamalarda olduğu gibidir. Burada tanımlanan T, K ve H matrislerinin seçilmesindeki diğer kriterler aşağıda açıklanmaktadır.

Aşağıdaki kabuller yapıldığında, FT − TA + GC = 0 L − TB = 0

durum nxn

olarak tanımlandığında, hatanın değişimi aşağıdaki gibi elde edilir. e& (t) = F(z(t) - Tx(t)) + (FT - TA + GC)x(t) + (L - TB)u(t)

hesaplanan

nxn

(11)

(8)

= x(t) − z(t) − HCx(t)

(13)

= (I − HC)x(t) − z(t)

olarak elde edilir. Hata vektörünün değişimi ifadesi kullanılarak denklem düzenlenirse, Eşitlik (14)’e ulaşılır. e& (t) = (I - HC)x& (t) - z& (t)

şeklindedir.

= (I - HC)[Ax(t) + Bu(t) + Ed(t)] - Fz(t) - TBu(t) - Ky(t) = (I - HC)Ax(t) + (I - HC)Bu(t) + (I - HC)Ed(t) - Fz(t) - TBu(t) - (K 1 + K 2 )y(t)

F , Hurwitz seçilirse hata vektörü sıfıra yakınsar:

= (I - HC)Ax(t) + (I - HC)Bu(t) + (I - HC)Ed(t) - Fz(t) - TBu(t) - K 1Cx(t) - K 2 y(t) = (A - HCA - K 1C)x(t) + (I - HC)Bu(t) + (I - HC)Ed(t) - Fz(t) - TBu(t) - K 2 y(t)

lim e(t) = 0

t →∞

(9)

161

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

e& (t) = (A - HCA - K 1C)e(t) + (A - HCA - K 1C)z(t) + (A - HCA - K 1C)Hy(t) + (I - HC)Bu(t) + (I - HC)Ed(t) - Fz(t) - TBu(t) - K 2y(t) = (A - HCA - K 1C)e(t) - [F - (A - HCA - K 1C)]z(t) - [K 2 - (A - HCA - K 1C)H]y(t) -[T - (I - HC)]Bu(t) - (I − HC)Ed(t)

(14) Eşitlik (14)’de, K = K 1 + K 2 şeklinde iki kısma ayrılarak denklem düzenlenmiştir. Burada, (HC − I)E = 0 T = I − HC F = A − HCA − K 1C K 2 = FH

(15) (16) (17) (18)

tanımlarının yapıldığı kabul edilmektedir [17]. Yukarıdaki şartların sağlanması durumunda, Eşitlik (8)’e ulaşılır ve F ’in tüm özdeğerleri, kompleks düzlemin sol yarı kısmında ise, e asimptotik olarak sıfıra gidecek, dolayısıyla hesaplanan durumlar ( xˆ ) , sistemin gerçek durumlarına ( x ) yakınsayacaktır. Eşitlik (15)’in çözülebilmesi için iki tane gerek ve yeter şart sağlanmalıdır:

ise, keyfi olarak p nT1 +1 , L p nT şeklinde fakat tekil olmayacak P dönüşüm matrisini oluşturmak üzere seçilir: T P = p 1 L p n 0 ; p n 0 +1 L p n

[

]

5. (C, A 1 ) üzerinde ayrıştırması düzenlenir: 0 ⎤ ⎡A PA 1 P −1 = ⎢ 11 ⎥ ⎣ A 12 A 22 ⎦

bir

gözlenebilir

kanonik

CP −1 = [C ∗

0]

6. (C, A 1 ) ’in detectabilitysi kontrol edilir. Eğer A 22 ’nin özdeğerlerinden herhangi biri kararsızlığa sebep oluyorsa, bilinmeyen giriş gözleyicisi tasarlanamaz. 7. Seçilen n 1 tane istenen özdeğer ile kutup yerleştirmesi kullanılarak A 11 − K 1p C ∗ şeklinde atama gerçekleştirilir. 8. K 1 = P −1 K p = P −1 [(K 1p ) T hesaplanır.

1. rank (CE) = rank (E)

(K p2 ) T ]T olacak şekilde (n − n1 ) x m

K p2 ,

Burada

boyutlu

herhangi bir matristir. 9. F = A 1 − K 1 C ve K = K 1 + K 2 = K 1 + FH olacak şekilde hesaplanır.

2. (C, A 1 ) çifti detectable olmalıdır Burada; A 1 , aşağıdaki gibi tanımlıdır: A 1 = A - E[(CE) T CE]-1 (CE) T CA

kanonik ayrıştırması yapılır. Burada, n 1 = rank(W0 ) şeklinde seçim yapılır. W0 , (C, A 1 ) ’in gözlenebilirlik matrisidir. Bu matrisin satır vektörleri p 1T , L p nT1 şeklindedir. Geri kalan n − n1 satır vektörü

(19)

(C, A) çiftinin gözlenebilirlik kontrolü yapılarak ve

kutup yerleştirme yöntemiyle F = A 1 − K 1 C olmak üzere, F ’i Hurwitz yapan bir K 1 matrisi seçilerek kolaylıkla bilinmeyen giriş gözleyicisi tasarlanabilir. Bununla beraber, (C, A) çiftinin gözlenebilir olmadığında ise, gözlenebilir kanonik ayrıştırma yöntemi ile tasarım gerçekleştirilecektir. Bu amaçla aşağıda verilen tasarım prosedürü kullanılabilir:

VI. UÇAK ALGILAYICI ARIZASININ TESPİTİ VE AYRIMI Yanlamasına hareket durum değişkenleri ve kontrol girdisi Eşitlik (20)’de verilmektedir: ⎡β ⎤ ⎢ p⎥ ⎡δ ⎤ x=⎢ ⎥, u=⎢ ⎥ ⎢r ⎥ ⎣δ ⎦ ⎢ ⎥ ⎣φ ⎦ i

Kararlılık türevlerinden oluşan A ve B matrisleri ise (21)’deki gibi tanımlıdır [11]:

1. rank(E) ve rank(CE) ’nin birbirlerine eşit olması kontrol edilir. Eğer eşit değillerse bir bilinmeyen giriş gözleyicisi tasarlanamaz. 2. H, T ve A 1 bulunur: H = E[(CE) T CE]−1 (CE) T , T = I − HC A 1 = TA 3. (C, A 1 ) çiftinin gözlenebilir olması kontrol edilir. Eğer gözlenebilir ise, kutup yerleştirme yöntemiyle uygun K 1 seçilerek bilinmeyen giriş gözleyicisi tasarlanabilir ve 9 nolu adıma atlanır. 4. (C, A 1 ) çiftinin gözlenebilir olmaması durumunda, bir P dönüşüm matrisi kullanılarak gözlenebilir

(20)

k

⎡Y ⎢ ′ L A=⎢ ⎢N ′ ⎢ ⎢⎣ 0 v

β

β

0 L′ p

N′ 1 p

−1 g / U ⎤ ⎥ 0 ⎥ L′ 0 ⎥ N′ ⎥ 0 0 ⎥⎦ 0

r

,

r

Y R ⎤⎥

⎡ 0 ⎢ L′ B=⎢ A ⎢N′ ⎢ A ⎢⎣ 0



δ

L′R ⎥ N ′R ⎥ ⎥ 0 ⎥⎦

δ

(21)

δ

δ

δ

Bu ifadelerde; β yana kayış açısı, p yatış açısal hızı, r sapma açısal hızı, φ yatış açısı, δ kanatçık sapma k

açısı, δ istikamet dümeni sapma açısı, Y , L′ , L′ , L′, N ′ , N ′ , N ′, Y R , L′A , L′R , N ′A ve N ′R ise i



v

β

p

r

β

p

r

δ

δ

δ

δ

δ

ilgilenilen uçuş durumundaki kararlılık türevleridir.

162

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Uçuş durumları için kararlılık türevleri kullanılarak elde edilen sistem matrisleri, −1 0 0.146⎤ ⎡−0.089 ⎢ ⎥ − 1.33 − 0.98 0.33 0 ⎥ ⎢ A= ⎢ 0.17 − 0.17 − 0.217 0 ⎥ ⎢ ⎥ 1 0 0 ⎦⎥ ⎣⎢ 0

,

0.015 ⎤ ⎡ 0 ⎢ ⎥ 0.23 0.06 ⎥ ⎢ B= ⎢0.026 − 0.15⎥ ⎢ ⎥ 0 ⎦⎥ ⎣⎢ 0

Yukarıda verilen sistem matrisleri kullanılarak Şekil 1’deki çıkış tepkileri elde edilmektedir. Senaryo gereği arıza, [0, 100] aralığında herhangi bir zamanda üretilmektedir.

(22)

olarak bulunmuştur. Yukarıdaki uçuş durumuna ait A durum katsayılar matrisleri incelendiğinde, sistemin kararlı olmadığı görülmektedir. Bu amaçla, LQR (Lineer Karesel Düzenleyici) tekniği ile her uçuş durumu için kararlı durumu sağlayan K geribesleme kazanç matrisi matrisi seçilerek, yeni sisteme ait olan A kullanılmaktadır. Kararlılığı sağlayan geribesleme matrisi, ∗

(23)

Şekil 1 Uçak algılayıcı arızası durumunda elde edilen çıkışlar

Eşitlik (21)’deki geribesleme kazanç matrisi kullanılarak elde edilen birinci uçuş durumuna ait algılayıcı arızalarına yönelik model denklemi,

Çıkışlara bakıldığında 60. saniyeden sonra 1. durum değişkeni olan yana kayış açısının ani değişiminden o durumu ölçen algılayıcıda, bir arıza olduğu görülmektedir. Ancak, durum değişkenlerinin sürekli olarak gözlem yoluyla ani değişimlerine bakılamayacağından, arıza durumunun tespiti ve ayrımı rezidülerden anlaşılacaktır. Dört adet BGG ve rezidü denklemleri,

6.3872 0.4051 ⎤ ⎡−6.1901 0.8445 K=⎢ ⎥ ⎣ 2.7725 − 0.1573 − 3.4317 − 0.0128⎦

olarak seçilmiştir.

x& (t) = Ax(t) + Bu(t) + Ed(t) y(t) = Cx(t) + f a j (t)

(24)

j = 1 K4

z& j (t) = F j z j (t) + T j Bu(t) + K j y j (t)

(24)

şeklindedir. Burada; ⎡ −0.1306 0.0024 −0.9485 0.1462 ⎤ ⎢ ⎥ − 0.0726 − 1.1648 − 0.9332 − 0.0924⎥ A=⎢ ⎢ 0.7468 − 0.2156 − 0.8978 − 0.0125⎥ ⎢ ⎥ 0 1 0 0 ⎢⎣ ⎥⎦

,

⎡ 0 0.015 ⎤ ⎢ ⎥ 0.23 0.06 ⎥ B=⎢ ⎢0.026 − 0.15⎥ ⎢ ⎥ 0 ⎥⎦ ⎢⎣ 0

,

⎡0.1⎤ ⎢ ⎥ 0.1 E=⎢ ⎥ ⎢0.1⎥ ⎢ ⎥ ⎢⎣0.1⎥⎦

arızasından kaynaklanan etkiyi göstermekte olup, arıza anından itibaren uygulanmaktadır. Arıza anından sonra bu amaçla kullanılan matris,

f a1

⎡ 0 ⎡ −3.2042 −3.6715 −3.1522 ⎤ 0.015 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ 0.06 ⎥ ⎢ 0.23 ⎢ 5.6287 − 3.6562 − 3.3908⎥ 1 ⎢ ⎥u(t) + ⎢ ⎥ y (t) ⎢0.026 − 0.15⎥ ⎢ − 3.4221 6.3792 − 3.3108⎥ ⎢ 0 ⎥ ⎢− 2.2066 − 2.7230 6.7016 ⎥ 0 ⎣ ⎦ ⎣ ⎦

⎡−10 0 ⎡ 0.6667 0 0 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ 0 ⎥ 2 ⎢ 0 − 10 0 ⎢− 0.3333 z& 2 (t) = ⎢ ⎥ z (t) + ⎢ 0 − 10 0 ⎥ ⎢ 0 ⎢− 0.3333 ⎢ 0 ⎥ ⎢− 0.3333 0 0 − 10⎦ ⎣ ⎣

⎡ 0 ⎡ 6.3307 −3.6664 −3.2317 ⎤ 0.015 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ 0.06 ⎥ ⎢ 0.23 ⎢− 3.6114 − 3.6510 − 3.4703⎥ 2 ⎢ ⎥ u(t) + ⎢ ⎥ y (t) ⎢0.026 − 0.15⎥ ⎢− 2.7919 6.3843 − 3.3904⎥ ⎢ 0 ⎥ ⎢− 3.5387 − 2.7179 6.6221 ⎥ 0 ⎦ ⎣ ⎣ ⎦

0 −0.3333 −0.3333 ⎤ ⎥ 1 − 0.3333 − 0.3333⎥ ⎥ 0 0.6667 − 0.3333⎥ 0 − 0.3333 0.6667 ⎥⎦

⎡−10 0 ⎡ 0.6667 −0.3333 0 0 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ 0 ⎥ 3 ⎢ 0 − 10 0 ⎢− 0.3333 0.6667 z& 3 (t) = ⎢ ⎥ z (t) + ⎢ 0 − 10 0 ⎥ ⎢ 0 ⎢− 0.3333 − 0.3333 ⎢ 0 ⎥ ⎢− 0.3333 − 0.3333 0 0 10 − ⎣ ⎦ ⎣

şeklinde olup, C birim matris olarak alınarak rezidü denklemlerinde kullanılmak üzere, modeldeki C j matrisleri elde edilmektedir. f a1 arıza etkisi, algılayıcı

⎡20⎤ ⎢0⎥ =⎢ ⎥ ⎢0⎥ ⎢ ⎥ ⎣0⎦

⎡−10 0 ⎡1 −0.3333 −0.3333 −0.3333 ⎤ 0 0 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ 0 ⎥ 1 ⎢ 0 − 10 0 ⎢0 0.6667 − 0.3333 − 0.3333⎥ z& 1 (t) = ⎢ ⎥ z (t) + ⎢ ⎥ 0 − 10 0 ⎥ ⎢ 0 ⎢0 − 0.3333 0.6667 − 0.3333⎥ ⎢ 0 ⎥ ⎢0 − 0.3333 − 0.3333 0.6667 ⎥ 0 0 10 − ⎣ ⎦ ⎣ ⎦

(25)

şeklinde oluşturulmaktadır.

163

0 −0.3333 ⎤ ⎥ 0 − 0.3333⎥ ⎥ 1 − 0.3333⎥ 0 0.6667 ⎥⎦

⎡−10 0 ⎡ 0.6667 −0.3333 −0.3333 0 0 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ 0 ⎥ 4 ⎢ 0 − 10 0 ⎢− 0.3333 0.6667 − 0.3333 z& 4 (t) = ⎢ ⎥ z (t) + ⎢ 0 − 10 0 ⎥ ⎢ 0 ⎢− 0.3333 − 0.3333 0.6667 ⎢ 0 ⎥ ⎢− 0.3333 − 0.3333 − 0.3333 0 0 − 10⎦ ⎣ ⎣

0⎤ ⎥ 0⎥ ⎥ 0⎥ 1 ⎥⎦

⎡ 0 ⎡ 6.6038 −3.2768 −3.2051 ⎤ 0.015 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ 0.06 ⎥ ⎢ 0.23 ⎢− 3.3382 5.5560 − 3.4437⎥ 3 ⎢ ⎥u(t) + ⎢ ⎥ y (t) ⎢0.026 − 0.15⎥ ⎢− 2.5188 − 3.4947 − 3.3637⎥ ⎢ 0 ⎥ ⎢− 3.2656 − 2.2792 6.6487 ⎥ 0 ⎣ ⎦ ⎣ ⎦ ⎡ 0 ⎡ 6.3549 −2.8716 −3.3554 ⎤ 0.015 ⎤ ⎢ ⎥ ⎢ ⎥ 0.06 ⎥ ⎢ 0.23 ⎢ − 3.5872 5.9612 − 3.3400 ⎥ 4 ⎢ ⎥u(t) + ⎢ ⎥ y (t) ⎢0.026 − 0.15⎥ ⎢− 2.7677 − 3.0896 6.6953 ⎥ ⎢ 0 ⎥ ⎢ − 3.5145 − 1.8740 − 2.4068⎥ 0 ⎦ ⎣ ⎣ ⎦

r (t) = (I - C H )y (t) - C z (t) j

j

j

j

j

j

j = 1 ... 4

(25) (26) (27) (28) (29)

⎡ ⎡0.3333 ⎢ ⎡1 0 0⎤ ⎡0 1 0 0⎤ ⎢ ⎢⎢ ⎥⎢ ⎥ 0.3333 r 1 (t) = ⎢ ⎢0 1 0⎥ -⎢0 0 1 0⎥ ⎢⎢ ⎢ ⎢0 0 1⎥ ⎢0 0 0 1⎥ ⎢0.3333 ⎦⎣ ⎦ ⎢0.3333 ⎢⎣ ⎣ ⎣

0.3333 0.3333 0.3333 0.3333

0.3333⎤ ⎤ ⎡0 1 0 0 ⎤ ⎥⎥ 0.3333⎥ ⎥ 1 ⎢ ⎥ 1 ⎥ y (t)- ⎢0 0 1 0⎥ z (t) 0.3333⎥ ⎥ ⎢0 0 0 1 ⎥ ⎥ ⎣ ⎦ 0.3333⎥⎦ ⎥ ⎦

(30)

⎡ ⎡0.3333 ⎢ ⎡1 0 0⎤ ⎡1 0 0 0⎤ ⎢ ⎢⎢ ⎥⎢ ⎥ 0.3333 r 2 (t) = ⎢ ⎢0 1 0⎥ -⎢0 0 1 0⎥ ⎢⎢ ⎢ ⎢0 0 1⎥ ⎢0 0 0 1⎥ ⎢0.3333 ⎦⎣ ⎦ ⎢0.3333 ⎢⎣ ⎣ ⎣

0.3333 0.3333 0.3333 0.3333

0.3333⎤ ⎤ ⎡1 0 0 0⎤ ⎥⎥ 0.3333⎥ ⎥ 2 ⎢ ⎥ 2 ⎥ y (t)- ⎢0 0 1 0⎥ z (t) 0.3333⎥ ⎥ ⎢0 0 0 1 ⎥ ⎥ ⎣ ⎦ 0.3333⎥⎦ ⎥ ⎦

(31)

⎡ ⎡0.3333 ⎢ ⎡1 0 0⎤ ⎡1 0 0 0⎤ ⎢ ⎢⎢ ⎥⎢ ⎥ 0.3333 r 3 (t) = ⎢ ⎢0 1 0⎥ -⎢0 1 0 0⎥ ⎢⎢ ⎢ ⎢0 0 1⎥ ⎢0 0 0 1⎥ ⎢0.3333 ⎦⎣ ⎦ ⎢0.3333 ⎢⎣ ⎣ ⎣

0.3333 0.3333 0.3333 0.3333

0.3333⎤ ⎤ ⎡1 0 0 0⎤ ⎥⎥ 0.3333⎥ ⎥ 3 ⎢ ⎥ 3 ⎥ y (t)- ⎢0 1 0 0⎥ z (t) 0.3333⎥ ⎥ ⎢0 0 0 1 ⎥ ⎥ ⎣ ⎦ 0.3333⎥⎦ ⎥ ⎦

(32)

⎡ ⎡0.3333 ⎢ ⎡1 0 0⎤ ⎡1 0 0 0⎤ ⎢ ⎢⎢ ⎥⎢ ⎥ 0.3333 r 4 (t) = ⎢ ⎢0 1 0⎥ -⎢0 1 0 0⎥ ⎢⎢ ⎢ ⎢0 0 1⎥ ⎢0 0 1 0⎥ ⎢0.3333 ⎦⎣ ⎦ ⎢0.3333 ⎢⎣ ⎣ ⎣

0.3333 0.3333 0.3333 0.3333

0.3333⎤ ⎤ ⎡1 0 0 0⎤ ⎥⎥ 0.3333⎥ ⎥ 4 ⎢ ⎥ 4 ⎥ y (t)- ⎢0 1 0 0⎥ z (t) 0.3333⎥ ⎥ ⎢0 0 1 0 ⎥ ⎥ ⎣ ⎦ 0.3333⎥⎦ ⎥ ⎦

(33)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

şeklinde bulunmuştur. Bu durumda rezidüler, Şekil 2’deki gibi elde edilmiştir.

Şekil 2 Algılayıcı arızasının tespiti ve ayrımı Şekil 2 incelendiğinde, 60. saniyeden sonra p, r ve φ ile ilgili rezidüler belli bir eşik değerini geçerken, β ile ilgili rezidünün ise geçmediği görülmektedir. GGY bağlantı yapısına göre arızanın, β durum değişkeni olan yana kayış açısını ölçen algılayıcının arızalanmasından kaynaklandığı anlaşılmaktadır. Burada; eşik değer 0.05 olarak seçilmektedir. Seçilen bu eşik değere göre anahtarlama yapılarak sağlam algılayıcının devreye girmesi sağlanabilir. V. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Bu çalışmada, uçuş kontrol sisteminde herhangi bir zamanda meydana gelmiş algılayıcı arızalarının tespiti ve ayrımı benzetimler kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Arıza toleranslı kontrol; arıza tespit, ayrım ve yeniden yapılandırma aşamalarından meydana gelir. Gözleyiciler ve Kalman Filtresi en çok kullanılan durum tespiti yöntemleri olup, gözleyiciler kullanılarak rezidü incelemesine göre arıza tespiti yapılabilmektedir. Ayrım aşamasında ise AGY veya GGY olarak bilinen yaklaşımlar kullanılabilir. Uygulamada, kararlılık türevlerine bağlı olarak elde edilen uçak hareket denklemlerinden, yanlamasına hareket denklemleri için rezidü incelemesi yapılmış ve durum tahminlerinin yapılması BGG ile sağlanmıştır. Bu sayede sisteme bilinen girişlerin yanında bilinmeyen girişlerinde etki etmesi göz önüne alınmıştır. Bu amaçla seçilen uçak modeli, dört algılayıcıya sahip bir uçak modeli olup, algılayıcı arızası tespiti ve ayrımı benzetimler kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Bundan sonra, bir algılayıcı arızası durumunda yeniden yapılandırma aşaması için yedekte bulunan sağlam algılayıcı ile bir çözüme gidilebilir.

KAYNAKLAR [1] C. Hajiyev, F. Çalışkan, Fault Diagnosis And Reconfiguration In Flight Control Systems, Kluwer Academic Publishers, United Kingdom, 2003. [2] F. Çalışkan, Algorithms For Self-Repairing RealTime Flight Control Systems, Department of Aeronautical Engineering, London University, 1993. [3] M. Mahmoud, J. Jıang, Y. Zhang, Active Fault Tolerant Control Systems, Springer, 2003. [4] J. J. Gertler, Fault Detection And Diagnosis In Engineering Systems, Marcel Dekker, 1998. [5] A. M. Edelmayer, Fault Detection, Supervision And Safety For Tecnical Processes 2000, IFAC Symposium, Budapest, Hungary, 14-16 June 2000. [6] Williams, T. J., Process Control and Automation, Vol. 52, No. 2, February 1960. [7] Çalışkan, F., Fault Tolerant Control Systems, Lecture Notes, İTÜ, 2006. [8] Ammar, N., Robust Fault Detection By Simultaneous Observers, Master's Thesis, Bilkent University, 2000. [9] Stevens, B. L., Lewis, F. L., Aircraft Control And Simulation, USA, 1992. [10] Blanke, M., Kinnaert, M., Lunze, J., Staroswiecki, M., Diagnosis and Fault-Tolerant Control, Springer, 2003. [11] Mclean, D., Automatic Flight Control Systems, Prentice-Hall, 1990. [12] Solak, E., Observability And Observers For Nonlinear And Switching Systems, Bilkent University, Ph. D. Thesis, 2001. [13] Chen, J., Patton, R. J., Robust Model-Based Fault Diagnosis For Dynamic Systems, Kluwer Academic Publishers, USA, 1999. [14] Guan, Y., Saif, M., A New Approach to Robust Fault Detection and Identification, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems,Vol. 29, 1993. [15] Guan, Y., Saif, M., A Novel Approach To The Design Of Unknown Input Observers, IEEE Transactions on Automatic Control, Vol. 36,1991. [16] Guan, Y., Saif, M., Robust Fault Detection in Systems with Uncertainties, IEEE Transactions on Automatic Control,Vol. 33, 1990. [17] Hou, M., Müller, P. C., Design of Observers for Linear Systems with Unknown Inputs, IEEE Transactions on Automatic Control ,Vol. 37, 1992.

164

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

BAROMETRİK DİKEY SEYRÜSEFER YAKLAŞMA PROSEDÜRLERİ Ali Ozan CANARSLANLAR1

Öznur USANMAZ2

e-posta: [email protected] 1, 2

e-posta: [email protected]

Anadolu Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 26470 ESKİŞEHİR

ÖZET Günümüz havacılığında hassas yaklaşma yörüngeleri yaygın olarak Aletli İniş Sistemlerinin kullanımına göre tasarlanmaktadır. Gerekli altyapıya sahip olmayan ve sadece hassas olmayan yaklaşma yapılabilen meydanların güvenliği ve etkinliğini arttırmak amacıyla Barometrik Dikey Seyrüsefer (Baro-VNAV) prosedürleri geliştirilmiştir. BaroVNAV, belirli bir Dikey Yol Açısını referans alarak, pilota hesaplanmış dikey yardım sağlayan bir seyrüsefer sistemidir. Hesaplanan dikey yardım, barometrik irtifaya dayalıdır ve tek bir yol noktasından belirlenen açı ya da iki yol noktası arasındaki geometrik açıya bağlı olarak hesaplanmaktadır. Bu çalışmada; hassas yaklaşma sistemlerine alternatif olabilecek Baro-VNAV yaklaşma prosedür tasarımı incelenmiştir. Buna bağlı olarak Baro-VNAV kullanım koşulları ve operasyonel sınırlamalar açıklanmıştır. I.GİRİŞ Günümüz havacılığında geleneksel prosedürlere göre bir meydana inişin gerçekleştirilmesi için gerekli olan aletli yaklaşma ve iniş yörüngeleri o meydandaki mevcut yer bazlı seyrüsefer yardımcılarına göre belirlenmektedir. Uçak, aletli yaklaşma haritalarında belirtilen yörüngeleri takip ederek inişini gerçekleştirmektedir. Geleneksel yaklaşmalarda Mesafe Ölçüm Cihazı (DME-Distance Measuring Equipment), Yönlendirilmiş Radyo Bikını (NDB-Non Directional Beacon) ya da VHF Çok Yönlü Radyo Seyrüsefer Cihazı (VOR-VHF Omni-directional Range) seyrüsefer yardımcıları kullanılmaktadır. VOR uçakların yön bulmak amacıyla kullandıkları bir radyo seyrüsefer yardımcısıdır ve bir meydan yakınına konumlandırıldığı zaman yaklaşma için rehberlik sağlayabilmektedir. DME seyrüsefer yardımcısı pilota yer istasyonu ile uçak arasındaki mesafeyi veren sistemdir. VOR ile birlikte kullanıldığında, pilot aynı anda hem yön hem de mesafe bilgisini elde edebilmektedir. NDB ise yön bulmada kullanılan seyrüsefer yardımcısıdır. Bu seyrüsefer yardımcılarının tamamı yatayda rehberlik sağlayan sistemlerdir.

Küresel Konum Belirleme Sistemi (GPS-Global Positioning System) ve Küresel Seyrüsefer Uydu Sistemi (GNSS-Global Navigation Satellite System) gibi uydu esaslı seyrüsefer yardımcılarının kullanımı prosedür tasarımcılarına büyük bir esneklik getirecektir. Bunun yanında uçak operatörleri ve hava trafik hizmet sağlayıcıları için de çevresel, ekonomik ve operasyonel avantajlar sağlayacaktır. Saha Seyrüsefer (RNAV-Area Navigation), istasyon referanslı seyrüsefer yardımcılarının erişim alanı dahilinde, ya da uçaktaki cihazların kendi seyrüsefer limitleri dahilinde ya da bunların birleşimi sayesinde istenilen herhangi bir uçuş güzergahında, uçağın operasyonuna olanak veren bir seyrüsefer yöntemidir. İki boyutlu RNAV sadece yatay düzlemdeki RNAV kabiliyeti ile ilgilidir, üç boyutlu RNAV dikey düzlemde de RNAV yeteneği içerir ve dört boyutlu RNAV ise ek olarak zaman fonksiyonu da sağlar [1]. RNAV yeteneğine sahip uçak VOR, DME, LORAN-C (Long Range Navigation), GNSS, GPS ve Atalet Seyrüsefer Sistemi (INS-Inertial Navigation System) ve Atalet Referans Sistemi (IRS-Inertial Referance System) gibi seyrüsefer yardımcılarının birinden ya da daha fazlasından aldığı bilgilerle otomatik olarak kendi pozisyonunu belirleyebilmektedir. Çok sensörlü RNAV sistemi, en iyi seyrüsefer kaynağını belirlemek için seyrüsefer sistemlerinin hepsini kontrol ederken, tek sensörlü RNAV sistemi sadece tek bir seyrüsefer kaynağını kullanmaktadır. RNAV prosedürler daha fazla direkt yollar, kullanıcı tercihli yollar, paralel offsetler ve azaltılmış ayırma minimalarına olanak sağlamaktadır. Trafik akışının radar vektörüne dayandığı yerlerde RNAV prosedürlerinin kullanımı kontrolör ve pilot iş yükünü oldukça azaltabilmektedir. Gerek geleneksel, gerekse RNAV olsun yaklaşma prosedürlerinde, son yaklaşmada kullanılan yatay ve dikey rehberlik sağlayan ekipmanlara bağlı olarak hassas, hassas olmayan ve dikey rehberlik ile yaklaşma olmak üzere üç çeşit yaklaşma bulunmaktadır [2]. Konuya ilişkin Uluslararası Sivil Havacılık Teşkilatının (ICAO-International Civil

165

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Aviation Organisation) sınıflandırması aşağıda verilmiştir (Şekil 1). 1-Hassas olmayan yaklaşma (NPA-Non Precision Approach) • Sadece yatay rehberlik 2-Dikey rehberlik ile yaklaşma (APV- Approach with Vertical guidance) • Yatay ve Dikey rehberlik • Aşağıdaki iki temel teknolojide kullanılabilir;

-Barometrik dikey rehberlik, GNSS yatay rehberlik benzeri NPA ile birlikte (APV/Baro-VNAV). -GNSS dikey rehberlik, yatay rehberlik performansı benzeri düzeltilmiş Localizer içeren iki performans seviyesi ile birlikte (APV I, APV II) 3-Hassas yaklaşma (PA-Precision Approach) • Yatay ve Dikey Rehberlik • Üç performans seviyesi (Cat I, Cat II, Cat III)

Şekil 1. ICAO yaklaşma sınıflandırması Hassas olmayan yaklaşmalar VOR/DME, NDB ve Lokalizer gibi geleneksel seyrüsefer yardımcıları ya da GNSS ABAS ve DME/DME’ye bağlı RNAV kullanılarak gerçekleştirilebilmektedir [3]. Bu sistemlerin kullanılmasıyla hassas olmayan yaklaşmalarda pilota sadece yatayda rehberlik sağlanmaktadır. Hassas olmayan yaklaşmalarda Engel Emniyet İrtifası/Yüksekliği (OCA/H-Obstacle Clerance Altitude/Height) değerlerine bağlı olarak uçağın görsel şartlar oluşmadan daha düşük irtifa ya da yüksekliğe inemeyeceği değer Minimum Alçalma İrtifası (MDA-Minimum Descent Altitude) ya da Minimum Alçalma Yüksekliği (MDH-Minimum

Descent Height) olarak belirtilmektedir. MDA deniz seviyesi, MDH’da meydan ya da pist başı seviyesinden yükseklik referans alınmaktadır. Hassas yaklaşmalarda yaygın olarak kullanılan seyrüsefer yardımcısı Aletli İniş Sistemidir (ILSInstrument Landing System). Aletli iniş sistemi görüş mesafesinin düşük ve bulut tavanının da çok alçak olduğu kötü hava koşullarında uçakların piste emniyetli bir şekilde yaklaşmalarını ve iniş yapmalarını sağlamaktadır. ILS’in lokalizer, glide path ve marker olmak üzere üç tane ekipmanı vardır. Lokalizer, uçağın pist merkez

166

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

hattı boyunca yaklaşmasını sağlar. Glide path, uçağın piste en uygun süzülüş açısı ile alçalmasını sağlar. Marker ise pilota pist başına olan mesafeyi verir. Karar yüksekliği (DH-Decision Height) ve pist görüş mesafesi (RVR-Runway Visual Range) açısından 3 tip ILS yaklaşması bulunmaktadır. Bunlar; • Cat I; DH ≥ 200 ft(60m), RVR ≥ 550m • CatII; 200ft > DH ≥ 100ft, RVR ≥ 350m • Cat III; DH < 100ft, RVR ≥ 200m ILS dışında hassas yaklaşmalarda MLS ve PAR kullanıldığı gibi GNSS GBAS’a bağlı RNAV da kullanılmaktadır. Dikey rehberlik ile yaklaşma ise tanımlanmış her bir yol noktasındaki minimum alçalma irtifasına adım adım alçalmaktan ziyade pilota devamlı dikey alçalma yardımı sunan bir yaklaşma çeşididir. APV yaklaşma, ILS glide path tarafından sağlanan yardım ile benzerdir. II. BAROMETRİK DİKEY SEYRÜSEFER Uçak seyrüsefer sistemlerinin bilgisayar teknolojisinin çok daha işlevsel hale gelmesi nedeniyle uçak ve avionik üreticileri uçak operasyonlarında bu bilgisayar yeteneğinden daha fazla yararlanabilmek için çeşitli çalışmalar yapmaktadırlar. Bunlardan birisi ILS glideslope ya da Mikrodalga İniş Sistemi (MLSMicrowave Landing System) rakım sinyali gibi dış elektronik rehberlik sinyali olmaksızın uçağın aletli yaklaşma sırasında dikey olarak seyrüsefer yapabilmesidir [4]. Bu operasyona Barometrik Dikey Seyrüsefer adı verilmektedir. Barometrik dikey seyrüsefer, pilota belirli bir Dikey Yol Açısına (VPAVertical Path Angle) referansla hesaplanmış dikey yardım sunan bir seyrüsefer sistemidir. Bilgisayar tarafından hesaplanan dikey rehberlik barometrik irtifaya dayalıdır ve referans başlangıç noktası yüksekliğinden itibaren dikey yol açısı olarak belirlenir [5]. Bu açı, iki yol noktası (waypoint) arasındaki geometrik yol ya da tek bir yol noktasından olan açıya göre hesaplanmaktadır ve bu açı genelde 3º’dir. Dikey rehberlik genel olarak seyrüsefer sensörlerinden alınan bilgiyle barometrik altimetreye dayanmaktadır. RNAV/Baro VNAV yaklaşma prosedürleri dikey yol göstermeyle yaklaşma ve iniş operasyonlarını destekleyici aletli yaklaşma prosedürleri olarak sınıflandırılmıştır [6]. Bu gibi prosedürler, yaklaşmaya devam etmek için yerle görsel referansın sağlanamaması durumunda pas geçmenin başlayacağı deniz seviyesinden belirlenmiş bir irtifa ya da yükseklik olarak tanımlanan karar irtifası ya da yüksekliği ile resmen ilan edilmelidir. Bunlar uçağın minimum karar irtifası/yüksekliğinin altına alçalmaması gerektiği klasik hassas olmayan

yaklaşmalarla karıştırılmamalıdır. Baro-VNAV yaklaşmalarda hassas olmayan yaklaşmalardaki adım adım alçalmaya nazaran devamlı bir alçalma eğimi ile yaklaşma gerçekleştirilmektedir. Dikey komuta bilgisine uçağın havacılık bilgisi veritabanından ya da uçuş bilgi sistemi içersindeki pilot girdilerinden ulaşılmaktadır. RNAV/baro-VNAV prosedürlerinin kullanılması hassas olamayan yaklaşma prosedürlerinin emniyetini düzeltecektir. Bunlar özellikle minimum irtifaya erken alçalmanın alternatif tekniklerinden daha güvenilir oldukları düşünülen geniş ticari jet taşıma uçakları ile ilgilidir. Bununla birlikte, barometrik altimetredeki var olan hatalar ve belirli RNAV modunun belgeli performansı sebebiyle bu prosedürler hassas yaklaşma sitemlerinin bütünlüğü ve doğruluğu ile rekabet edemez [7]. Dikey seyrüsefer prosedürleri yatay seyrüsefer prosedürleri (LNAV-Lateral Navigation) ile birlikte oluşturulmaktadır. RNAV/baro-VNAV prosedürler Uçuş Yönetim Sistemleri ile donanmış ve barometrik VNAV yolunu hesaplama yeteneğine sahip olan saha seyrüsefer (RNAV) uçakları tarafından kullanılması için tasarlanmıştır. Baro-VNAV operasyonlarının uygun seviyesi için onaylanmış RNAV/Baro VNAV sistemleri ile donanmış uçak RNAV/Baro-VNAV yaklaşmayı tamamlamak için aşağıdaki koşulları sağlaması gerekmektedir [8]; a) Seyrüsefer sistemi %95 olasılıkla 0,6 km’ye (0.3NM) eşit veya daha düşük hata paylı performansa sahip olmalıdır; b) RNAV/baro-VNAV ekipmanları işler durumda olmalıdır; c) Uçak ve uçak sistemleri tasarlanmış RNAV/Baro-VNAV operasyonları için uygun bir şekilde onaylanmış olmalıdır ve barometrik irtifanın hassas kaynağı ile birleştirilmiş LNAV/VNAV sistemler ile donatılmış olmalıdır; ve d) VNAV irtifalar ve bütün ilgili prosedürler ve seyrüsefer bilgileri seyrüsefer veritabanından tekrar düzeltilmelidir. III. OPERASYONEL SINIRLAMALAR Olağandışı havalarda altimetre, önemli derecede hatalı veriler vermektedir. Bu durum soğuk havalarda oldukça tehlikelidir, çünkü bu durumda gerçek irtifa altimetrenin gösterdiği irtifa değerinden daha az bir irtifada olacaktır. Bu hatanın 1000 feet ya da daha fazla olması ve yalnızca altimetrenin gösterdiği değere güvenilmesi halinde maniaları aşmak için gerekli irtifalar muhafaza edilemez. Birçok uçak, irtifa verileri için basınç altimetrelerine güvenmektedirler. Bu aletler radar altimetrelerinin yaptığı gibi direkt olarak irtifayı okumazlar. Daha doğrusu; hava basıncını okurlar ve bunu irtifa

167

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

tahminine çevirirler. Uçakta kullanılan basınç altimetresi uçuş seviyesindeki hava basıncının ölçülmesi için oldukça hassas bir alettir. Bununla birlikte, altimetre tarafından gösterilen irtifa bilgisi deniz seviyesi ya da yer üzerindeki uçağın gerçek yüksekliğinden daha farklı olabilir [9]. Basınç altimetreleri Uluslararası Standart Atmosfer (ISA) şartlarındaki gerçek irtifayı göstermesi için ayarlanmaktadır. Uluslararası Standart Atmosfer şartları aşağıda verilmiştir: • Deniz seviyesindeki basınç 29.92 inçtir. • Deniz seviyesindeki sıcaklık 15ºC’dir. • Her 1000 feette sıcaklık 1.98ºC azalmaktadır. Bu şartlar çoğunlukla oluşmamaktadır. Bu standartlardan herhangi bir sapma altimetrede yanlış okumaya neden olabilmektedir. Sıcaklık

standartlardan daha yüksek olduğu zamanlarda irtifa altimetrenin gösterdiğinden daha yüksek olacaktır. Sıcaklığın standarttan daha düşük olduğu zamanlarda ise irtifa altimetrenin gösterdiğinden daha düşük olacaktır. Çok daha soğuk havalar altimetrede gösterilen veriden %10 daha fazla bir sapmaya neden olabilir [10]. Hava basıncı hava şartlarına bağlı olarak zamana ve yere göre farklılıklar göstermektedir. Tablo 1’de havanın fazlasıyla soğuk olduğu durumlarda ne kadar hatanın mevcut olduğunu gösteren bir çizelge verilmiştir. Bu çizelge ICAO tarafından hazırlanmıştır. Buna göre;-10ºC sıcaklıkta ve FAF’ın meydan rakımının 500ft yukarısında olduğu durumlarda mevcut irtifa altimetrede gösterilen irtifanın 50ft altında olacaktır.

Tablo 1. Sıcaklığın değişimine bağlı irtifa farkı

Soğuk havalarda kaynaklanan bu hatalar nedeniyle Baro-VNAV yaklaşma prosedürleri oluşturulurken ilgili meydan için son beş yılın en soğuk aylarının en düşük sıcaklıkları elde edilip ortalama minimum sıcaklık elde edilmektedir. Elde edilen bu sıcaklık değeri aletli yaklaşma planlarında gösterilmektedir (Şekil 2).

Şekil 2. Minimum sıcaklık değerinin aletli yaklaşma planlarında gösterilmesi Altimetre ayarlarının kaynağının uzaktan kullanıldığı prosedürler Baro-VNAV yaklaşma prosedürlerini desteklemez [11]. Hem hava trafik kontrolörü hem de pilot tarafından doğru olmayan ya da tarihi geçmiş altimetre ayarlarının kullanılması mümkündür. Doğru ölçülmüş

ve hava trafik kontrolörü tarafından uçuş mürettebatına doğru iletilmiş bir altimetre verisinin her zaman için VNAV sistemine doğru olarak giriş yapılacağı garanti edilemez. Daha sonraki insan hataları bu doğru altimetre bilgisinin VNAV sistemine hatalı girilmesine sebep olabilmektedir. IV. SONUÇ Hassas yaklaşmalara alternatif olabilecek dikey rehberlik ile yaklaşma, pilota devamlı dikey alçalma yardımı sunan bir yaklaşma çeşididir. RNAV/BaroVNAV prosedürler FMS ile donatılmış ya da barometrik dikey seyrüsefer yolunu hesaplama kabiliyetine sahip RNAV donanımlı uçaklar tarafından kullanılabilen havaalanlarında herhangi bir yer altyapısı gerektirmeyen bir yöntemdir. Fakat barometrik dikey seyrüseferin ILS’e yakın sonuç elde edilmesi ve ayrıca herhangi bir maliyet gerektirmemesi avantajlarının yanı sıra bazı dezavantajları da bulunmaktadır. Standart sıcaklıktan daha düşük sıcaklık, uçağın gerçek irtifasının barometrik irtifasından daha düşük olmasına neden olmaktadır. Her bir Baro-VNAV

168

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

yaklaşması bir sıcaklık kısıtlaması içermektedir. Belirlenen sıcaklık kısıtlamaları aletli yaklaşma planlarında gösterilmektedir. Uçuş yönetim sistemleri son yaklaşma için onaylı soğuk havadan kaynaklanan düzeltmelerle donatılmadıkça havaalanı sıcaklığının resmen ilan edilen minimum havaalanı sıcaklığının altında olduğu zamanlarda Baro-VNAV prosedürlere izin verilmez. VNAV bilgisi uçağın veritabanından ya da bazı durumlarda uçuş mürettebatı tarafından uçuş yönetim sistemlerine (FMS) girilen komutlardan alınmaktadır. Uçuşun yaklaşma safhası için modern uçak avioniklerinin VNAV yeteneğinin yükseltilmesi beraberinde daha çözülememiş veritabanı hata sayısını arttırmaktadır. Bütün minimum uçuş irtifası veritabanları ülke havacılık bilgisi kaynaklarına dayalı olarak veritabanı sağlayıcıları tarafından kodlanmaktadır. Bütün aletli yaklaşma prosedürleri, prosedürün her bir safhası için minimum uçuş irtifası sağlanması için geliştirilmektedir. Veritabanı sağlayıcıları bu minimum uçuş irtifalarını uçağın veritabanı içersine kodlamaktadırlar. Veritabanı sadece yayımlanmış irtifaları yansıtması nedeniyle hassas olmayan yaklaşmadaki uçak pilot veritabanı irtifalarına eklenen değerler için bazı düzeltmeler almadıkça pilotu doğru yoldan saptıracaktır. Uçağın konvansiyonel operasyonundaki yayımlanmış irtifalara düzeltme değerinin eklenmesi oldukça kolay bir meseledir. Aletli yaklaşma prosedürleri yerel ya da uzaktan altimetre kaynaklarına dayalı geliştirilebilir. Veritabanı minimum uçuş irtifası problemi prosedürün yarım gün yerel altimetre ve diğer zamanlarda da uzaktan altimetre kaynağına dayandığı zamanlarda ortaya çıkmaktadır. Veritabanı sağlayıcıları sadece aletli yaklaşma planında yayımlanmış irtifaları kodlamaktadırlar, bu yüzden uzaktan altimetre kaynağına dayalı uçuş prosedürü gerçekleştirilirse, pilota sunulan prosedür veritabanı irtifaları hatalı olacaktır ve veritabanı hatasını da ona iletecek hiçbir mesajda gönderilmeyecektir. Bundan dolayı; BaroVNAV prosedürler sadece yerel altimetre kaynağı değeri mevcut olduğunda ve uçağın altimetresine QNH/QFE ayarlandığında uygulanmalıdır.

Ayrıca hem hava trafik kontrolörü tarafından yanlış veya zamanı geçmiş barometre bilgisinin pilota aktarılması ya da pilotun yanlış barometre bilgisini veri tabanına girmesi ciddi operasyonel tehlikeleri beraberinde getirebilecektir. KAYNAKLAR [1] Usanmaz Ö, Hava sahasında RNAV Prosedürler, Kayseri IV. Havacılık Sempozyomu, 418-422, 2002. [2] Direction Generale de I’Aviaion Civile (DGAC), Implementation of RNAV approaches in France, Toulouse, 5-6 October 2005. [3] Rao, B. S., Sarma, A.D. and Rao, V.R., A NonPreision Instument Approach Procedure With Vertical Guidance (IPV) For Aircraft Landing Using GPS, Osmania University, India, 2001. [4] http://www.ivpa.com/vta/gschool/iaps-1.htm [5] http://www.airspaceusa.com/Terps_VNAV.htm [6] International Civil Aviation Organisation (ICAO), Procedures for Air Navigation Services-Aircraft Operations (Doc 8168 PANS-OPS), Volume I, Flight Procedures, Chapter 9 RNAV/Baro-VNAV Approach Procedures, 2004. [7] http://www.transportcanada.org/civilaviaion/com mence /circulars /DOC/ACO238 [8] International Civil Aviation Organisation (ICAO), Procedures for Air Navigation Services-Aircraft Operations (Doc 8168 PANS-OPS), Volume II, Construction of Visual and Instrument Flight Procedures, Chapter 34 APV/Barometrıc Vertical Navigation, 2004. [9] U.S Department of Transportation Federal Aviation Administration, Altimeter Errors at Cold Temperature, ABD, 2004. [10] U.S Department of Transportation Federal Aviation Administration, Instrument Flying Handbook, ABD, 2001. [11] Karatsinides, S., Flight Management VNAV Approach Paths, Guiadance, Navigation and Control Conference, California, ABD, 2002.

Uçak veritabanı içersindeki minimum uçuş irtifaları sadece ISA şartları altında kesindirler. Aslında uçak VNAV veritabanına düzeltme faktörünün eklenmesi kolayca tamamlanamaz. VNAV bilgisayar hesaplaması veritabanı içersine kodlanmış irtifalara dayanmaktadır. Terminal sahası içersinde mürettebatın uçak veri tabanını idare etmesi pilot iş yükünün yüksek olduğu zamanlarda istenmeyen bir durumdur. Minimum uçuş irtifası veritabanına düzeltme faktörü için hesaplama metodu geliştirilmesi gerekmektedir.

169

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

KANAT PROFİLİ ETRAFINDAKİ BASINÇ DAĞILIMININ ELDE EDİLMESİNDE YAPAY SİNİR AĞLARININ KULLANIMI Mehmet ERLER1

Haluk DEMİRTAŞ1

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

1

Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 38039, Kayseri

ÖZET Bu çalışmada, bir kanat profili etrafındaki basınç katsayısı (CP) dağılımının, farklı açılarda x-y geometrisine bağlı olarak hesaplanmasında yapay sinir ağlarına dayanan bir yöntem sunulmuştur. Eğitimde ve test işleminde NACA 4412 profili ve bu profile ait deneysel veriler kullanılmıştır. Yapay sinir ağlarını (YSA) eğitmek için Levenberg-Marquardt algoritması kullanılmıştır. Çalışmada elde edilen sonuçların, literatürdeki sonuçlarla uyumluluk içinde olduğu görülmüştür. I. GİRİŞ Bir kanadın boylamasına kesitinin şekil 1’de görüldüğü gibi x-z düzlemindeki izdüşümüne profil olarak adlandırılır.

Reynolds sayısına ve serbest akım hücum açısına, bağlı olarak teorik, deneysel veya sayısal olarak elde edilir. Şekil 2’de bir profile ait geometri, geometriyi tanımlayan büyüklükler, θ (Hucum Açısı) ve V∞ (Sebest Akım Hızı) profilin akımla temas ettiği ilk nokta olan x=0 (Hucum kenarı), akımın profili terk ettiği nokta x=c (Firar kenarı), profili z ekseni boyunca ortalayan hatta eğrilik Hattı, profilin hucum kenarı ile firar kenarını düz bir hatla birleştiren hatta veter hattı, profilin hucum kenarı ile firar kenarını düz bir hatla birleştiren doğru parçasına veter (c), veter hattı ile eğrilik hattı arasındaki maksimum mesafeye maksimum eğrilik ve profilin alt ve üst noktaları arasındaki uzunluğun en fazla olduğu uzunluğa maksimum kalınlık olarak adlandırılmaktadır.

Kanat profiller, uçaklarda, helikopter pallerinde, türbin fanlarında, rüzgar türbinlerinde, rüzgar tünellerinde, otomobillerde ve birçok alanda kontrollü basınç dağılımı elde etmek için kullanılmaktadır. Kullanım şartlarına bağlı olarak, farklı geometri ve performans değerleri içeren kanat profilleri başta Amerikan Uzay ve Havacılık Dairesi tarafından geliştirilen NACA profilleri olmak üzere çok sayıda ve çeşitte profiller geliştirilmiştir [1].

Şekil 2 Profil gösterilişi [2] II. PROFİL ETRAFINDAKİ BASINÇ DAĞILIMI

Şekil 1 Kanat kesitinin görünüşü [1]. Bir profile ait performans verileri, profilin geometrisine, serbes akım hızına, serbest akıma ait

Şekil 3 de V∞ sebest akım hızına maruz kalan bir profil etrafındaki basınç dağılımı görülmektedir. Bir profilin etrafındaki basınç dağılımı profile etki eden aerodinamik yükleri oluşturduğundan çalışmalar genellikle, uygun basınç dağılımını sağlayan profil geometrisini elde etme yada verilen bir geometriye ait basınç dağılımına ait performans değerlerini elde etmeye yöneliktir. Bir cisim etrafındaki basınç katsayısı (CP) dağılımı, basınç farkı (ΔP), dinamik basınç (q) olmak üzere, ΔP (1) CP = q

170

HaSeM'08 q=

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

1 ρ v2 2

(2)

şeklinde yazılır. Ayrıca deneysel olarak profil etrafındaki basınç dağılımının elde edilmesi Şekil 4 de görüldüğü gibi profil etrafında uygun sayıda basınç prizlerinden verilerin elde edilmesiyle de dağılım elde edilir.

İleri beslemeli bir ağda nöronlar katmanlara ayrılmışlardır. İşaretler, giriş katmanından çıkış katmanına doğru tek yönlü bağlantılarla iletilir. Nöronlar bir katmandan diğer bir katmana bağlantı kurarlarken, aynı katman içerisinde bağlantıları bulunmaz.

Şekil 3 Profil etrafındaki basınç dağılımı [3]

Şekil 4 Profil etrafında açılmış basınç pirizleri [4] Teorik veya deneysel olarak elde edilen verileri taşıma katsayısı (CL,) sürükleme katsayısı (CD ) ve moment katsayısı (Cm ), üst yüzeye gelen basıncı Pu ve alt yüze gelen basıncı Pl olarak tanımlarsak, 1 x C l = ∫ C pl − C pu d( ) (3) c 0

(

)

(

)

(4)

(

)

(5)

1 x Cd = ∫ C pu + C pl d ( ) c 0 1 x a x C m = ∫ C pu + C pl ( − )d ( ) c c c 0 olarak yazılır [5].

bilgisayara aktarmaya çalışırlarken, diğerleri ise beynin fonksiyonlarını kısmen yerine getiren modelleri oluşturmaya çalışmışlardır [7-13]. YSA’ların öğrenme özelliği, araştırmacıların dikkatini çeken en önemli özelliklerden birisidir. Çünkü herhangi bir olay hakkında girdi ve çıktılar arasındaki ilişkiyi, doğrusal olsun veya olmasın, elde bulunan mevcut örneklerden öğrenerek daha önce hiç görülmemiş olayları, önceki örneklerden çağrışım yaparak ilgili olaya çözümler üretebilme özelliği YSA’lardaki zeki davranışın da temelini teşkil eder [9]. Öğrenme süreci, istenilen amaca ulaşmak için YSA ağırlıklarının yenilenmesini sağlayan öğrenme algoritmalarını içerir.

Bu çalışmada, Reynolds sayısının (Re) 3000000 değeri ve hücum açısının farklı değerlerinde (-20° ile 30° arasında) NACA 4412 profili için yapılmış deneye ait basınç katsayısı dağılımı değerleri kullanılmıştır [6]. III. YAPAY SİNİR AĞLARI Yapay Sinir Ağları (YSA), beynin fizyolojisinden yararlanılarak oluşturulan bilgi işleme modelleridir. Genel anlamda YSA, beynin bir işlevi yerine getirme yöntemini modellemek için tasarlanan bir sistem olarak tanımlanabilir. Literatürde çok sayıda yapay sinir ağı modeli vardır. Bazı bilim adamları, beynimizin düşünme, hatırlama ve problem çözme yeteneklerini

YSA’nın hesaplama özelliklerini, paralel dağılmış yapısından, öğrenebilme ve genelleme yapma yeteneğinden aldığı söylenebilir. Genelleme, eğitim veya öğrenme süresince kullanılmayan girişler için de YSA’nın uygun tepkileri üretmesi olarak tanımlanır. Bu özellikleri ile YSA’lar karmaşık ve çözümlenmesi güç problemleri de çözebilme yeteneğine sahiptir. Nesne tanıma, işaret işleme, sistem tanımlama ve denetimi gibi birçok mühendislik alanında YSA’lar, aşağıda belirtilen özellikleri nedeniyle karmaşık problemlerin çözümünde başarılı olmuşlardır [7-13]. Bunlar aşağıda verilmiştir. • • • • • •

Doğrusal Öğrenme Genelleme Uyarlanabilirlik Hata toleransı Paralel işlem yapma

Çok katlı perseptronlar (ÇKP) [11], bir çok alana uygulanmış olan bir ağ tipidir. ÇKP’leri öğretmede bir çok algoritma kullanılabilir. Genel bir YSA modeli, Şekil 5’de gösterilmiştir. YSA üç kattan oluşmuştur ve ara katta iki saklı tabaka mevcuttur. Giriş katındaki nöronlar tampon gibi davranırlar ve xi giriş sinyalini ara kattaki nöronlara dağıtırlar. Ara kattaki her bir nöron j’nin çıkışı, kendine gelen bütün giriş sinyalleri xi’leri takibeden bağlantı ağırlıkları wji ile çarpımlarının toplanması ile elde edilir. Elde edilen bu toplam, yj‘nin toplam bir fonksiyonu olarak hesaplanabilir ve

171

y i = f ∑ w ji w i

(6)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

şeklinde ifade edilebilir. Burada f basit bir eşik fonksiyonu, bir sigmoid, hiperbolik tanjant (HT) veya radyal tabanlı bir fonksiyon olabilir. Diğer katlardaki nöronların çıkışları da aynı şekilde hesaplanır.

w k +1 = w k + αg (8) formülü ile hesaplanır. Levenberg-Marquardt’ta Hessian Ak Jacobianların çarpımıyla yaklaşılır.

Bu çalışmada, yapay sinir ağları modeline giriş olarak, bir kanat profiline ait x-y koordinatları verildiğinde, çıkışta bu koordinatlara ait basınç katsayıları dağılımı elde edilir. Burada YSA, bir kanat profilinde istenilen basınç katsayısı dağılımını modelleme işlevini yerine getirmektedir.

g ≈ 2J t e (10) Formüldeki e çıkış vektörüdür. Jacobian’dan Hessian’ı hesaplamak kolaydır. Genellikle Jacobian daha az hafıza gerektirir.

IV. ÇKP ÖĞRENME ALGORİTMASI: LEVENBERG-MARQUARDT Literatürde [11], bir çok ÇKP öğrenme algoritması bulunmaktadır. Bu çalışmada, ÇKP'ler, danışmanlı öğrenme algoritmalarından biri olan Levenberg Marquardt (LM) algoritması ile eğitilmişlerdir [13]. Şekil 5’de gösterildiği gibi temel bir ÇKP, üç ana kattan oluşur: Giriş katı, çıkış katı ve gizli kat. Uygulamaya göre giriş, çıkış ve ara katmandaki nöron sayıları değişebileceği gibi, ara katman sayısı da uygulamaya göre değişebilmektedir.

Çıkış

Orta (Hidden) Tabaka

w k +1 = w k − (2J Tk J k ) −1 2J Tk e

(9)

(11)

veya w k +1 = w k − (J Tk J k ) −1 J Tk e (12) Güvenli yaklaşım için Levenberg-Marquardt μ parametresini kullanır. w k +1 = w k − (J Tk J k + μI) −1 J Tk e (13) Burada, μ parametresi hesaplama süresince otomatik olarak güncellenmekte ve böylece iyi yaklaşım elde edilmektedir. LM algoritmasının çok hızlı olmasının nedeni de budur. Bu algoritmanın en büyük dezavantajı çok fazla hafıza gerektirmesidir [13].

V. YSA İLE BASINÇ DAĞILIMININ ELDE EDİLMESİ Bu çalışmada, yapay sinir ağları modeline giriş olarak, bir kanat profiline ait x-y koordinatları verildiğinde, çıkışta bu koordinatlara ait basınç katsayıları dağılımı elde edilir.

Girişler

Giriş Tabakası

A ≈ 2J t J ve eğim aşağıdaki formülle hesaplanır;

Çıkış Tabakası

Şekil 5 Bir YSA modeli YSA yapıları birçok öğrenme algoritmalarıyla eğitilebilir. Bu çalışmada hızlı olması ve yüksek performans sağlaması açısından LM algoritması kullanılmıştır [7]. Bir öğrenme algoritması olan Levenberg-Marquardt (LM) ise Newton algoritmasının değişik bir uyarlamasıdır. Yaklaşım oranı hızlıdır ve eğitim kısa sürmektedir. Diğer taraftan daha fazla işlem yapmakta ve daha fazla hafıza gerektirmektedir. LM algoritması, her bir iterasyon adımında parabolik yaklaşımla hata yüzeyine yaklaşmakta ve paraboloidin minimum adım için çözümü oluşturmaktadır. Basit fonksiyon yaklaşımı, Taylor serisinin ilk terimiyle şöyledir; 1 F(w k +1 ) = F(w k + Δw) + g Tk Δw k + Δ Tk Aw k (7) 2

YSA’yı eğitmek ve test etmek için gerekli olan veriler [6]’dan elde edilmiştir. Şekil 6, basınç dağılımı katsayısını hesaplamak için kullanılan YSA modelini göstermektedir. Basınç dağılımı katsayısı için 2 giriş kullanılmıştır. İki adet gizli kat vardır ve bu katlarda 8 ve 16 işlemci eleman kullanılmıştır. YSA modeli, LM ile eğitilmiştir. Hedef çıkış ile gerçek çıkış arasındaki farklara göre, ağırlıkların yeniden yapılandırılması sağlanmıştır. Yeniden yapılanma işlemi, her bir giriş setinin, ağlara göre her defasında uygulanmasından sonra yapılır. Tüm YSA’larda ara katlarda aktivasyon fonksiyonu olarak HT kullanılmıştır. Öğrenme, kullanılan kritere göre tatmin edici sonuçların elde edilmesine (mesela hedef hatanın belirlenen eşik seviyesinin altına düşmesi) veya belirlenen maksimum epoch sayısına kadar devam eder. Şekil 7, öğrenme-hata grafiğini göstermektedir. Şekil 8 ve Şekil 9 grafikleri ise, sırasıyla YSA’dan elde edilen eğitim ve test sonuçlarını göstermektedir. YSA’lar kullanılarak basınç katsayısının daha basit şekilde ve daha kısa sürede hesaplanması gerçekleştirilmiştir. YSA’nı eğitmede, 864 veriden oluşan eğitim seti, test etmek için ise 54 veriden oluşan test seti kullanılmıştır.

bu ifadede g = ΔE eğimdir ve A = Δ2 ise global hata E’nin Hessian’ıdır. Hata yayınımında ağırlıklar;

172

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ KAYNAKLAR

Şekil 6 Basınç dağılımı katsayılarının hesaplanmasında kullanılan YSA modeli. YSA için maksimum epoch sayısı 2000 olarak seçilmiştir. Basınç katsayısı için eğitme ve test sonucunda sırasıyla 1.3990 ve 5.0398 ortalama karesel hata (mse) değerleri elde edilmiştir. Toplam mse değeri ise 6.4388 olmuştur. Şekil 8 ve 9’daki eğitim ve test değerleri ile YSA sonuçları, literatürde bulunan sonuçlarla çok iyi bir uyumluluk içindedir. VI. SONUÇLAR VE TARTIŞMA Bu çalışmada, NACA 4412 profili için basınç katsayıları dağılımının hesaplanması YSA kullanılarak yapılmıştır. YSA’nın eğitilmesinde LM algoritması kullanılmıştır. YSA kullanılarak elde edilen sonuçların, literatürdeki mevcut sonuçlarla çok iyi bir uyumluluk içinde olduğu görülmüştür. Bu çalışmada sunulan YSA modeli, karmaşık matematiksel fonksiyonlara ve hesaplamalara ihtiyaç duymadan basınç katsayıları dağılımını doğru bir şekilde vermiştir. Basınç katsayıları dağılımını doğru bir şekilde verebilen bu YSA-CAD modeli, uçak ve havacılık mühendisliği için çok kullanışlı bir modeldir. Gerçek zamanda hesaplama süresi çok kısadır. Sonuç olarak, bu YSA modelinin, uçak ve havacılık mühendisliğinin CAD uygulamalarında geniş bir şekilde uygulama alanı bulması beklenmektedir.

[1] Fundamentals of Aerodynamics John D. ANDERSON, JR. University of Maryland 1991. [2] Roland Siegwart, Andre Noth, Christian Bermes Aircraft and Spacecraft Systems Design, Autonomous Systems Lab. http://www.seqair.com/TheGlider/TheGlider.pdf [3] Ilan Kroo, Aircraft Design Synthesis and Analysis Version 1.2, September 2006, by Desktop Aeronautics Inc., 2006 [4] F. Stern, M. Muste, D. Houser, M. Wilson, S. Ghosh, Measurement of Pressure Distribution and Forces Acting on an Airfoil, 2004 [5] http://home.anadolu.edu.tr/ ~mcavcar/ hyo301/ 14_ PressureDistribution.pdf [6] By Robert M. Pinkerton, Calculated and Measured Pressure Distributions Over The Midspan Section of The N.A.C.A. 4412 Airfoil, Report No: 563 [7] M. L. Minsky and S. A. Papert, Perceptron, Expanded Edition, Cambridge, MA: MIT Press, London, UK, 1988. [8] A. Maren, C. Harston and R. Pap, Handbook of Neural Computing Applications, ISBN 0-12-471260-6, Academic Press, London, UK, 1990. [9] P. S. Simpson, Artificial Neural Networks, A Foundation, Paradigm, Applications and Implementation, Pergamon Press., 1990. [10] J.M. Zurada, Introduction to Artificial Neural Networks, West Publishing Company, 1992. [11] S. Haykin, Neural Networks, A Comprehensive Foundation, Macmillan College Publishing Comp. Inc., 1994. [12] D. E. Rumelhart and J. L. McClelland, Parallel Distributed Processing, Vol. 1, The MIT Press, Cambridge, 1986. [13] M. Hagan, M. B. Menhaj, Training Feedforward Networks with the Marquardt Algorithm, IEEE Transactions on Neural Networks, Vol 5., No 6, November 1994.

173

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 7 Öğrenme-hata grafiği.

Şekil 8 Eğitim ile YSA sonuçları grafiği (θ=30° için).

174

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 9 Test ile YSA sonuçları grafiği. (θ=18° için).

175

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

SESALTI BİR KANADIN P-K METHODU İLE FLUTTER ANALİZİ Seher Durmaz

Özge Özdemir Özgümüş

Ayşe D. Özüncer

[email protected]

[email protected]

[email protected]

Metin O. Kaya [email protected]

İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak-Uzay Bilimleri Fakültesi, Uçak Müh. Bölümü, 34469, Maslak, İSTANBUL

ÖZET Bu çalışmada, literatürde yaygın olarak kullanılan Goland kanadına p-k metodu uygulanarak farklı modeller için flutter analizi yapılmıştır. İndirgenmiş frekans iterasyonu ile belirli bir hız değeri için elde edilen sonuçlar, mevcut çözümler ile karşılaştırılmıştır. İlk önce, incelenen yay modelinde Lagrange yöntemi kullanılarak hareket denklemleri elde edilmiş, çırpınma hızı ve indirgenmiş frekans değeri hesaplanmıştır. Daha sonra, yay modeline göre gerçeğe daha yakın olan Euler-Bernoulli kiriş modeli ile modellenen kanadın hareket denklemleri çıkarılmış ve kritik çırpınma karakteristikleri elde edilmiştir. Kiriş modelinde, hareket denklemlerine Galerkin metodu uygulanmış, ilk olarak tek terim ve sonrasında daha iyi bir yaklaşım elde edebilmek amacıyla iki terim alınarak çözüm yapılmıştır. Her iki model için hesaplanan hız ve frekans değerleri kıyaslanarak analitik çözüme benzerliklerine göre kullanılabilirlikleri tartışılmıştır.

w = w e pτ θ = θ e pτ

(2.1)

(2.2) Hareket denklemlerinde yer alan aerodinamik terimler için ise aşağıdaki basit harmonik hareket kabulü yapılır.

w(x, t ) = w( x )eiωt

θ (x, t ) = θ (x )e

(2.3)

i ωt

(2.4)

Bu şekilde aşağıda verilen flutter determinantı elde edilir.

p 2 [M ] +

[

]

b2 [M ] ω 2 − ρ∞ [A(ik )] = 0 U2

(2.5)

Verilen bir hız için herhangibir başlangıç k (indirgenmiş frekans) değeri atanarak determinant çözülür ve p kökleri aşağıdaki gibi hesaplanır.

p = γk ± ik γ=

(2.6)

1 ⎛ a n +1 ⎞ ⎟ ln⎜ 2π ⎜⎝ an ⎟⎠

(2.7)

Burada, γ logaritmik azalmayı, an ve an+1 ise art arda gelen salınımların genliklerini ifade eder.

I. GİRİŞ Aeroelastisite konusunda, özellikle de pratik uygulamalarda kullanılan k metodu, dikkate değer birçok avantajı olmasına rağmen matematiksel uygunluğu, yapay sönümlemenin g=0’dan faklı değerleri için hesaplanan frekans ve sönümleme karakteristiklerinin sistemin davranışını doğru ifade edip etmediği, tartışılan konular olmuştur [1]. Ancak, 1971 yılında Hassig [2] yaptığı çalışma ile k metodunun, flutter durumunun kaynaklandığı modları doğru olarak bulamayacağını göstererek, p ve k metotlarının beraber uygulandığı p-k metodunu geliştirmiştir. II. P-K METODU P-k metodunun uygulanışı, hareket denklemlerinin homojen kısmının boyutsuz zaman terimi τ=Ut /b’nin kullanılarak tekrar yazılmasını içerir. Buna göre, denklemlerin homojen kısımlarında aşağıdaki ifadeler kullanılır.

Başlangıç çözümünden elde edilen p kökü, denklem (2.5)’te yerine yazılarak

k1 = ℑ( p ) ,

γ1 =

ℜ( p ) k1

(2.8)

değerleri elde edilir. Bulunan k1 değeri, A(ik1) olarak denklem (2.5)’te yer alan aerodinamik matriste yerine yazılarak yeni bir matris elde edilir ve determinant p için tekrar çözülür.

k2 = ℑ( p ) ,

γ2 =

ℜ( p ) k2

(2.9)

Az sayıda iterasyon yapıldığında k belirli bir değere yakınsar. Böylece belirli k ve γ değerleri elde edilir. Farklı hızlar için de iterasyonlar tekrarlanır ve γ' nın sıfır olduğu durum, aranan çözümdür [1, 2].

176

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

III. KANAT MODELLERİ

B. KİRİŞ MODELİ

Bu çalışmada, özet kısmında da açıklandığı gibi incelenen kanat için önce yay ve daha sonra kiriş modeli kullanılacaktır.

Bu modelde kanat, kökte ankastre ve uçta serbest sınır koşullarına sahip Euler-Bernoulli kirişi olarak modellenir. Şekil 2’de verilen model, sivrilik oranına sahip bir kirişi gösterirken kullanılan referans kanat, dikdörtgen kanat olarak modellenmiştir.

U

A. YAY MODELİ

Elastik Eksen

Kullanılan yay modeli Şekil 1’de verilmiştir.

x

yθ Atalet Ekseni

x

Şekil 1. Yay modeli Burada; a boyutsuz büyüklüğü, elastik eksenin veter ortasına göre konumunu ve b, yarı veterin uzunluğunu göstermektedir. Yay modeli için Lagrange yöntemi ile elde edilen hareket denklemleri aşağıda verilmiştir. (3.1) && + Sθθ&& + K w w = − L mw & & (3.2) && + I θ + K θ = M S w θ

θ

θ

Şekil 2. Daimi akım içinde kiriş olarak modellenen sivrilmiş bir kanat için elastik eksen ve atalet eksenin yeri Şekil 2’de daimi akım hızı, U ile gösterilirken, elastik eksen ile atalet ekseni arasındaki mesafe yθ olarak gösterilmiştir. Ayrıca, kanadın elastik ekseni x-ekseni ile çakışıktır. Kanatta meydana gelen deformasyon, z-doğrultusunda oluşan w düşey deplasmanı ve kanadın, elastik eksen çevresinde θ açısı kadar burulması mertebesinden belirlenir. Kanat deformasyonları, Şekil 3(a) ve (b)’de gösterilmiştir.

y

x

Denklemler (3.1) ve (3.2)’de yer alan m birim uzunluk için kütleyi; Sθ kanat statik momentini; Kw deplasman yay katsayısını; L aerodinamik taşıma kuvvetini; Iθ birim uzunluk için kütle ataletini; Kθ burulma yay katsayısını; My ise aerodinamik momenti temsil etmektedir.

z

Theodorsen Teorisi’ne göre çıkarılan taşıma kuvveti, L ve aerodinamik moment, My ifadeleri aşağıda verilmiştir [3]. ⎡ (3.3) ⎛1 ⎞ ⎤ && + Uθ& − baθ&&) L' = 2πρ UbC(k ) w& + Uθ + b − a θ& + πρ b 2 (w ∞

⎜ ⎝2

⎢ ⎣

⎟ ⎥ ⎠ ⎦

μ

w

U2 akik(1+2a)C(k)

μ

μ

(3.4)

+ p2yθ

μ

θ

(

)

4ik (1+2a)[2i −k(1−2a)]C(k) +k 4i −8ia−8a k 2⎛ 2 2 b2 ⎞ +r ⎜⎜ p +ωθ 2 ⎟⎟ U⎠ 8k2μ ⎝ 2

3

2

=0

(3.5)

c

w

)

z

y

Denklem (3.1) ve (3.2)’ye, ikinci bölümde açıklanan p-k metodunun uygulanması ile flutter determinantı, aşağıdaki gibi elde edilmiştir. k2 b2 C(k) k(i +ak) +[2+ik(1−2a)]C(k) 2 p2 − +ω2 +2i +p y 2

(a)



⎫ ⎡ ⎛1 ⎞⎧ ⎛1 ⎞ ⎤ && + Uθ& − baθ&& ⎬ M ' = b⎜ + a ⎟⎨2πρ∞UbC(k )⎢w& + Uθ + b⎜ − a ⎟θ&⎥ + πρ∞ b 2 w ⎝ 2 ⎠⎩ ⎝2 ⎠ ⎦ ⎣ ⎭ ⎡1 ⎛1 a⎞ ⎤ && + Uθ& + b⎜ − ⎟θ&&⎥ − πρ∞b3 ⎢ w ⎝8 2⎠ ⎦ ⎣2

x

θ



(

w

(b) Şekil 3. (a) w, düşey deplasman (b) θ, kanat kesitinin dönmesi Burada bölgesel hücum açısını ifade eden θ açısı, hücum kenarının yukarı durumu için pozitif değer alırken düşey deplasmanı ifade eden w’nun aşağı yönlü olduğu durumlarda w pozitif değer alır.

177

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Eğilme-burulma etkileşimine maruz kalan EulerBernoulli kirişine ait kinetik ve potansiyel enerji ifadelerine Hamilton prensibi uygulanarak hareket denklemleri, denklemler (4.1) ve (4.2)’deki gibi elde edilmiştir [4]. ⎛ ⎜⎜ EI ⎝ ∂ ⎛ − ⎜ GJ ∂x ⎝ ∂2 ∂x 2

⎞ ∂2w ∂ 2θ ⎟⎟ + ρ A + ρ Ay θ + L′ = 0 2 ∂t ∂t 2 ⎠ ∂θ ⎞ ∂ 2w ∂ 2θ + Iθ −M′=0 ⎟ + ρ Ay θ ∂x ⎠ ∂t 2 ∂t 2

∂2w ∂x 2

L

0

+ p a 411 − C (k )ika 412 + k a 413 − k a 414

2

2

b2 b321 + p 2 b322 − C (k )b323 − C (k )ikb324 − ikb325 − k 2 b326 + ikb327 − k 2 b328 U2 b2 b421 + p 2 b422 − C (k )b423 − C (k )ikb424 − ikb425 − k 2 b426 + ikb427 − k 2 b428 U2

=0

(4.3) Determinantta kısaltılmış olarak verilen katsayılar ise Tablo 1’de gösterilmiştir. Tablo 1. Galerkin yöntemi ile elde edilen katsayılar

L

Yay ve kiriş olarak iki ayrı şekilde modellenen kanadın flutter hızını ve frekanslarını bulmak amacıyla Mathematica paket programı kullanılarak kod yazılmış ve sonuçlar elde edilmiştir. Sonuçların doğruluğunu test etmek için literatürde yaygın olarak kullanılan Goland kanadının değerleri alınmıştır. Kanadına ait veriler Tablo 2’de özetlenmiştir [6]. Tablo 2. Goland kanadı verileri Parametreler Değerler m 0.746 slug/ft Sθ 0.447 slug/ft/ft EI 23.6 × 106 lb ft GJ 2.39 × 106 lb ft Iθ 1.943 slug/ft2/ft a –1/3 l 20 ft b 3 ft yθ 0.199 ft Şekil 3 ve Şekil 4’te farklı iki model için γ-U grafikleri çizdirilmiştir. γ=0 hali, hız ekseninin kesildiği yer flutter durumudur. γ-U Grafiği 0.2 0.1 0

b111 = ∫ myθ Φ1 f1dx

-0.1

0

0

0

100

200

300

400

500

γ

-0.2

L

-0.3

0

a113 = ∫ 2πρ∞b2 f12 dx

0

V. SONUÇLAR

b112 = ∫ 2πρ∞b Φ1 f1dx

0

b125 = ∫ πρ∞b 3aΦ 2 f1dx

0

3

L

L

a124 = ∫ πρ∞ b 2 f1 f 2 dx

L

a112 = ∫ mf12 dx

0

0

b2 b121 + C (k )b122 + C (k )ikb123 + k 2 b124 + k 2 b125 U2 b2 b221 + C (k )b222 + C (k )ikb223 + k 2 b224 + k 2 b225 U2

L

b124 = ∫ πρ ∞ b 3Φ 2 f1dx

a123 = ∫ 2πρ∞b2 f1 f 2 dx

p 2 b211 + C (k )b212 + C (k )ikb213 + ikb214 + k 2 b215

d 2 ⎛ d 2 f1 ⎞ ⎟ f1dx a111 = ∫ 2 ⎜⎜ EI dx 2 ⎟⎠ dx ⎝ 0

L

L

b2 b311 + p 2 b312 − C (k )b313 − C (k )ikb314 − ikb315 − k 2 b316 + ikb317 − k 2 b318 U2 2 b b411 + p 2 b412 − C (k )b413 − C (k )ikb414 − ikb415 − k 2 b416 + ikb417 − k 2 b418 U2

L

⎛1 ⎞ b123 = ∫ 2πρ ∞ b 3 ⎜ − a ⎟Φ 2 f1dx ⎝2 ⎠ 0

0

(4.2)

p 2 b111 + C (k )b112 + C (k )ikb113 + ikb114 + k 2 b115

Galerkin Katsayıları

0

L

a122 = ∫ mf1 f 2 dx

p a 422 − C (k )ika 422 + k a 423 − k a 424 2

L

b122 = ∫ 2πρ∞ b 3Φ 2 f1dx

L

b2 b2 a111 + p 2 a112 + C (k )ika113 − k 2 a114 a121 + p 2 a122 + C (k )ika123 − k 2 a124 U2 U2 b2 b2 a 211 + p 2 a 212 + C (k )ika 213 − k 2 a114 a 221 + p 2 a 222 + C (k )ika 223 − k 2 a 224 U2 U2 p 2 a311 − C (k )ika 312 + k 2 a 313 − k 2 a 314 p 2 a 322 − C (k )ika 322 + k 2 a 323 − k 2 a324 2

0

d 2 ⎛ d 2 f2 ⎞ ⎜ EI ⎟ f1dx dx 2 ⎜⎝ dx 2 ⎟⎠

a121 = ∫

(4.1)

Denklem (3.3) ve (3.4)’ te verilen taşıma kuvveti ve aerodinamik moment ifadeleri, kiriş modeli için çıkarılan denklemler (4.1) ve (4.2)’de yerlerine yazılır. Elde edilen ifadelere iki terimli Galerkin yöntemi [5] uygulanarak flutter determinantı aşağıdaki gibi elde edilir.

2

b121 = ∫ myθ Φ 2 f1dx

0

L

Denklemlerde yer alan EI eğilme rijitliği, GJ burulma rijitliği, ρ malzemenin yoğunluğunu ve A kiriş kesit alanını ifade etmektedir.

2

L

a114 = ∫ πρ∞ b 2 f12 dx

-0.4

L

⎛1 ⎞ b113 = ∫ 2πρ∞ b 3 ⎜ − a ⎟Φ1 f1dx ⎝2 ⎠ 0

-0.5 -0.6

L

b114 = ∫ πρ∞ b 3Φ1 f1dx

-0.7

U (ft/s)

0

L

Şekil 3. Yay modeli için γ-U grafiği

b115 = ∫ πρ∞ b 3 aΦ1 f1dx 0

178

600

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ [4] Özge Özdemir Özgümüş, Bir Helikopter Palinin Dinamik ve Aeroelastik Analizi, İTÜ, Yüksek Lisans Tezi, 2005. [5] Y. C. Fung, An Introduction To The Theory Of Aeroelasticity, Dover Publications, 1969. [6] J. Lin, K. W. Iliff, Aerodynamic Lift and Moment Calculations Using a Closed-Form Solution of the Possio Equation, NASA, 2000.

γ-U Grafiği 0.1 0 0

100

200

300

400

500

600

-0.1

γ

-0.2 -0.3 -0.4 -0.5 -0.6 -0.7

U (ft/s)

Şekil 4. Kirişi modeli için γ-U grafiği Son olarak bir kıyaslama yapabilmek amacıyla çalışmada elde edilen sonuçlar, analitik çözüm ve bağıl hatalar Tablo 3’te verilmiştir. Burada; Uf flutter hızı ve εr, bağıl hata olarak tanımlanır. Tablo-3. Yay ve kiriş modelinin analitik çözüm ile kıyaslanması Uf (ft/s) ωf (rad/s) k 447 69 0.470 Analitik Çözüm [6] 433 67.9 0.495 Yay Modeli % 3.1 % 1.6 % 5.2 εr (Yay Modeli ) Kiriş Modeli 444 70.2 0.474 (tek terimli Galerkin) εr(Kiriş Modeli)

Kiriş Modeli (iki terimli Galerkin) εr(Kiriş Modeli)

% 0.7

% 1.7

% 0.9

448

69.9

0.468

% 0.2

% 1.3

% 0.4

Tablo 3 incelendiğinde aşağıdaki sonuçlara ulaşılır. 1- Kiriş olarak modellenen kanat, yay modeline göre gerçeğe daha yakın sonuçlar vermiştir. 2- Kiriş modelinde iki terim alınarak uygulanan Galerkin yönteminde, tek terim alınarak yapılan uygulamaya göre daha hassas sonuçlar elde edilmiştir. KAYNAKLAR [1] D. H. Hodges, G. A. Pierce, Introduction to Structural Dynamics and Aeroelasticity, Cambridge University Press 2002. [2] H. Hassig, An Approximate True Damping Solution of the Flutter Equation by Determinant Iteration, J. Aircraft, vol. 8, no 11, 1971. [3] Robert H. Scanlan, Robert Rosenbaum, Introduction to the Study of Aircraft Vibration and Flutter, Macmillan, 1951.

179

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

DAİRESEL VE DAİRESEL OLMAYAN JETLERİN YAKIN ALANLARINDA AKIŞ YAPISI VE TÜRBÜLANS Nuri Erkin Öçer1

Gürsu Taşar1

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Y. Doç. Dr. Oğuz Uzol1

Doç. Dr. Serkan Özgen1

e-posta: [email protected] 1

e-posta: [email protected]

Orta Doğu Teknik Üniversitesi, Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bölümü, 06531 ANKARA

ÖZET Dairesel ve eğri köşeli dairesel olmayan lüle ağızlarından çıkan jetlerin türbülanslı akış alanları sıcak-tel anemometrisi kullanılarak deneysel olarak incelenmiştir. Deneyler, asıl akış yönünde en fazla 22 m/s hıza sahip jet üreten bir düzenekte gerçekleştirilmiştir. Asıl akış yönündeki en yüksek hız değeri ve lülenin eşdeğer çapı (De=40 mm) kullanılarak hesaplanan Reynolds sayısı 6*104’e karşılık gelmektedir. Üç ana yöndeki hız değerleri ile birlikte, Reynolds stress tensörünün tüm altı bileşenin dağılımları, üç sensörlü bir sıcak-telin lüle ağzından başlayarak akış yönünde değişik mesafelerde hareket ettirilmesiyle elde edilmiştir. Ölçümler eşkenar üçgen, kare ve karşılaştırmalara temel teşkil etmek üzere dairesel lülelerden alınmıştır. Veriler bu jetler içindeki hız ve vortisite karakteristikleri, türbülans kinetik enerjisi ve kütle karışım düzeyleri gibi akışın yapısına ilişkin niceliklerin karşılaştırılmasında kullanılmıştır. Ayrıca, literatürde bahsi geçen eksenlerin yer değiştirmesi kavramı dairesel olmayan jetler için incelenmiş ancak asıl lüle ağzından akış yönünde 4De mesafeye kadar bu olay gözlenmemiştir.. I. GİRİŞ Karışım kavramı, heterojen fiziksel sistemlerin daha homojen hale gelmesinde yardımcı olmaktadır. Yanma örneğinde olduğu gibi, yakıt ve oksitleyici arasındaki kimyasal tepkime ve buna eşlik eden ısı oluşumu, böyle bir akış sisteminin tanımlanmasını ve incelenmesini daha da zorlaştırmaktadır. Ancak, lülelerden çıkan hava ve yakıtın karışımı özel bir önem arzetmektedir. Dairesel olmayan geometrideki lülelerle karışımın pasif kontrolü, endüstriyel sistemlere de uygulanması kolay olan, daha verimli yanma performansı sağlayabilen bir tekniktir.

Hızlandırılmış havanın bir lüle vasıtasıyla durgun havaya enjeksiyonu nümerik ve deneysel karışım çalışmalarının genel modelini oluşturmaktadır. Akışkanların türbülans yapılarının oluşumunda baskın rol oynayan vortisite dağılımının ölçümü, bu akışkanların karışım düzeylerinin tespitinde önemli bir deterministik niceliktir. Akışkanların karışımında büyük ve küçük ölçekli türbülans yapıları etkindir [1]. Daha önceki birçok çalışmada, dairesel ve dairesel olmayan keskin-kenarlı orifis ve jetler incelenmiştir. Miller tarafından yapılan nümerik çalışmada [2] düşük Reynolds sayılarında dairesel olmayan lülelerden çıkan üç-boyutlu jetler Direkt Nümerik Simulasyon (DNS) yöntemiyle görselleştirilmiş ve dairesel olanlarla karşılaştırılmıştır. Daha iyi bir karşımın işareti kabul edilen eksenlerin yer değiştirmesi olayı tüm dairesel olmayan jetler için gözlenmiştir. Dairesel olmayan jetleri dairesel olanlara göre daha verimli karıştırıcılar haline getiren eksenlerin yer değiştirmesinin önemi Gutmark ve Grinstein [3] tarafından yapılan çalışmada da belirtilmiştir. Jetin çekirdek uzunluğu da ayrıca karışım düzeyini ölçmede belirleyici bir nicelik olarak vurgulanmış ve sonuçlar eşkenar üçgen bir lüleden çıkan jetin diğer incelenen jetlere göre en verimli karıştırıcı olduğunu göstermiştir. Deneysel çalışmalardaysa, Quinn [4] keskin kenarlı bir eşkenar üçgen ağızlı orifisin çıkışının yakın alanını sıcak-tel yöntemiyle incelemiştir. Sonuçta elde edilen nicelikler kullanılarak eşkenar üçgen jetdeki karışım oranının dairesel olana göre daha yüksek olduğu gösterilmiştir. Bu çalışmalarda incelenmeyen, ancak Quinn’in [4] ileri bir araştırma konusu olarak belirttiği bir nokta; köşe eğriliğinin dairesel olmayan jetlerin karışımı üzerindeki etkisidir. Bir lülede keskin kenarlı köşelerin varlığı Schadow [5] ve Toyoda ile Hussain’in de [5] gösterdiği gibi köşelerdeki küçük ölçekli türbülans oluşumunu,

180

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

lülenin kenar kısımlarına nazaran arttırmakta, bu da maddelerin karışımını önemli ölçüde arttırmaktadır. Bu çalışmada dairesel ve eğri köşeli dairesel olmayan lülelerden çıkan jetlerin türbülans yapıları ve karışma düzeyleri sıcak-tel yöntemiyle deneysel olarak incelenmiştir. Deneyler ana yönde en fazla 22 m/s hız sağlayabilen düşük-hızlı bir jet düzeneğinde gerçekleştirilmiştir. Ana yöndeki en yüksek hız değeri ve lülenin eşdeğer çapı (De=40 mm) kullanıldığında Reynolds sayısı 6*104’a karşılık gelmektedir. Üç ana yöndeki hız vektörleri ile birlikte Reynolds stress tensörünün tüm altı bileşenin dağılımları üç sensörlü bir sıcak-tel probunun jetin çıkış alanına paralel karesel düzlemlerde, değişik mesafelerde hareket ettirilmesiyle elde edilmiştir. Veriler bu jetler içindeki vortisite dinamiklerinin, türbülans kinetik enerjisi ve kütle karışım düzeyleri gibi akışın yapısına ilişkin niceliklerin karşılaştırılmasında kullanılmıştır. II. DENEY DÜZENEĞİ VE METODOLOJİ Çalışmalar Şekil 1’de gösterilen jet düzeneğinde gerçekleştirilmiştir. Düzenek bir eksenel fan, difüzör, havayı düzeltici bir odacık ve değişik lülelerin sabitlenmesine olanak sağlayan daralan bir çıkış kısmından oluşmaktadır. Difüzör, odacık ve çıkış plexiglas maddeden, fan aktarım borusu ve lüleler ise metalden üretilmişlerdir. Diffüzör 0.5x0.66 m2 giriş ve 0.66x0.66 m2 çıkışa sahiptir ve uzunluğu 0.34 metredir. Odacık ise karesel bir küp şeklinde olup 0.565 metre uzunluğundadır. Çıkışın uzunluğu 0.29 metre girişi 0.66x0.66 m2 ve çıkışı 0.237x0.237 m2’dir. Bu da 7.75’lik bir daralma oranına karşılık gelmektedir. Her üç lüle de 0.5 m uzunluğunda olup eşdeğer çıkış çapları De=40 mm’ dir.

X/De=4 ölçüm düzleminde ise iki nokta arasında yine 2.54 mm lik hareketle toplamda 152.4 mm lik bir uzunluk boyunca y ve z yönlerinde yürütülmüştür. Şekil 1’de, seçilen koordinat sistemi ve deney düzeneği görülmektedir. Homojen bir akış elde etmek için düzeneğin durultma odası bölgesinde üç kademeli elek kullanılmıştır. Akış yüzünden oluşabilecek titreşimler gerekli bölgelere pabuçlar konarak engellenmiştir. Deneylerde yüksek çözünürlüklü türbülans ölçümleri için tasarlanan 3 eksenli DANTEC P91 sabit sıcaklıklı sıcak tel anemometresi (CTA) kullanılmıştır. Cihazın altın kaplı sondaları 5μm çapında ve 3 mm toplam uzunluğa sahip olup, Reynolds gerilimlerini hesaplamada kullanılan tüm veriyi sağlayabilmektedir. Yönsel kalibrasyon için üreticinin sağlamış olduğu sabitler kullanılmış olup, hız kalibrasyonu jet çıkışının merkezinde gerçekleştirilmiştir. CTA voltaj verilerini hız değerlerine çevirmek için kaydırılmış üs kuralı eğri uydurma yöntemi (shifted power law curve fit) kullanılmıştır.

Bir kontrol birimiyle, en yüksek çözünürlüğü 10-3 inch olan bir hareket mekanizması kullanılarak üç hız bileşeni, lüle çıkışına göre akış yönünde üç düzlemde; X/De=1, X/De=2 ve X/De=4 elde edilmiştir. Sonda, X/De=1 ve X/De=2 ölçüm düzlemlerinde, iki ölçüm noktası arasında 2.54 mm hareketle toplamda 101.6 mm,

181

Şekil 1. Deney düzeneği ve jet koordinat sistemi

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

1 De

2 De

4 De

Şekil 2. Dairesel (üst sıra), kare (orta sıra) ve üçgen (alt sıra) jetler için akış doğrultusundaki ortalama hız bileşeni (x bileşeni)

Şekil 3. Dairesel, kare ve üçgen jetler için kütle karışım oranları

182

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

1 De

2 De

4 De

Şekil 4. Dairesel (üst sıra), kare (orta sıra) ve üçgen (alt sıra) jetler için akış doğrultusundaki ortalama vortisite bileşeni (x bileşeni)

1 De

2 De

4 De

Şekil 5. Dairesel (üst sıra), kare (orta sıra) ve üçgen (alt sıra) jetler için türbülans kinetik enerji dağılımları

III. SONUÇLAR Şekil 2, daire, üçgen ve kare geometrili lülelerin akış yönündeki ortalama hız dağılımını, lüle çıkışından

değişik uzaklıklardaki kesitler için göstermektedir. Dairesel olmayan keskin köşeli lülelerin kullanıldığı, daha önceki çalışmaların aksine, üçgen ve kare

183

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

geometrili lülelerin eksen yönlerinin, çıkıştan 4De uzaklığa kadar korunduğu, yani eksenlerin yer değiştirmediği gözlenmiştir. Ortalama hızların ana akış yönündeki yayılışı göz önünde bulundurulduğunda, üç değişik jetin de yayılmaya maruz kaldığı çok net biçimde görülmekle birlikte, üçgen geometriye sahip jette daha belirgin bir yayılma gözlenmiştir. Bu da üçgen jetin daha yüksek düzeyde bir karışmaya sebep olduğunu gösterir. Şekil 3’de çıkış uçlarının kütle karışım oranları gösterilmektedir. Bu değerler: Kütle Karışım Oranı =

(Q − Q0 ) Q0

Formülde geçen Q0 jet çıkışındaki kütle akışı olup, Q da

Q = ∑ ρ ⋅ Vi ⋅ ΔAi formülüyle ifade edilmektedir. i

Gözlemlenen bölgedeki karışım oranları için negatif değerler almıştır. Bu sonuçlar Quinn [2] ‘in sonuçlarıyla paralellik gösterir. Ancak Quinn’in sözkonusu makalesinde bu oranlar 1.5 De’den sonra pozitif olarak gözlenir. 1.5 De’den sonra gözlenen bu fark Quinn’in daha yüksek Reynolds sayılarında çalışmış olmasıyla açıklanabilir. Bu sonuçlara göre 2De’ye kadar dairesel jetin karışım oranları en yüksek olarak gözlenirken, 3De bölgesinde üçgen jet en yüksek değerleri vermektedir. 4De civarında ise karışım oranları kare ve dairesel jetler için aynı seviyelerde seyretmektedir. Şekil 4’te akış yönündeki ortalama vortisite grafikleri gösterilmiştir. Şekilde jet içinde ters yönde oluşan vortisiteler görülmektedir. Kare ve üçgen jetlerin köşelerinde oluşan vortisitelerin 4De civarında deformasyona uğrayarak 45°’lik bir dönme yaptığı gözlenmekle birlikte, aynı oluşum hız dağılımlarında görülmemektedir. Kare jetteki vortisite dönüşleri üçgen jete göre daha yüksek seviyede olsa da, üçgen jetin kütle karışım oranı lüle çıkışından 3 De’den itibaren daire ve kare jetten daha fazla olmaktadır. Şekil 5’te görülen türbülans kinetik enerji dağılımları incelendiğinde, kare ve dairesel jetlerin türbülans kinetik enerji seviyelerinin üçgen jete göre daha yüksek olduğu görülebilir. Türbülans kinetik enerjinin akış yönünde artması Quinn’in [7] çalışmasıyla örtüşmektedir. IV. ÖNERİLER Bu deneysel çalışmada, üçgen ve kare geometriye sahip ve yuvarlak köşeli çıkış uçlarından çıkan jet akışının

türbülans ve vortisite yapıları ve kütle karışma seviyeleri, dairesel jetle karşılaştırmalı olarak, sıcak tel anemometresi kullanılarak incelenmiştir. İncelenen bölgede en yüksek kütle karışım oranına üçgen jetin, en düşük kütle karışım oranına da kare jetin sahip olduğu görülmüştür. Her ne kadar kare jetin vortisite bozulma ve dönüş değerleri, üçgen ve dairesel jete oranla yüksek olsa da bu kütle karşım oranına yansımamıştır. Bu da, incelenen diğer çalışmalara oranla daha düşük düzeyde tutulan Reynolds sayısına sahip jet akışının farklı bir kütle karışım karakteristiğine sahip olabileceğini akla getirmektedir. Önceki çalışmalarda gözlemlenen eksen çevrimi, incelenen bölgelerde hiçbir jet için gözlemlenmemiştir. Eksen çevrimi ve vortisite dinamiğinin kütle karışımı üzerindeki etkilerini gözlemleyebilmek için, jet çıkışının daha uzak bölgelerin incelenmesi gerekir. V. TEŞEKKÜR Bu proje Türkiye Bilimsel ve Teknolojik Araştırma Kurumu (TÜBİTAK)’ nun katkılarıyla (proje no: 106M067) yürütülmektedir. KAYNAKLAR [1] Gutmark E.J., Schadow K.C., Parr T.P., HansonParr D.M.,Wilson K.J., Noncircular jets in combustion systems., Exp. Fluids 7:248, 1989 [2] Miller, R.S., Madnia, C.K. & Givi, P., Numerical Simulation of Non-Circular Jets, Computers & Fluids Vol. 24, No. 1, pp. l-25, 1995. [3] Gutmark, E.J., Grinstein, F.F., Flow Control with Non-Circular Jets, Annual Review of Fluid Mechanics Volume 31:239–72, 1999. [4] Quinn, W.R., Near-Field Measurements in an Equilateral TriangularTurbulent Free Jet, AIAA Journal Vol. 43, No. 12, December, 2005. [5] Schadow, K.C., Gutmark, E.J., Parr, D.M., Wilson, K.J., Selective Control of Flow Coherence in Triangular Jets, Exp. Fluids 6:129–35, 1988. [6] Toyoda, K., Hussain A.K.M.F., Vortical structures of noncircular jets. Proc.Of the Asian Congr. Fluid Mech., 4th, Hong Kong, pp. A117–27, 1989. [7] Vandsburger, U., Ding, C., The Spatial Modulation of a Forced TriangularJe,t Exp. Fluids 18:239–48, 1995. [8] Quinn, W.R., Measurements in the Near Flow Field of an IsoscelesTriangular Turbulent Free Jet, Experiments in Fluids 39: 111–126 DOI 10.1007/s00348-005-0988-2, 2005.

184

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

TARIMSAL UÇAKLARLA YAPILAN HAVADAN İLAÇLAMADA ATMOSFERİK STABİLİTENİN ETKİLERİNİN İNCELENMESİ Bülent EKER e posta:[email protected] Namık Kemal Üniversitesi,Ziraat fakültesi,Tarım Mak.Bölümü, 59100 TEKİRDAĞ

ÖZET Yaygınlaşan tarımsal savaş uygulamaları teknolojik gelişmelerle desteklenen sistemler yardımıyla etkinlik oranlarını sürekli arttırmaktadır. Bu uygulamalarda sadece ilacın atılması değil ilacın hedefe doğru ve zamanında ulaşmasına çalışılmaktadır.Bu açıdan bakıldığında uğraşılan konu geniş bir perspektif içinde bir taraftan uçağa bağlı,diğer taraftan bitki ve topografik özelliklerine bağlı faktörler yanında kontrol edilemeyen faktörler şeklinde karşımıza çıkmaktadır. Bu kontrol edilemiyen faktörlerden biride atmosferik stabilitedir.Ancak bu faktörün neden olacağı ilaçlama karakteristiklerindeki değişimin bilinmesi ilaçlanma etkinliğini arttırıcı hususlar arasında sayılır.Tarımsal savaş uçağını kontrol eden pilot bu etkinin nasıl sonuçlar doğuracağını bilmeside ilacın gerçek zaman peryodu içinde bitkiye arzulanan düzeyde ulaşmasını sağlayacaktır. İşte bu bildiride her yönü ile atmosferik stabilitenin havadan yapılan ilaçlama uygulamalarında nasıl bir etki yapacağı ortaya konulmaya çalışılmıştır. 1.GİRİŞ Tarımsal savaşın doğasında bitkilerdeki hastalık etmenlerinin sıvı yada toz şeklindeki belirli kimyasal kompozisyonda olan ilaçların etkisi ile ortadan kaldırılması söz konusudur.Amaç bu etkinin sadece hastalık etmenleri ile bulaşık olan alanda gerçekleştirilmesidir. Bu durum tarımsal savaş olarak adlandırılan tüm uygulamaların çevre faktörleri düşünülerek yapılmasını zorunlu hale getirmiştir.Bunu zorlayan bir diğer etmende ilaçlama uygulaması özünde ekonomiklik içermesidir.Eğer bu havadan yapılan tarımsal savaş uygulaması ise konu çok yönlü düşünülmelidir. Yapılan çalışmalar havadan tarımsal savaş uygulamalarının etkinlik değerinin üzerinde birçok

faktörün etkili olduğunu göstermiştir. Genelde bu faktörler kontrol edilebilir(boom genişliği, ilaçlama memeleri,sistemdeki basınç vb.) ve kontrol edilemez (rüzgar hızı ve yönü,atmosferik stabilite vb) şeklinde gruplandırılır. Tarımsal savaş uçağını kullanan pilot bu faktörlerin tümünü kontrol ederek ilaçlamayı en üst seviyede bir etkinlikte bitirmek zorundadır.Zorlandığı nokta kendi denetimi altında olmayan faktörlerle de nasıl baş edeceğidir.Bu konuda teknolojik araç ve gereçler yanında ilaçlamanın mantığının çok iyi bilinmesi büyük yararı olur. Bütün bunlara dayanılarak bu bildiride temel amaç olarak tarımsal savaş uygulamalarında kontrol edilemeyen faktörler içinde en önemlisi olan atmosferik stabilitenin incelenmesi hedeflenmiştir. 2.ATMOSFERİK STABİLİTE İlaçlama uygulaması yapan uçağın yada helikopterin öncelikle iki hususta istemlerinin karşılaması gerekir. Bunlardan birincisi seyir güvenliği diğeri de ilaçlama etkinliğidir. Aslında her iki hususunda etkilendiği faktörlerden biride kontrol edilemiyen faktörler içinde yer alan atmosferik stabilitedir. Atmosferik stabilite ,gerçek zaman ve geçmiş zaman verilerinin birlikte düşünülmesini gerektirir..İlaçlama koşullarında bu faktörün etkinliği meteorojik koşullarla ilişkilidir. Yapılan birçok çalışmada atmosferik stabilitenin sağlanması ile ilaçlamanın daha etkin ve verimli yapılabildiğini bize göstermiştir. Bu açıdan atmosferik stabilitenin, diğer meteorolojik parametrelerin gibi günlük içinde nasıl değişiyorsa aynen değişebileceğini düşünülmesi gerekir.Bunun sonunda ilaçlamanın bu faktörün iyi analiz edilmesi ile daha verimli yapılmasının mümkün olabileceğini düşünülmelidir. Atmosferik stabilitenin değişiminde birçok etmen bulunmaktadır. Bunların başında yüksekliğe bağlı olarak değişen sıcaklık derecesi gelmektedir. Bunun sonunda tanımlanan değer yüksekliğin artması ile atmosfer basıncının azalma oranı olarak bilinmektedir. Bu oran düşey hava hareketlerinde önemli bir etkiye sahiptir.Bir kütlenen düşey konumda yer değişikliğinde formun değişmesine neden olmaktadır.

185

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Bu durum termodinamik yasalar içinde yer alan gazlara ilişkin 1 nolu yasada tanımlanarak her 100 metre yükseklikte 1oC sıcaklığın kuru hava koşullarında değişebileceği ile açıklamaktadır. Oysa adiyabatik (ısı ve madde transferinin olmaması) olan bu oranın gerçek hava koşullarında yüzey sıcaklığı ve diğer yöresel hava koşullarına bağlı olarak değişebileceği bilinmelidir. Örneğin belli bir hacimdeki ılıman hava koşullarında gerçek değerin adiyabatik olarak bilinen değerden fazla olduğu bir gerçektir..Ancak uygulamada bu iki değer aynı yoğunluktaki hava koşulunda eşit olarak alınmaktadır.Ve sonuçta bu değer doğal stabilite değeri olarak tanımlanmaktadır.

faktör rüzgarlardır.İlaçlama paterni buna bağlı olarak değişir (Şekil 2).

Hava hacminin artması ile birlikte sıcaklık farkı artmaktadır. Aynı şekilde sıcaklıkta yükseklikle artmaktadır. Bu koşullarda sıcak hava tabakasının soğuk hava tabakasının üstüne çıkması sonuncu da yükseltiyle ısıda artmaktadır. Bu ters değişim yerde radyasyon soğumasını oluşturur ve ilaç partiküllerinin adeta ılık olan yer yüzeyinde yatay konumda hareket etmesine yol açar.Tüm bu değişimler Şekil 1 de gösterilmiştir.

Şekil 2.Rüzgara bağlı olarak ilaç dağılım paterninin değişimi Burada rüzgarın hızını belirleyen rüzgarın yatay yönde hareketidir. Uçaktan atılan damlanın hareketi, hakim rüzgar ve türbülans koşullarından etkilenmektedir. Rüzgar hızı ve ürünün yataylığına bağlı olarak; türbülans hızı, damla spektrumunun ortalama sedimantasyon hızından daha yüksek, daha düşük veya eşittir. Tarımsal ürünlerde sıralar arasındaki ortalama rüzgar hızı genellikle çok düşüktür ve 45 μm veya daha büyük çaptaki damlalar yerçekiminin etkisiyle yüzeyler üzerine otururlar.

Şekil 1 Stabil ve stabil olmayan koşullar Şekil 1 de 1 nolu koşul doğal stabilitenin olduğu koşuldur.Yani sıcaklığın her 100 m de 1oC arttığı koşuldur.2 koşulu ise stabil olmayan koşuldur.Bir başka değişle havanın soğumasıyla ile artan hacim kısmında ilaç partiküllerinin yüzdüğü bölgedir.3 ve 4 nolu koşullarda sıcaklığın yükseklikle değiştiği stabil bölgeleri göstermektedir.5 nolu koşulda ise sıcaklığın yükseklikle lineer olarak arttığı extrem stabil koşulun olduğu bölgeyi tanımlamaktadır.Öte yandan havadan yapılan tarımsal savaş uygulamalarında atmosfere bırakılan ilaç daneciklerinin çeşitli hava hareketleri taşınması. hem yatay hem de düşey doğrultuda oluşur. İlaç danecikleri , havanın bu hareketi ile ne kadar büyük hacimde hava ile karışırsa o kadar çok seyrelmiş olur, konsantrasyonu azalır ve böylece ilaçlama tesirliliği de azalmış olur.İlacın yatay doğrultudaki taşıması üzerine en tesirli meteorolojik

Sıvı ilaç üzerine rüzgarın etkisi, ilaç damlalarının düşme oranına bağlıdır. Eğer insektisit ürün üzerine dökülürcesine püskürtülürse rüzgar hızının önemi olmayacaktır. Başka bir deyişle, ince sisin ( smoke) yere ulaşması için uzun süre geçecektir. Rüzgar veya turbülans olmadan damlalar yerçekimi etkisiyle yatay olarak yerleştirilmiş yüzey üzerine ulaşmış olacaktır. Bu durum sedimantasyon (çökelme) olarak bilinir. Damlalar, rüzgar önünde (ve turbülans nedeniyle) rüzgara kapılarak hedeflere (veya diğer yüzeylere ) çarparlar. Buna impaction (çarpma) denilmektedir. Bir bitki yüzeyi üzerinde esen rüzgar; türbülans ve yere göre bağıl hızdan dolayı damlanın hareketini etkiler(Tablo 1). Havadan atılan ilaçların düşey doğrultuda yayılması yer yüzeyi ile temas halinde olan ısınmış havanın yükselmesi sebebiyle olur. Isınmış olan hava kütlesi, etrafını çevreleyen soğuk hava moleküllerine nazaran düşük basınca sahiptir ve ile yükselir. kuvveti ortamın kaldırma

186

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Bu yükselme sırasında yükselen hava kütlesinin sıcaklığı azalır. Yükselen hava parselinin sıcaklığı kuru havada ideal olarak her 100 m. de 1 oC azalır (alçalan hava parselinde ise artar)Bununla beraber ortamdaki hava sıcaklığının yükseklikle değişimi

farklı hızlarda olabilir. Bu değerlere gerçek değişme hızı adı verilir. Meteorolojik şartlara bağlı olarak, gerçek değişme hızı adiyabatik değişme hızından büyük veya küçük olabilir

Tablo 1. Farklı rüzgar hızlarındaki damla çapı, çökelme hızı ve sürtünme hızı arasındaki ilişki [1] Damla çapı (mm) 300 100 30 10

Çökelme hızı (m/s) 1.500 0.300 0.030 0.003

Sürtünme hızı (m/s) 1.500 0.300 0.030 0.003

Sıcaklığın yükseklikle olan değişimi (gerçek değişme hızı), adiyabatik değişme hızından büyükse buna süper adiyabatik veya adiyabatik üstü veya yüksek değişme hızı adı verilir. Bu durumda sıcaklığın yükseklikle değişimi >1 oC/100 m dir.. Gerçek değişme hızının 1 oC/100 m. den küçük olması halindeki hıza da adiyabatik altı veya düşük değişme hızı adı verilir. Adiyabatik altı değişme hızının sınır değeri inversiyon adını alır[1]. Herhangi bir sebepten dolayı yeryüzüne yakın hava kütlesi atmosfere nazaran daha soğuk bir durum alırsa bunun hemen üzerinde kararlı bir hava kütlesi oluşur. Böylece yüzeydeki hava kütlesi atmosfere nazaran daha soğuk duruma geçer ve böylece sabahın erken saatlerinde atmosferde kararlı bir hava kütlesi oluşur. Güneş doğması ile yüzeydeki hava hızlı bir şekilde ısınır ve geceleyin teşekkül eden inversiyon tabakası ortadan kalkar. Bu sabit periyod fazla uzamadığı takdirde atmosferdeki ilaç daneciklerine etki süresi birkaç saatten fazla olmaz. İnversiyon kelime olarak ters çevirme manasına gelir. Havadan yapılan ilaçlamada önemli bir yeri vardır. Sıcak hava tabakasının soğuk hava tabakası üzerine çıkması sonucu meydana gelir. İnversiyon tabakaları ilaç daneciklerinin düşey doğrultudaki hareketine ve karışımını engeller. Genelde inversiyonlar; alın, advektif ve radyasyon inversiyonu olarak üç grupta incelenebilir. Atmosferde meydana gelen düşey doğrultudaki hava hava hareketliliklerinin stabilitesi (kararlılığı) büyük ölçüde ortam sıcaklığının yükseklikle değişme hızına bağlıdır. Adiyabatik üstü şartlarda atmosferdeki hava akımları son derece kararsızdır ve ilaç daneciklerinin düşey hareketi ve türbülansı bakımından büyük önemi bulunmaktadır. Atmosferde bulunan nem hava sıcaklığının azalması ile yoğunlaşarak sis teşekkülüne sebep olur. İnversiyon olayına ilaveten havadan yapılan ilaçlamada ilaç daneciklerinin yüzeye ulaşması böylece zorlaşır hatta nerdeyse olanaksız

Rüzgar hızı (m/s) 15.00 3.00 0.30 0.03

hale gelir. Uçak hedef arasındaki zamanda damla çapı buharlaşmadan dolayı değişmektedir. Bu durum, 150 μm’den daha küçük çaplı sıvı esaslı damlalar için çok önemlidir. Küresel damlaların çapı azaldığında yüzey- hacim oranının artacağı aşikardır.Bunun sonucu daha küçük damlalarla, sıvı ilaç buharlaşma oranının daha da ULV artacağı anlaşılabilir..Sonuç olarak, bulunan çözücüler, düşük formülasyonunda buharlaşma oranına sahip olmalıdırlar.. Eğer ULV sıvısında yüksek derecede buharlaşan çözücüler kullanılırsa, küçük damlalar, aerosol sınıfına girerler ve çok uzun zaman havada asılı kalan küçük toz parçacıklarına bile dönüşebilirler. Bu nedenle, ULV ilaçlamalarında su kullanılmalıdır. Düşük buharlaşmaya sahip olan çözücüler; atomizasyon işlemlerinde, buharlaşma sıcaklığın bir derece düşmesine neden olur ve bu durum çözücünün buharlaşmasına ek olarak özellikle atomizer kafası üzerinde kristalizasyona sebep olur. Diğer taraftan vadilerde yapılan ilaçlama uygulamalarında, vadilere çöken sisler güneş ışınlarının yeryüzüne tesirini azaltır ve vadinin ısınması gecikerek geceleyin meydana gelen inversiyon tabakası uzun süre vadi üzerinde kalır; dolayısıyla atılan ilaç ortamdan ayrılmaz. Bu bakımdan havadan yapılan ilaçlama uygulamalarında havadaki nem, sıcaklığın yükseklikle değişme hızına dolayısıyla atmosferdeki olayların kararlılığına tesir edeceği vurgulanabilir. Eğer nem yoğunlaşırsa bu sefer oluşan yağmur tabakası ile atılan ilaç yıkanarak aşağı doğru inerek yeryüzüne ulaşır. Buda kimyasal nitelikte bulunan ilacın çevre kirlenmesi üzerinde olumsuz etkisinin olmasına neden olur. Alçak ve yüksek basınç merkezleri zaman zaman yer değiştirdiğinden hava şartları da değişir. Alçak basınç merkezlerinde hava akımları yatay doğrultuda merkeze doğru ve saat hareketinin ters

187

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

yönündedir ( kuzey yarım kürede ). Bu durum havadan atılan ilacın hedeften uzaklaşmasına neden olur. Yüksek basınç merkezlerinde (antisiklon), havanın yatay düzlemdeki hareketi merkezden dışarı doğru ve saat hareketi yönündedir. Atılan ilaç açısından bu husus oldukça önemlidir. Havanın zemine doğru hareketi, ilacın yüzeydeki bitkiye doğru taşınmasını ve zararlı tesirlerinin artmasını sağlar. Bu durum danecik çaplarının artması sonunda ilaçlamada

istenilen hususların yerine gelmemesine neden olur. Bilindiği gibi damla hedefe çarptığı zaman, hedef üzerinde yayılır ve damlanın küre şekli sona erer.Böylece orijinal damla ölçülerinde sapma görülür.Bu husus yayılma katsayısı (derecesi); sıvı ilaç formülasyonuna ve yüzey özelliğine bağlıdır. Buna bağlı olarak hacimsel ortalama çapla (VMD) bağıntılı olarak damla çapı sınıfları Tablo 2 de verilmiştir.

Tablo 2.Damla çapı sınıfları[1] Damla Çapı Sınıfı Aerosol İnce sis İnce Sıvı İlaçlama Orta Sıvı İlaçlama Kaba Sıvı İlaçlama Yağmur Şeklinde İlaçlama

Hacimsel Ortalama Çap (VMD) (μm) < 50 51 - 100 101 - 200 201 - 400 > 400 > 500 3.STABİLİTE ORANI Öte yandan tarımsal savaş uçakları ile ilaçlama uygulamalarında stabilite oranıda önemli bir faktör olarak bilinmektedir.İlaçlama sırasında uçaktan atılan ilaç üzerinde ortalama rüzgar hızı ve yönü,rüzgar hızının ve yönünün değişim değerleri,relatif nem değeri,atmosferik basınç ve atmosferik stabilite değerinin birlikte toplanarak değerlendirilmesi sonunda bu oran ortaya çıkmıştır.Stabilite oranını ortaya koyan formül ; SR=(Tz2- Tz1 / u2 ).105

(1)

şeklindedir. Formülde;

SR :Stabilite oranı T :z1 ve z2 yüksekliklerindeki değeri(oC) u : Rüzgar hızı(cm/s) değerlerini tanımlamaktadır[2].

sıcaklık

Bulunan bu değerler Yates ve Ark. [9] (Tablo 3) de atmosferik stabilite koşullarına göre değişimi ile verilirken ,Pasquill ve Smith tarafından bu sefer rüzgar hızına bağlı olarak gündüz ve gece koşullarında ortaya konulan stabilite değerleri (Tablo 4) deki gibi ortaya konulmaktadır[3]. Yates ve Ark.yaptıkları çalışmalarda ilaç atım etkinliğinin stabil atmosfer koşullarında daha yüksek olduğunu saptamışlardır.

Tablo 3.Atmosferik stabilite koşullarına bağlı olarak stabilite oranlarının değişimi [9] Atmosferik stabilite koşulu Stabilite Oranları Stabil Olmayan -1,7 ; -0,1 Doğal stabilite -0,1 ; 0,1 Stabil 0,1 ; 1,2 Çok stabil 1,2 ; 4,9 Yer yüzündeki rüzgar hızı(m/s) 6

Yoğun A A-B B C C

Tablo 4.Stabilite sınıflandırması [3] GÜNDÜZ Orta Hafif A-B B B C B-C C C-D D D D

Rüzgar hızı ve yoğunluğunun atılan ilaç oranında etkilidir. [4] Buna bağlı olarak uçağın ilaç atımına geçtiği anda belirleyici faktörün rüzgar hızı olmasına karşın daha uzaktaki noktalara atımında ise belirleyici

GECE Açık hava E D D D

Bulutlu F E D D

faktörün atmosferik stabilite olduğunu işaret etmişlerdir.Sıcaklığın ters etkisi sonucu yüksek atım miktarı ve mesafesi elde edilebilir[5]. Gece yapılan ilaçlamada gündüz yapılan ilaçlamaya oranla daha

188

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

kısa sürede ilacın yeryüzüne ulaşmaktadır[6] Bu durum gece saatlerinde atmosferik koşulların daha stabil olduğunu ortaya koymaktadır. Yüksek ilaç atımı sonundaki sürüklenmenin yüksek rüzgar koşulunda gerçekleşir ve bunun yanında sıcaklığında yüksek olduğu koşullarda ilaç damla çapının çok küçük olur[7]. Bütün bu çalışmalar atmosferik stabilite üzerinde zaman ve koşulların büyük derecede etkili olduğunu göstemiştir.Öte yandan sıcaklığın ters etkisinin gece saatlerinde ve erken sabah saatlerinde daha çok hissedilir[8]. Atmosferik stabilitenin doğal ve stabil olmayan koşulları (gündüz saati ve bulutlu havalarda) ve stabil koşullarında (gece saati) oluşur[3].Tüm daha önce yapılan çalışmalar atmosferik stabilitenin sıcaklık değişimi, yer konumu,günlük zamansal değer ve ilaçlama yapılan yere bağlı olarak değiştiğini göstermektedir. Dolaysıyla tarımsal savaş uçağı yapılacak ilaçlamada bu değerlerin öncelikle saptanması gerekmektedir. Saptama yüksekliğinin de uçağın ilaç atımına geçtiği yer dikkate alınarak saptanmak zorundadır. Rüzgar hızı 2,5m ve 10 m yükseklikten,sıcaklık ise 0,5-2,5-57,5m ve 10m yükseklikte,rüzgar yönü ve solar radyasyon değeri de 2,5 m de olacak şekilde yapılmalıdır.(Şekil 4) 4.SONUÇ Havadan yapılan tarımsal savaş uygulamaları kendine özgü bazı özellikler içermektedir. Bu özellikler incelenirken ilaçlamada etkili olan tüm parametreler ayrı ayrı değerlendirmek zorundadır. Uygulayıcıları zorlayan husus ise bu parametreler içinde kontrol edilemeyen parametrelerdir. Şüphesiz bu konuda en öne çıkan atmosferik stabilitedir. Bir başka değişle kararlı bir atmosferik koşullar altında yapılacak havadan ilaçlamanın etkinlik değeri yüksek olacaktır.

Şekil 4.Atmosferik stabilitenin saptanmasında yararlanan ölçüm direği KAYNAKLAR [1] http:// www.aksuilaclama.com.tr [2]Munn, R.E. 1966. Descriptive Meteorology – Advances in Geophysics Supplement 1. Academic Press. New York,USA [3]Pasquill, F. and F. B. Smith. 1983. Atmospheric Diffusion: A Study of the Dispersion of Windborne Material from Industrial and Other Sources. 3rd Edition. Chichester, Ellis Horwood Limited West Sussex,England [4] Miller, D. R., T. E. Stoughton, W. E. Steinke, E.W.Huddleston, and J. B. Ross. 2000,Atmospheric stability effects on pesticide drift from and irrigated orchard.Transactions of the ASAE 43(5):10571066.USA [5]MacCollom, G. B., W. W. Currier, and G. L. Baumann. 1986, Journal of Economic Entomology 79(2):459-464.USA [6]Hoffmann, W. C. and Salyani, M. Spray deposition on citrus canopies under different meteorological conditions. Trans. ASAE 39 (1): 17-22.1996.USA [7]Bird, S. L. 1995. A compilation of aerial spray drift field study data for low-flight agricultural application of pesticides. In Environmental Fate of Agrochemicals: A Modern Perspective. ed.M. L. Leng, E. M. K Loevey, and P. L. Zubkoff. Lewis Publishers,Chelsea,England [8]Beychok, M. R. 1994. Fundamentals of Stack Gas Dispersion. 3rd Edition Newport Beach, .MiltonR.Beychok.USA [9]Yates, W. E., N. B. Akesson, and R. E. Cowden. 1974. Criteria for minimizing drift residues oncrops downwind from aerial applications. Transactions of the ASAE 17(4): 637-632.USA

189

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

İNSANSIZ BİR HAVA ARACI KANADININ AEROELASTİK ANALİZİ Umut Susuz1

Yavuz Yaman2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Muvaffak Hasan3 e-posta: [email protected] 1

Havacılık ve Uzay Mühendisi, TUSAŞ Türk Havacılık ve Uzay Sanayi A.Ş / Orta Doğu Teknik Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi ,Havacılık ve Uzay Müh. Bölümü, ANKARA 2 Prof. Dr.,Orta Doğu Teknik Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi ,Havacılık ve Uzay Müh. Bölümü, ANKARA 3 Dr.,Şef, Yapısal Analiz, TUSAŞ Türk Havacılık ve Uzay Sanayi A.Ş, ANKARA

ÖZET Bu çalışmada bir İnsansız Hava Aracının (İHA) kanadı MSC®NASTRAN/ Aeroelasticity 1 paketi kullanılarak aeroelastik açıdan incelenmiştir. Kanadın çırpınma hızları ve ıraksama hızları farklı koşullar için hesaplanmış ve sunulmuştur. Bunun yanı sıra iki farklı kanat modeli üzerinde yapılan analizlerle kesit boyunca düzgün daralmanın çırpınma hızı üzerindeki etkisi de incelenmiş ve daralmanın sonucu olarak ortaya çıkan direngenlik artışının çırpınma hızını da arttırdığı görülmüştür.

kaldırma yüzeyinin akıştan enerji almasına ve büyüyen salınımlarla hareket etmesine yani kararsız hale geçmesine sebep olur. Bu hıza, çırpınma hızı denmektedir. Bu hıza karşılık gelen salınım frekansı da çırpınma frekansı olarak adlandırılmaktadır. AERODİNAMİK KUVVETLER

STATİK AEROELASTİSİTE

UÇUŞ MEKANİĞİ DİNAMİK AEROELASTİSİTE

I. GİRİŞ Aeroelastisite, birbirleriyle etkileşim içerisinde olan aerodinamik, elastik ve ataletsel kuvvetlerin havacılık yapıları üzerindeki etkilerini inceler. Aeroelastik etkiler bir uçağın performansına ve güvenli uçmasına genellikle olumsuz katkılarda bulunur. Bu nedenle aeroelastik analizlerin, tasarımın erken safhalarından itibaren yapılmaya başlanması ve tasarımların, gerekiyorsa, kritik durumlar ile karşı karşıya kalınmaması için önceden değiştirilmesi hayati önem taşımaktadır. Şekil 1’deki aeroelastik üçgende aerodinamik, elastik ve ataletsel kuvvetlerin disiplinler arası etkileşimi gösterilmiştir. Çırpınma (flutter) bir dinamik aeroelastisite problemi olarak bu üçgenin tam ortasında yer almaktadır. Çırpınma, uçuş esnasında uçağın kaldırma yüzey(ler)inin kendi kendine büyüyen salınımlarıdır ve meydana gelmesinde elastik, aerodinamik ve ataletsel kuvvetlerin etkileşimi önemli rol oynar. Her yapının belirli bir yapısal sönümleme sabiti vardır. Buna karşın aerodinamik sönüm uçuş hızına bağlı olan bir değişkendir. Uçuş hızındaki artışlar aerodinamik sönümün azalmasına neden olur ve belirli bir hızda yapıya etkiyen toplam sönüm değeri sıfıra düşer. Bu hızdaki herhangi bir ufak uyarıcı etki,

ELASTİK KUVVETLER

ATALATSEL KUVVETLER

MEKANİK TİTREŞİMLER

Şekil 1. Aeroelastik etkileşimler Çırpınma hızı ve frekansı temelde yapının doğal frekanslarına ve titreşim biçimlerine bağlıdır. Doğal frekans analizlerinin sonuçlarına göre çırpınma analizinin yapılacağı frekans aralığına karar verilir. Aeroelastik analizler ve yer titreşim testleri sonuçlarına göre performans hedeflerini, ya da yapısal bütünlüğü, sağlamak amacıyla gerekli yapısal değişiklikler tasarıma yansıtılmalıdır. II. AEROELASTİK ÇÖZÜM METOTLARI Genellenmiş koordinatlara çevrilmiş çırpınma denklemi aşağıda verilmiştir[1]

[]

[]

[] []

~ ~ ~ ~ (−ω2 ⋅ M +i ⋅ω⋅ C +(1+i ⋅ g)⋅ K −q⋅ Q)⋅{Uh} = 0 (1) Bu denklemde

[M~ ] = [φ ]

190

T

⋅ [M ]⋅ [φ ] genellenmiş kütle matrisini,

HaSeM'08

[C~ ] = [φ ]

T

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

⋅ [C ] ⋅ [φ ] genellenmiş sönüm matrisini,

(g) sıfır olarak kabul edilir ve p-k metodu için temel hareket denklemi aşağıdaki gibi elde edilir.

[K~ ] = [φ ]

⋅ [K ] ⋅ [φ ] genellenmiş direngenlik matrisini simgelemektedir. T

( −ω

[φ] matrisi sistemin düşük mertebeli titreşim biçimlerini içerir ve g yapay yapısal sönüm değerini gösterir. Denklem (1) çırpınma analizi için genel hareket denklemdir ve bu denklemi çözebilmek için pek çok yöntem geliştirilmiştir. Bu yöntemler temel olarak frekans bölgesi (frequency domain) çözüm metotları ve Laplace bölgesi çözüm metotları olarak iki gruba ayrılabilir. Sıklıkla kullanılan frekans bölgesi çözüm metotları k metodu ve p-k metodudur. k metodu, Amerikan metodu olarak da bilinir ve 1951’de Scanlan ve Rosenbaum tarafından Theodrosen’in 1940’larda ortaya koyduğu tekniklerin gözden geçirilip toplanmasıyla geliştirilmiştir [3]. Hız, sönüm değeri ve frekans hesaplamaları belirlenen indirgenmiş frekanslarda (reduced frequencies) yapılır. Ancak k metodun önemli dezavantajları da vardır. Örneğin hesaplanan sönüm (g) değerleri sadece g=0 noktası etrafında geçerli, diğer bölgelerde fiziksel olarak anlamsızdır. Ayrıca k metodu önemli bir aeroelastik durumunu özellik olan ıraksama (divergence) hesaplayamamaktadır. Bunun yanı sıra p-k metodu ise İngiliz metodu olarak bilinir ve avantajlarından dolayı genelde k metoduna tercih edilir. p-k metodu 1965’te Irwin ve Guyet tarafından geliştirilmiştir [4]. Bu metodun denklemindeki bütün matrisler gerçektir ve frekans ve sönümleme hesapları belirlenmiş hız değerlerinde yapılır. k metodu ile karşılaştırıldığında p-k metodu daha gerçekçi sönüm değerleri verir. p-k metodu ıraksama durumunu da bulabilmektedir. Laplace bölgesi çözümleri ise p metodu ve kök yer eğrisi (root-locus) metodudur. p metodu için anlaması en kolay ama uygulaması en zor metot da denilebilir. p metodu, hareket denkleminin kompleks özdeğerlerini çözmeye dayanır. Ancak yöntemin zorluğu zaman alanında hesaplanmış genellenmiş aerodinamik kuvvetlerin Laplace alanına taşınmasında ortaya çıkmaktadır. Kök yer eğrisi metodu ise aeroelastik frekansların dinamik basınçla değişimini kök yeri (root loci) analizi ile bulma esasına dayanır[4] p-k metodunda aerodinamik matrisin gerçek kısmı direngenlik, sanal kısmı da viskoz sönüm olarak alınır. Denklem (1) deki yapay yapısal sönüm değeri

2

[ ] [ ]

[ ]

[ ]

~ ~ ~ ~ ⋅ M + i ⋅ ω ⋅ C + K − q ⋅ Q ) ⋅ {U h } = 0 (2)

Aşağıda verilen tanımlamaların denklem (2)’ye yerleştirilmesi ile Denklem (3) elde edilir. MSC®NASTRAN/ Aeroelasticity 1 modülü p-k metodu çözümünde bu denklemi kullanmaktadır [2]. p =

i ⋅ω ⋅ L V∞

q =

1 ⋅ ρ ⋅V ∞ 2

k =

2

=

ω ⋅L V∞

1 ω ⋅L 2 ) ⋅ ρ ⋅( k 2

((V∞ )2 ⋅ [M~ ]⋅ p2 + (V∞ ) ⋅ [C~]⋅ p + [K~] − ρ ⋅V∞ L

L

2

2

~

⎡p ~ ~ ⎤ ⋅ ⎢ QI + QR ⎥) ⋅ {Uh } = 0 ⎣k ⎦

(3)

~I

Denklem (3)’te Q R ve Q sırası ile aerodinamik kuvvetler matrisinin (Q) gerçek ve sanal kısımlarını ifade etmektedir ve fiziksel açıklamaları aşağıdaki şekilde yapılabilir.:

~ Q I =modal aerodinamik sönüm matrisi. ~ Q R =modal aerodinamik direngenlik matrisi. Denklem (3) p-k metodunun temel denklemidir. Bu denklemdeki matrislerin hepsi gerçek sayılardan oluşur [5]. Eşitlikler farklı Mah sayısı, hız ve yükseklik değerlerinde p’yi bulmak için çözülür. Elde edilen sonuçlarla hız-sönüm (V-g) ve hız-frekans (V-f) grafikleri belirlenir ve bu grafikler incelenerek çırpınma ya da ıraksama olasılıkları saptanır. V-g grafiklerinde eğrinin yatay ekseni keserek işaret değiştirdiği (negatiften pozitife geçtiği) nokta olası çırpınma hızını vermektedir. Bu grafiklerdeki, özellikle ekseni kestiği noktaya yakın bölgedeki, dik eğimler çırpınmanın çok az hissedilir uyarılar vererek ya da hiç bir uyarı hissi yaratmaksızın aniden meydana gelebileceğini gösterir. III. DÜZ VE DARALAN SİMETRİK PROFİLLİ BİR KANADIN ANALİZİ Çalışmada kesitteki daralmanın aeroelastik özellikler üzerindeki etkisini incelemek için iki ayrı kanat modeli yaratılmış ve incelenmiştir. Kanatlardan birincisi simetrik kesite ve dikdörtgensel izdüşüme sahip iki kiriş ve dört sinirden oluşan bir modeldir. İkinci model ise aynı açıklığa, kök veteri uzunluğuna, kanat profiline, kiriş ve sinir sayısına sahip ancak kanat ucuna doğru daralan bir kanat modelidir. Şekil 2’de her iki modelin de geometrik ölçüleri ve izdüşüm görüntüleri gösterilmiştir.

191

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Hız-Sönüm Grafiği

0.6 0.4 0.2

Sönüm, g

0 230 -0.2

245

260

275

290

305

320

335

350

365

380

395

-0.4 -0.6 -0.8

düz kanat daralan kanat

-1

Hız [m/s]

Şekil 3. Düz ve daralan kanatların çırpınma hızsönüm grafikleri Hız-Frekans Grafiği düz kanat

110

daralan kanat

102.5 95

Şekil 2. Düz ve daralan kanatların geometrik özellikleri(C:Kilitli , F:serbest)

Frekans [Hz.]

87.5

Modeller alüminyum olarak varsayılmış; kiriş ve sinir kalınlığı 1.15 mm., kaplama kalınlığı ise 0.7 mm. olarak modellenmiştir. Kökte sabit sınır koşulu verilerek incelenen kanatların titreşim biçimleri ve doğal frekansları Tablo 1’de sunulmuştur. Çırpınma analizleri deniz seviyesi aerodinamik değerleri girilerek yapılmış ve hız-sönümleme ve hızfrekans grafikleri sırasıyla Şekiller 3 ve 4’te gösterilmiştir. Şekil 3’te eğrilerin yatay ekseni keserek işaret değiştirdiği noktalar farklı kanatlar için Doğrusal çırpınma hızlarını göstermektedir. interpolasyon yapılarak hesaplanmış değerler Tablo 2 de sunulmuştur. Tablo 1 Düz ve daralan kanatların doğal titreşim biçimleri ve frekansları Düz kanat [Hz] 1. düzleme dik eğilme 13.99 2. düzleme dik eğilme 72.32 1. burulma 86.21 1. düzlemsel eğilme 90.83 Titreşim biçimi

Daralan Kanat [Hz] 15.51 68.31 139.96 101.65

80 72.5 65 57.5 50 42.5 35 230

245

260

275

290

305 320 Hız [m/s]

335

350

365

380

395

Şekil 4. Düz ve daralan kanatların çırpınma hızfrekans grafikleri Şekiller 3 ve 4 ile Tablo 2 incelediğinde, daralan kanadın çırpınma hızının diğer kanattan daha yüksek olduğu ve kesitteki daralmanın çırpınma hızını arttırıcı bir etkisi olduğu gözlemlenmektedir. Bu sonuç daralan kanadın doğal frekanslarının daralmayan kanada göre daha yüksek olması ile ilintilidir. Doğal frekanslardaki bu artış yapının daha yüksek bir direngenliğe sahip olduğunu gösterir. Direngenlikte ki bu artış da çırpınma hızına, artış olarak yansımaktadır. Daralan kanadın çırpınma frekansı da daralmayan kanada göre daha yüksek olarak bulunmuştur. Tablo 2 Düz ve daralan kanatlar için hesaplanmış çırpınma hızları ve çırpınma frekansları Çırpınma hızı Çırpınma frekansı

Düz kanat 318.7 [m/s] 40.8 [Hz]

Daralan kanat 348.5 [m/s] 54.5 [Hz]

Kesitte daralmanın çırpınma hızını arttırması sonucu beklenen bir durumdur. Kaynak [6] da belirtilen rüzgar tüneli testleri de bu sonucu doğrulamaktadır. Analizleri yapılan kanatların kanat açıklığı sabit tutulmuştur. Daralmanın etkisiyle açıklık oranı (aspect

192

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ratio) artmaktadır. Kaynak [7]’de de anlatıldığı üzere açıklık oranının artması çırpınma hızını arttırmaktadır.

Hız-Sönüm grafiği

0.004

deniz seviyesi 1500 m.

0.003

3000 m. 0.002

IV. İHA KANAT ANALİZİ Çalışmanın bu kısmında bir İnsansız Hava Aracı (İHA) kanadının aeroelastik analizi yapılmıştır. İHA kanadının sonlu elemanlar modeli Şekil 5’te gösterilmiştir. Sınır koşulu kökte sabitleme şeklinde belirlenmiş ve analizler bu sınır koşulunda yapılmıştır. yüksekliğin aeroelastik özellikler Çalışmada üzerindeki etkisini görmek amacıyla, deniz seviyesinin yanı sıra, 1500 m., 3000 m. ve 4500 m. yükseklikler için de analizler tekrarlanmıştır.

4500 m.

Sönüm, g

0.001 0 80

90

100

110

120

130

140

150

160

170

180

190

200

-0.001 -0.002 -0.003 -0.004 -0.005 Hız [m/s]

Şekil 6 İHA kanadının çırpınma hız-sönüm grafiği Tablo 4. İHA kanadı için farklı yüksekliklerde hesaplanmış çırpınma hızları ve çırpınma frekansları Deniz seviyesi

1500 m.

3000 m.

4500 m.

167.45

175.84

185.82

195.92

23.92

23.92

23.92

23.91

Çırpınma hızı [m/s] Çırpınma frekansı [Hz]

Şekil 5. İHA kanadı sonlu elemanlar modeli Öncelikle yapının doğal frekansları ve titreşim biçimleri bulunmuş ve Tablo 3’te gösterilmiştir.

deniz seviyesi 1500 m.

23.92

3000 m. 4500 m.

23.91

Tablo 3 İHA kanadı doğal frekansları Titreşim Biçimi 1. düzleme dik eğilme 1. düzlemsel eğilme 1. Burulma

Hız-Frekans Grafiği

23.93

Frekans [Hz.]

Doğal frekansların bulunmasından sonra and Dynamics Programı MSC®FlightLoads kullanılarak aerodinamik model hazırlanmış ve sonuçlar MSC®NASTRAN/ Aeroelasticity 1 çözücüsü kullanılarak elde edilmiştir. Analizler dört farklı yükseklik için tekrarlanmış ve yüksekliğin

Şekil 6 ve Tablo 4 incelendiğinde yükseklik arttıkça çırpınma hızının da arttığı görülmektedir. Kaynaklar [3] ve [8]’de de açıklandığı üzere bu beklenen bir sonuçtur. Şekil 7’den görülebileceği üzere çırpınma frekansı ise neredeyse sabit kalmakta, ihmal edilebilir değişimler göstermektedir..

Doğal Frekans [Hz] 9.56 23.93 41.65

23.9 23.89 23.88 23.87 23.86 23.85 80

çırpınma hızı üzerindeki etkisi araştırılmıştır. Şekiller 6 ve 7’de sırasıyla İHA kanadının hız-sönüm ve hızfrekans grafikleri sunulmuştur. Ayrıca hesaplanmış çırpınma hızı ve çırpınma frekansı değerleri Tablo 4’te gösterilmiştir.

90

100

110

120

130

140 150 Hız [m/s]

160

170

180

190

200

Şekil 7 İHA kanadının çırpınma hız-frekans grafiği Çalışmada İHA kanadı için ıraksama özellikleri de elde edilmiştir. Şekil 8’de ıraksama durumu için hızsönüm grafiği görülmektedir. Iraksama olasılığının çırpınma olasılığından farkı hız-frekans grafiğinde ortaya çıkmaktadır. Çırpınma durumunda sönüm eğrisinin yatay ekseni kestiği noktada frekans grafiğinde belirli, sıfırdan farklı bir değer olmaktadır. Oysaki ıraksama durumunda aynı durum için frekans değerinin sıfıra düştüğü görülmektedir. Şekil 9’daki

193

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ıraksama durumu için çizilen hız-frekans grafiğinde bu durum görülebilmektedir. Hız-Sönüm Grafiği

3

KAYNAKLAR [1] Susuz, U., “Aeroelastic Analysis of an Unmanned Aerial Vehicle”, MS Thesis, METU, 2008. [2] Rodden, W. P., and Johnson, E. H., “User’s Guide of MSC/NASTRAN Aeroelastic Analysis,” MSC/NASTRAN v68, 1994. [3] Hodges, D.H. and Pierce, G.A., “Introduction to Structural Dynamics and Aeroelasticity,” Cambridge University Press, 2002. [4] Hasan, M., “Multidisciplinary Design and Optimization of a Composite Wing Box,” PhD Thesis, METU, 2003. [5] MSC. Nastran Aeroelastic Analysis NAS111 Lecture Notes,” MSC.Software Corparation, 1999. [6] Theodorsen, T. and Garrick, I. E., “Mechanism of Flutter A Theoretical and Experimental Investigation of the Flutter Problem,” NACA Rept. No. 685, 1940. [7] Abramson, H.N., “An Introduction to the Dynamics of Airplanes,” Dover Publications, Inc., 1971. [8] Dowell, E.H., Clark, R., Cox, D., Curtiss Jr., H.C., Edwards, J.W., Hall, K.C., Peters, D.A., Scanlan, R., Simiu, E., Sisto, F. and Strganac, T., “A Modern Course in Aeroelasticity,” Kluwer Academic Publishers,2004.

2

Sönüm, g

1

0 80

88

96

104

112

120

128

136

144

152

160

-1 deniz seviyesi

-2

1500 m. 3000 m. 4500 m.

-3 Hız [m/s]

Şekil 8. İHA kanadı ıraksama durumu hız-sönüm grafiği Hız-Frakans Grafiği

60

deniz seviyesi 1500 m.

50

3000 m. 4500 m.

40

Frakans [Hz.]

aeroelastik olarak incelenmiş, yüksekliğin çırpınma hızına etkileri gösterilmiş ve ayrıca kanadın ıraksama özellikleri de elde edilmiştir.

30 20 10 0 80

88

96

104

112

120 128 Hız [m/s]

136

144

152

160

Şekil 9. İHA kanadı ıraksama durumu hız-frekans grafiği V. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Bu çalışmada, düz ve daralan iki kanat modeli incelenmiş ve kesit daralmasının çırpınma hızı üzerindeki etkisi gösterilmiştir. Daralmanın kanadın direngenliğini ve çırpınma hızını arttırdığı belirlenmiştir. Ayrıca bir insansız hava aracının kanadı

194

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

KOKPİT CAMLARININ DİNAMİK VE STATİK ANALİZİ H.Yasir Dündar 1

Yard. Doç. Dr. Vedat Ziya Doğan 2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

1 2

İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, Uçak ve Uzay Müh. Bölümü, İSTANBUL İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, Uçak Müh. Bölümü, İSTANBUL

ÖZET Bu çalışmada, uçaklarda bulunan kokpit camında oluşan gerilme ve çökmeler; 1)Sıcaklık değişimine, 2)Seviye uçuşu sırasında panel üzerine oluşan düzgün dağılmış dinamik basınca (statik analiz olarak) ve 3)Patlama yüküne bağlı (dinamik analiz olarak) üç farklı durum için incelenmiştir. Katmanlı yapıdaki cam panel, Tam Tavlanmış Cam (Full-Tempered Glass), Yarı Tavlanmış Cam (SemiTempered Glass) ve “plexiglass” olarak da bilinen Polimetil Metakrilat (PMMA) malzemelerinden oluşmaktadır. Analizler ABAQUS sonlu elemanlar programı kullanılarak yapılmıştır. I. GİRİŞ Patlama yüküne maruz katmanlı paneller hakkında daha evvel birçok çalışma yapılmıştır. Bu çalışmaların birçoğunda izotropik plakalar ve kabuk yapılar üzerine gelen patlama yükü ele alınmıştır. Kompozit malzemeler ve kompozit malzemelerin havacılık alanında kullanılması konusunda oldukça ilerleme sağlanmıştır. Dolayısıyla hava araçlarında kullanılan yapı malzemelerinde önemli değişiklikler olmaktadır ve bu durum yapısal-dinamik analiz çalışmalarının tekrar ele alınmasını gerektirmektedir. Ancak kompozit cam yapılar üzerine gelen dinamik yüklerle ilgili yapılan çalışmalar oldukça sınırlıdır. H. S. Türkmen ve Z. Mecitoğlu patlama yüküne maruz sertleştirilmiş katmanlı bir kompozit panelin dinamik cevabını incelemişler [6]. Bunun yanısıra D. Roylance izotropik ve anizotropik malzemeler kullanarak katmanlı kompozit panellerin viskoelastik özelliklerini incelemiştir [3]. A. D. Gupta, F. H. Gregory, R. L. Bitting ve S. Bhattacharya ise mafsallı dikdörtgen bir plakanın yüksek patlamaya maruz halde dinamik cevabını incelemişlerdir [4].

Bu çalışmada ise cam yapı katmanlı bir kompozit panel olarak modellenmiştir. Panel dört kenarından basit mesnetli kabul edilmiştir. Sıcaklığın panelin yüzeyinde düzgün dağıldığı, kalınlık doğrultusunda ise lineer olarak değiştiği kabul edilmiştir. Dinamik basıncın ise panelin üst yüzeyinde düzgün dağıldığı farzedilmiştir. Son olarak ise cam panelin patlama yüküne maruz kaldığı durum incelenmiştir. Sonuçlar ABAQUS sonlu elemanlar programı ile elde edilmiştir. II. MODEL VE MALZEME ÖZELLİKLERİ Kokpit camı üç, dört ya da beş katmanlı yapıda olabilmektedir [1]. Ana malzeme olarak cam, bu camların arasında dayanımı arttırıcı farklı dolgu mazlemeleri kullanılmaktadır. Camlar, darbelere karşı dayanımı arttırmak, kolay kırılmayı önlemek ya da kırıldığı zaman zarar vermemesi amacıyla çeşitli işlemlere tabi tutulur. Bu sebeple tek bir parça olarak değil, katmanlı yapıda cam paneller kullanılır. Şekil 1’de çeşitli işlemlerden geçirilmiş camların kırılma karakteristikleri görülmektedir [5].

Şekil 1. Soldan sağa doğru, ısıtılıp yavaşça soğutulmuş (annealed), tavlanmış (toughened) ve katmanlı camın kırılma karakteristikleri

Dolgu malzeme olarak kokpit camında ve gövdedeki yan camda Polimetil Metakrilat (Polymethyl Methacrylate (PMMA)), Polivinil Butiral (Polyvinyl Butyral (PVB)), Akrilikler (Acrylics), Polikarbonat (Polycarbonate) ya da bu ikisinin karışımı gibi farklı malzemeler kullanılabilir [1]. Bu çalışmada kokpit camı

195

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

dolgu malzemesi olarak Polimetil Metakrilat (PMMA) seçilmiştir. Bu malzeme yüksek mukavemeti, yüzey sertliği, aşınma direnci, yüksek ışık geçirgenliği, hava şartlarına mükemmel dayanımı gibi özellikleri sebebi ile hava araçlarında sıklıkla kullanılmaktadır [7]. Bu çalışmada analizi yapılan cam panel 5 katmandan oluşmaktadır ve dört kenarı basit mesnetlidir. Şekil 2’de görüldüğü gibi, en dış ve en iç katmanlar Yarı Tavlanmış Cam, orta katman Tam Tavlanmış Cam’dan oluşmaktadır. Bu cam katmanların arası ise Polimetil

Metakrilat (PMMA) ile doldurulmuştur. Şekilde her bir katmanın kalınlığı gösterilmektedir. Toplam kalınlık 33.8 mm’dir [8]. Panel boyutları 750mmx600mm’dir. Kullanılan malzemelerin mekanik özellikeri Tablo 1’de verilmiştir. Bütün malzemeler izotropik olarak kabul edilmektedir. Sonuçların verildiği bütün şekillerde panel kesiti kalınlık boyunca gösterilmiştir.

Şekil 2. Katmanlı cam paneli oluşturan malzemeler

Tablo 1. Malzeme özellikleri Malzeme PMMA Tam Tavlanmış Cam Yarı Tavlanmış Cam

Elastisite Modülü, E (GPa) 3.2 78 70

Yoğunluk, ρ (gr/cm3) 1.19 2.6 2.6

Poisson Oranı, ν 0.3 0.23 0.23

Çekme Dayanımı (MPa) 67 206 137

III. SEVİYE UÇUŞUNDA DİNAMİK BASINCIN ETKİSİ

7000m yükseklikte atmosfer şartları Tablo 2.’de verilmiştir.

Bu durumda 7000m irtifada ve 0.75 Mach hızında uçan bir yolcu uçağında düzgün dağılmış akışın kokpit camında meydana getirdiği dinamik basınç nedeniyle oluşan gerilme ve çökme dağılımı incelenmiştir (Şekil 3).

Tablo 2. 7000 m’de atmosfer şartları Değişken Yoğunluk, ρ Sıcaklık, T

Değer 0.589 kg/cm3 -30.5 oC

Elde edilen gerilme ve çökme değerleri Şekil 4’te gösterilmiştir.

Şekil 3. Düzgün basınç dağılımı

196

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Matris formunda ifade edilirse [2]:

⎧ ε x ⎫ ⎡ 1/ E ⎪ ⎪ ⎢ ⎨ ε y ⎬ = ⎢ −ν / E ⎪γ ⎪ ⎢ 0 ⎩ xy ⎭ ⎣ (a)

0 ⎤ ⎧σ x ⎫ −ν / E ⎪ ⎪ 1/ E 0 ⎥⎥ ⎨σ y ⎬ 0 1/ G ⎥⎦ ⎪⎩τ xy ⎪⎭

(5)

Sıcaklıktaki artış (ΔT) ısıl genleşmeye sebep olur. Bu genleşme sonucu oluşan birim uzama [3];

ε T = α ΔT formülü ile ifade edilir.

(6)

εT

sıcaklığa bağlı birim uzama

ve α lineer ısıl genleşme katsayısıdır. Hooke kanununu kullanarak gerilme değeri şu şekilde yazılır[3]: (b) Şekil 4. Düzgün basınç dağılımı altında (a) gerilme ve (b) deplasman dağılımı

σ = E (ε − αΔT )

Maksimum Von Mises gerilmesi 2.265 MPa olup, en üst ve en alt katmanların kısa ve uzun kenarlarının ortasında bulunmuştur. Maksimum çökme ise plaka ortasında 0.035 mm olarak bulunmuştur.

İzotropik malzemeler her yönde aynı özellikleri gösterirler. Elastisite modülü, yoğunluk gibi özellikleri doğrultu ile değişmez. Düzlem gerilme durumunda izotropik lineer elastik bir malzeme için Hooke Kanunu [2].

Burada,

σx

gerilmeler,

ve

τ xy

σy ,

(1)

E 2(1 + ν )

(8)

D katılık matrisini göstermektedir. (6) ve (7) nolu denklemlerde ε T [3];

⎧α1 ⎫ ⎪ ⎪ ε T = ⎨α 2 ⎬ ΔT ⎪0⎪ ⎩ ⎭ olarak tanımlanmıştır.

(2)

(9)

α1

ve

α2

anizotropik ısıl

genleşme katsayılarıdır. Kullandığımız malzemelerin izotropik özellikler gösterdiği kabul edildiğinden α1 = α 2 kabul ederek her bir katman için tek bir lineer

(3)

ısıl genleşme katsayısı kullanılmıştır (Tablo 3). x ve y doğrultusundaki normal

Tablo 3. Lineer ısıl genleşme katsayıları, (mm/mm.oC)

ise kayma gerilmesidir, E elastisite

modülü, υ Poisson oranı ve G kayma modülünü gösterir. Kayma modülü aşağıdaki gibi yazılabilir [2]:

G=

Isıl genleşme sadece normal birim uzamaya sebep olur, bu sebeple kayma bileşenlerini hesaba katılmaz. Bu durumda gerilme-birim uzama ilişkisi aşağıdaki şekilde yazılabilir [3]:

σ = D(ε − ε T )

IV. ISIL GERİLME

1 ε x = (σ x −νσ y ) E 1 ε y = (σ y −νσ x ) E 1 γ xy = τ xy G

(7)

(4)

PMMA Tam Tavlanmış Cam Yarı Tavlanmış Cam

α

8E-05 8.02E-06 8.02E-06

Ele alınan durumda, yolcu uçağı iç ve dış sıcaklığın 20 o C olduğu bir yerden havalanmış ve dış sıcaklığın -30.5

197

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

o

C olduğu 7000m irtifada seviye uçuşuna geçmiştir. İç sıcaklığın değişmediği kabul edilmiştir. Panel dış yüzeyi ile iç yüzeyi arasındaki sıcaklık dağılımının lineer değiştiği farzedilmiştir. Panel dört kenarından mesnetli olduğu için sıcaklık değişimi panelde ısıl gerilmelere ve deformasyonlara sebep olacaktır. Elde edilen gerilme değerleri Şekil 5’te gösterilmiştir.

Blast

P (kPa)

300 200 100 0 -100

0

0,002

0,004

0,006

0,008

Zaman (s)

Şekil 6. Patlama yükünün zamana bağlı değişimi (α=2, tp=0.002 s, pm=300 kPa)

Şekil 7’de Şekil 6’da belirtilen patlama yükü altında basıncın en yüksek değerinin oluştuğu anda (t=0.0001 s) gerilme ve deformasyonlar gösterilmiştir.

Şekil 5. Isıl genleşme sonucu oluşan gerilme dağılımı

Maksimum gerilmeler panel üst yüzeyinde düzgün dağılmış olarak bulunmuştur. Okunan en büyük 34.05 MPa olmuştur. Dış malzemenin çekme dayanımı olan 137 MPa değeri ile karşılaştırıldığında güvenli değerdedir. Maksimum çökme ise kalınlığın yüzde 0.18’i mertebesinde ve ihmal edilebilir düzeyde bulunmuştur.

Maksimum gerilme değeri dinamik basınçta olduğu gibi kenarlarda ve ayrıca plaka ortasında 18.02 MPa mertebesinde bulunmuştur. Maksimum çökme değeri ise plaka ortasında 0.347 mm olarak bulunmuştur. Kalınlığın yüzde 1’i mertebesinde ve ihmal edilebilir düzeydedir.

V. PATLAMA YÜKÜ Patlama yükü yapılar üzerinde çok kısa sürede yüksek seviyede bir basınç oluşturur. Yapıdan uzaklığına ve patlamanın şiddetine göre hasara sebep olabilir. Patlama kaynağı incelediğimiz yapıdan yeterli miktarda uzaksa, patlama basıncı p(t) patlamanın negatif fazını da içeren Friedlander’ın eksponansiyel fonksiyonu ile ifade edilmektedir [4].

p (t ) = pm (1 − t / t p )e

−α t / t p

(a)

(10)

Denklemde t zamanı, pm en yüksek patlama basıncını,

(b)

t p pozitif faz süresini, α dalga tipine bağlı bir parametreyi göstermektedir. Patlama yükünün zamana göre değişimi Şekil 6’da gösterilmiştir.

Şekil 7. Patlama yükü sonucu oluşan (a) gerilme ve (b) desplasman dağılımı (α=2, tp=0.002 s, pm=300 kPa)

Patlamanın şiddeti değiştirilirek, en yüksek değer 300 kPa’dan 30 kPa değerine düşürüldüğünde, patlama yükünün zamana bağlı değişimi Şekil 8’de, elde edilen sonuçlar ise Şekil 9’da gösterilmiştir. Maksimum gerilme kenarlarda ve plaka ortasında 1.91 MPa mertebesinde bulunmuştur. Maksimum çökme değeri ise

198

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

plaka ortasında 0.0378 mm olarak bulunmuştur. Çökme değeri kalınlığa göre oldukça küçüktür ve ihmal edilebilir düzeydedir. Patlama sırasında oluşan en yüksek basınç değeri 10 kat azaltıldığında, elde edilen gerilme ve çökme değerleri de yaklaşık olarak 10 kat azalmaktadır. Bu yükleme aralığı için yük-çökme ve yük-gerilme ilişkisinin yaklaşık lineer olduğu görülmektedir.

P (kPa)

Blast 30 20 10 0 -10 0

malzemelerin çekme dayanımları ile karşılaştırıldığında kritik değerlere ulaşmadığı görülmüştür. Patlama yüküne cevap ise patlamanın şiddetiyle yaklaşık lineer olarak değişiklik göstermiştir. Düşük şiddetli patlamalar sonucu oluşan gerilmeler, malzemelerin çekme dayanımları ile karşılaştırıldığında güvenli değerdedir, ayrıca oluşan çökme değerleri de kalınlığa göre küçüktür ve ihmal edilebilir düzeydedir. Patlamanın şiddeti arttıkça oluşan gerilme değerleri de yaklaşık lineer olarak artmakta ve malzemelerin dayanım değerlerine bağlı olarak hasar oluşturacak düzeye ulaşmaktadır. KAYNAKLAR

0,002

0,004

0,006

0,008

Zam an (s)

Şekil 8. Patlama yükünün zamana bağlı değişimi (α=2, tp=0.002 s, pm=30 kPa)

(a)

[1] R. Hermann, Performance of Materials for Aircraft Fuselage Windows, Materials and Design, Vol. 9, No. 6, pp. 339-342, 1988. [2] D. Roylance, Mechanics of Materials, Wiley&Sons, New York, 1996. [3] D. Roylance, Laminated Composite Plates, MIT, Cambridge, 2000. [4] A. D. Gupta, F. H. Gregory, R. L. Bitting, S. Bhattacharya, Dynamic Analysis of an explosively loaded hinged rectangular plate, Computers and Structures, 26, pp.339-344, 1987. [5] C. Bength, Bolt Fixings in Toughened Glass, Division of Structural Mechanics, Lund University, Sweden, 2005. [6] H. S. Türkmen, Z. Mecitoğlu, Dynamic Response of a Stiffened Laminated Composite Plate Subjected to Blast Load, ITU, 1998. [7] http://www.matweb.com/ [8] Douglas Aircraft Co., Inc. DC-9 Structural Repair Manual

(b) Şekil 9. Patlama yükü sonucu oluşan (a) gerilme ve (b) desplasman dağılımı (α=2, tp=0.002 s, pm=30 kPa)

V. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Uçaklarda kullanılan cam yapıların maruz kalabileceği sıcaklık, dinamik basınç ve patlama yükü altında cevapları incelenmiştir. Sıcaklık değişimi ve dinamik basınç sebebiyle oluşan gerilmelerin, kullanılan

199

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

FONKSİYONEL KADEMELENDİRİLMİŞ TEK BİNDİRME BAĞLANTILI SİLİNDİRİK PLAKALARIN BURKULMA SONRASI DAVRANIŞLARI Recep GÜNEŞ 1 e-posta: [email protected] 1

M. Kemal APALAK1

Murat AYDIN 1

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 38039 KAYSERİ

ÖZET Bu çalışma ile fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışları üzerinde malzeme kompozisyonu, katman sayısı, plaka ve yapıştırıcı kalınlıkları etkileri lineer olmayan sonlu elemanlar metodu kullanılarak araştırıldı. Tek bindirme bağlantılı model, kenarları ankastre bağlanmış ve merkezi yayılı yüke maruz bırakılmıştır. Kompozisyonu kalınlık boyunca değişen silindirik plaka, seramik (Al2O3) ve metal (Ni) fazlardan oluşmuştur. Seramik ve metal katmanlar arasında kalan fonksiyonel kademelendirilmiş bölgenin mekanik özelliklerinin plaka kalınlığı boyunca sürekli olarak bileşenlerin hacimsel oranlarındaki değişime bağlı olarak bir güç kanununa göre değiştiği varsayılmıştır. Sonuçlar göstermiştir ki plaka kalınlığı boyunca arttırılan katman sayısının fonksiyonel kademelendirilmiş plakanın burkulma sonrası davranışı üzerindeki etkisi önemli ölçüde değilken, 0.1-10 aralığında değiştirilen kompozisyonel gradyantın vurgu stabilitesi üzerinde belirgin etkisi söz konusudur. Ayrıca arttırılan plaka kalınlığı sonucunda vurgu stabilitesi değerleri önemli ölçüde artarken yapıştırıcı kalınlığının arttırılması vurgu stabilitesi üzerinde etkili olmamıştır. I. GİRİŞ Katmanlanmış kompozit plaka ve kabuklar yüksek mukavemetleri ve sertlikleri nedeniyle oldukça geniş bir kullanım alanına sahiptirler. Fakat katmanlar arasındaki arayüzey boyunca malzeme özelliklerindeki ani değişimler tabakalar arasında büyük gerilmelere sebep olurlar ve bu gerilmeler de ayrılmalara neden olabilirler. Bu olumsuz etki Fonksiyonel Kademelendirilmiş Malzemeler (Functionally Graded Materials = FGM) kullanılarak giderilebilir. Fonksiyonel kademelendirilmiş malzemeler yüksek performans ve ısı dirençli olarak imal edildiklerinden yüksek sıcaklıklara dayanabilirler. Fonksiyonel kademelendirilmiş malzemeler mikroskobik olarak homojen değildir, yani

bunların termomekanik özellikleri bir veya daha fazla yönde düzgün ve sürekli bir biçimde değişir [1]. Bu fonksiyonel kademelendirilmiş malzemelerin bileşenlerinin hacimsel oranlarının kademeli olarak değişmesi ile başarılır. Bu bileşenler genellikle seramik ve metaldir. Seramik bileşen düşük ısıl iletkenliğinden dolayı ısıl bir bariyer gibi davranarak yüksek sıcaklık direnci sağlarken, metal bileşeni kısa zaman dönemleri boyunca olası bir ısıl değişim için kırılma dayanımını artırır. Fonksiyonel kademelendirilmiş malzemeler ilk olarak 1984 yılında Japonya’nın Sendai kentinde bir grup bilim adamı tarafından bir düşünce olarak tanıtıldı [2] ve daha sonra diğer bilim adamları tarafından geliştirildi [3, 4]. Plaka ve kabukların burkulma ve burkulma sonrası davranışları, bu yapıların uygun kullanımları için ana tasarım kriteridir. Bundan dolayı, fonksiyonel kademelendirilmiş plaka ve kabukları verimli bir şekilde tasarlayabilmek için bunların mekanik, termal ve termomekanik yüklemeler altındaki burkulma sonrası davranışlarını bilmek önemlidir. Kompozit yapıların burkulma ve burkulma sonrası davranışları hakkında literatürde birçok araştırma mevcuttur [5–10]. Fakat fonksiyonel kademelendirilmiş malzemeler için, değişik yükleme şartları altında burkulma ve burkulma sonrası davranışlarını inceleyen araştırmalar sınırlı sayıdadır. Ma ve Wang [11], fonksiyonel kademelendirilmiş dairesel bir plakanın ısıl burkulma sonrası davranışını eksenel simetriyi kullanarak araştırdılar. Yang ve diğerleri [12] klasik kabuk teorisini kullanarak fonksiyonel kademelendirilmiş ince silindirik panellerin burkulma ve burkulma sonrası termomekanik davranışlarını araştırmışlar ve fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik panellerin burkulma sonrası davranışlarının bileşenlerin hacimsel oranlarından büyük oranda etkilendiğini göstermişlerdir. Shen ve Noda [13] ısıl bir ortamda yanal veya hidrostatik basınç ile elektrik yüklerine maruz piezoelektrik uyarıcılı fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik kabukların burkulma sonrası davranışları için analizler yaptılar ve sıcaklığa

200

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

bağlılığın, sıcaklık değişiminin ve hacimsel orandaki değişimin fonksiyonel kademelendirilmiş hibrit silindirik kabukların burkulma basıncı ve burkulma sonrası davranışları üzerinde önemli bir etkiye sahip olduklarını gösterdiler. Wu ve diğerleri [14] fonksiyonel kademelendirilmiş dikdörtgen plakaların değişik sınır şartlarında ısıl ve mekanik yükler altında burkulma sonrası davranışlarını araştırdılar ve hacimsel orandaki değişimin fonksiyonel kademelendirilmiş plakaların burkulma ve burkulma sonrası davranışları üzerinde önemli bir etkiye sahip olduğunu gösterdiler. Güneş ve diğerleri fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik [15] ve küresel [16] kabukların burkulma sonrası davranışlarını incelediler ve malzeme kompozisyonunun burkulma sonrası davranış üzerinde önemli etkiye sahip olduğunu göstermişlerdir.

Analizler boyunca eğrilik yarıçapı (yapıştırıcı merkezinden) R = 500 mm, plaka kalınlığı h = 2 mm, plaka genişliği w = 20mm, yapıştırıcı kalınlığı t= 0.2mm ve θ = 0.02 radyan olarak alınmıştır (Şekil 1). Fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik plakalar seramik (Al2O3) ve metal (Ni) karışımından oluşan bir kompozisyona sahiptir ve plaka kalınlığı boyunca metalce zengin iç yüzey ve seramikçe zengin dış yüzey arasında bileşenlerin hacimsel oranlarındaki değişime bağlı olarak bir güç kanununa göre düzgün bir biçimde değişmektedir.

Bu çalışmada lineer olmayan sonlu elemanlar metodu kullanılarak fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların merkezi yayılı yük altında burkulma sonrası davranışları incelendi. Lineer olmayan denklemler arc-length metodu kullanılarak çözüldü. Malzeme özelliklerinin plaka kalınlığı boyunca sürekli olarak bileşenlerin hacimsel oranlarındaki değişime bağlı olarak bir güç kanununa göre değiştiği varsayılmıştır. Farklı plaka kalınlıklarında malzeme kompozisyonu, katman sayısı ve bindirme bağlantıdaki yapıştırıcı kalınlığının fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik plakaların burkulma sonrası davranışları üzerinde etkileri araştırılmıştır.

Vc + Vm = 1

Fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik plakayı oluşturan bileşenlerin mekanik özellikleri Tablo 1’de verilmiştir. Seramik (Vc) ve metalin (Vm) hacimsel oranları şu şekilde ilişkilendirilebilir; (1)

Küresel kabuğun kalınlığı boyunca herhangi bir radyal pozisyon r’de seramik fazın hacimsel oranı bir güç kanunu denklemi ile bulunur;

⎛r⎞ Vc (r ) = ⎜ ⎟ ⎝h⎠ burada, n kompozisyonel kalınlığıdır.

n

gradyant

II. TEORİK MODEL Bu çalışmada, tek bindirme bağlantılı fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik plaka iki ucundan ankastre olarak tutturulmuş ve merkezi yayılı yüke maruz bırakılmıştır.

Şekil 1. Fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plaka

201

(2) ve

h

plaka

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Tablo 1. Fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik plakayı oluşturan bileşenlerin mekanik özellikleri Bileşenler

Özellikler

Epoxy

Fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik plakanın modellenmesi klasik katmanlama teorisi üzerine formüle edilmiştir [19]. Yapıştırıcı ise 4 katman olarak modellenip eleman tipi olarak da 20 düğüm noktalı (SOLID95) seçilmiştir.

Al2O3

adhesive

3000

Elastiklik Modülü, E (GPa)

199.5

393

4.39

2500

Poisson Oranı, ν

0.3

0.25

0.34

Kademelendirilmiş bölgedeki lokal malzeme özelliklerinin hesaplanmasında mikromekanik model olarak Mori-Tanaka şeması [17, 18] kullanılmıştır. Fonksiyonel kademelendirilmiş malzemenin etkili hacim modülü K ve kayma modülü G Mori-Tanaka şemasına göre şu şekilde ifade edilir;

K − Km Vc = Kc − Km ⎡ 3(K c − K m ) ⎤ ⎥ ⎢1 + (1 − Vc ) 3K m + 4Gm ⎦ ⎣ G − Gm Vc = Gc − G m ⎡ (Gc − Gm )⎤ ⎥ ⎢1 + (1 − Vc ) Gm + f1 ⎦ ⎣ f1 =

Gm (9 K m + 8Gm ) 6(K m + 2Gm )

2000

5 Katman 20 Katman 50 Katman 100 Katman

1500

1000

500

0

(3)

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

Merkezi Yerdegistirme (mm)

Şekil 2. Katman sayısının (k = 10, 20 ,50 ve 100) fonksiyonel kademeli tek bindirme bağlantılı silindirik plakanın burkulma sonrası davranışı üzerine etkisi (n = 0.1) (4)

(5)

Etkili Young modülü E ve Poisson oranı υ’yü hesaplamak için;

E=

9 KG 3K + G

(6)

υ=

3K − 2G 2(3K + G )

(7)

ve

Merkezi Yayili Yük (N)

Ni

Fonksiyonel kademelendirilmiş silindirik plakaların burkulma sonrası analizleri lineer olmayan sonlu elemanlar ANSYS yazılımı kullanılarak yapılmıştır. Analizlerde silindirik plakalar için ANSYS’in sunduğu sekiz düğüm ve dört integrasyon noktalı lineer olmayan (SHELL91) eleman tipi kullanılmıştır.

III. SAYISAL SONUÇLAR Genellikle, kabuklar ve plakalar kararsız burkulma sonrası davranışa sahiptirler. Bu tip yapılarda yükteki küçük artışlar büyük yerdeğiştirmelere sebep olur. Yükün etkisiyle plakanın eğriliği ilk konumundan mesnet hizasının diğer tarafına doğru bir vurgu stabilitesi sıçraması yapar. Plakaya uygulanan yükteki küçük bir artış orta yüzeyde basma gerilmesine neden olur ve sonra iç sekil değiştirme enerjisi aniden dış iş formuna dönüşerek vurgu stabilitesini oluşturur. Bu durum yükteki küçük bir azalma ile tersine çevrilebilir. Bu çalışma katman sayısının, kompozisyonel gradyantın, plaka ve yapıştırıcı kalınlığının fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışlarına olan etkilerini araştırmaktadır. Şekil 2 artan katman sayısının fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışına etkisini göstermektedir. Analiz plaka kalınlığı h = 2 mm ve malzeme kompozisyonu n = 0,1 (metal-zengin) iken katman sayısının 5, 10, 20 ve 100 değerleri için tekrarlanmıştır. Yapılan geometrik lineer olmayan analizler sonucunda plaka kalınlığındaki artan katman

202

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

sayısının fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plaka üzerinde önemli bir etkiye sahip olmadığı görülmüştür. 3000

n = 0.1 n = 0.2 n = 0.5 n=1 n=2 n=5 n = 10

2000

1500

5000

4000

1000

Merkezi Yayili Yük (N)

Merkezi Yayili Yük (N)

2500

göstermektedir. Analiz malzeme kompozisyonu n= 1.0 (eşit hacimsel Ni-Al2O3 oranı), plaka kalınlığı h = 0.2 ve katman sayısı 20 iken yapıştırıcı kalınlığı t= 0.1, 0.2, 0.3, 0.4 ve 0.5 değerleri için tekrarlandı. Sonuç olarak artan yapıştırıcı kalınlığının fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışı üzerinde önemli bir etkiye sahip olmadığı görülmüştür.

500

0

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

Merkezi Yerdegistirme (mm)

3000

2000

n = 0.1 n = 0.2 n = 0.5 n=1 n=2 n=5 n = 10

1000

Şekil 3. Malzeme kompozisyonunun n fonksiyonel kademeli tek bindirme bağlantılı silindirik plakanın burkulma sonrası davranışı üzerine etkisi (h = 2mm, k = 20)

0

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

Merkezi Yerdegistirme (mm)

Şekil 3–5 sırasıyla plaka kalınlığı h’ın 2.0mm, 3.0mm ve 4.0mm değerleri için fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakalar üzerinde 0.1– 10 arasında artan malzeme kompozisyonunun etkisini göstermektedir. Grafiklerden görülebileceği gibi artan malzeme kompozisyonu değeriyle (seramik oranının artmasıyla) vurgu stabilitesinin meydana geldiği yük değerinin artmasına karşın merkezi yerdeğiştirme değeri azalmaktadır. Diğer bir taraftanda artan plaka kalınlığının fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışı üzerinde önemli bir etkisi olduğu aşikârdır. Şöyle ki, kalın plakada vurgu stabilitesinin başladığı yük değerinde ince plakada vurgu stabilitesi sonrası davranışının sonlandığı gözlenmiştir. Şekil 5 yapıştırıcı kalınlığının fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışı üzerine etkisini

Şekil 4. Malzeme kompozisyonunun n fonksiyonel kademeli tek bindirme bağlantılı silindirik plakanın burkulma sonrası davranışı üzerine etkisi 10000 9000 8000 7000

Merkezi Yayili Yük (N)

Plaka kalınlığı h’ın fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışı üzerine etkisi üç farklı kalınlık (h = 2, 3 ve 4mm) ve malzeme kompozisyonu n = 0.1, 0.2, 0.5, 1,0, 2.0, 5.0 ve 10.0 değerleri için tekrarlandı ve bu analizler boyunca katman satısı k = 20 değerinde sabit tutuldu.

6000 5000 4000 3000 n = 0.1 n = 0.2 n = 0.5 n=1 n=2 n=5 n = 10

2000 1000 0

0

5

10

15

20

25

Merkezi Yerdegistirme (mm)

30

35

40

(h = 4mm, k = 20) Şekil 5. Malzeme kompozisyonunun n fonksiyonel kademeli tek bindirme bağlantılı silindirik plakanın burkulma sonrası davranışı üzerine etkisi (h = 6mm, k = 20)

203

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

IV. SONUÇLAR VE ÖNERİLER Yapılan bu çalışma Ni-Al2O3 fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışları üzerinde katman sayısı, malzeme kompozisyonu, plaka ve yapıştırıcı kalınlığının etkisinin araştırılmasıyla ilgilidir. 3000

Merkezi Yayili Yük (N)

2500

2000

T = 0.1 T = 0.2 T = 0.3 T = 0.4 T = 0.5

1500

1000

500

0

0

5

10

15

20

25

30

35

40

45

Merkezi Yerdegistirme (mm)

Şekil 6. Yapıştırıcı kalınlığının T fonksiyonel kademeli tek bindirme bağlantılı silindirik plakanın burkulma sonrası davranışı üzerine etkisi (h = 2mm, k = 20) Analizlerde geometrik lineer olmayan sonlu elemanlar metodu kullanılmıştır. Plaka kalınlığı boyunca artan katman sayısı ve yapıştırıcı kalınlığının fonksiyonel kademelendirilmiş tek bindirme bağlantılı silindirik plakaların burkulma sonrası davranışları üzerinde önemli bir etkilerinin olmadığı görülürken malzeme kompozisyonun 0.1–10 aralığında arttırılarak yapılan analizler sonucunda görülmüştür ki plakanın merkezi yerdeğiştirme değeri azalırken vurgu stabilitesi değeri artmıştır. Ayrıca üç farklı plaka kalınlığı için yapılan analizlerde göstermiştir ki plaka kalınlığının artması vurgu stabilitesi değerlerini önemli ölçüde arttırmıştır. V. TEŞEKKÜR Bu çalışmaya TÜBİTAK (107M142) sağlanan desteğe teşekkür ederiz.

tarafından

VI. KAYNAKLAR [1] Suresh, S., Mortensen, A., “Fundamentals of functionally graded materials”, The University Press Cambridge, London, 1998. [2] Koizumi, M., “FGM activities in Japan” Composites Part B: Engineering 28 1-4, 1997.

[3] Noda, N, “Thermal stresses in functionally graded materials” Journal of Thermal Stresses 22 477-512, 1999. [4] Reddy, J.N., “Analysis of functionally graded plates” International Journal of Numerical Methods in Engineering 47 663-684, 2000. [5] Liao, C.L., Reddy, J.N., “Continuum-based stiffened composite shell element for geometrically nonlinear analysis” AIAA Journal 27 95-101, 1989. [6] Goswami, S., Mukhopadhyay, M., “Geometrically nonlinear analysis of laminated composite stiffened shells” Journal of Reinforced Plastics and Composites 14 1317-1336, 1995. [7] Akkas, N., Toroslu, R., “Snap-through buckling analysis of composite shallow sphechanics of Composite Materials and Structures 6 319-330, 1999. [8] Kim, K., Voyiadjis, G.Z., “Non-linear finite element analysis of composite panels” Composites: Part B 30 365-381, 1999. [9] Patel, B.P., Shukla, K.K., Nath, Y., “Thermal postbuckling analysis of laminated cross-ply truncated circular conical shells” Composite Structures 71 101114, 2005. [10] Kundu, C.K., Sinha, P.K., “Post buckling analysis of laminated composite shells” Composite Structures 78 316-324, 2007. [11] Ma, L.S., Wang, T.J., “Nonlinear bending and postbuckling of a functionally graded circular plate under mechanical and thermal loadings” International Journal of Solids and Structures 40 3311-3330, 2003. [12] Yang, J., Liew, K.M., Wu, Y.F., Kitipornchai, S., 2006, “Thermo-mechanical pot-buckling of FGM cylindrical panels with temperature-dependent properties”, International Journal of Solids and Structures, 43, pp. 307-324. [13] Shen, H.S., Noda, N., “Postbuckling of pressureloaded FGM hybrid cylindrical shells in thermal environments” Composite Structures 77 546-560, 2007. [14] Wu, T.L., Shukla, K.K., Huang, J.H., “Postbuckling analysis of functionally graded rectangular plates” Composite Structures 81 1-10, 2007. [15] Recep Güneş, M. Kemal Apalak and H. Abdullah Taşdemir, “Post-buckling of Functionally Graded Cylindrical Shells”, ASME International Mechanical Engineering Congress and Exposition, IMECE’2007, 11-15 November 2007, Seattle, Washington, USA. [16] Recep Güneş, M. Kemal Apalak, H. Abdullah Taşdemir, “Fonksiyonel Kademelendirilmiş Küresel Kabukların Burkulma Sonrası Davranışları”, TUMTMK, 15.Ulusal Mekanik Kongresi, 3-7 Eylül 2007, Isparta, Türkiye. [17] Mori, T., Tanaka, K., “Average stress in matrix and average elastic energy of materials with misfitting inclusions” Acta Metallurgica 21 571-574, 1973.

204

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

[18] Benveniste, Y., “A new approach to the application of Mori-Tanaka’s theory in composite materials” Mechanics of Materials 6 147-157, 1987. [19]ANSYS® (ver.7.0), The General Purpose Finite Element Software, Swanson Analysis Systems, Inc., Houston, Texas

205

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

AL/SiC PARTİKÜL TAKVİYELİ METAL MATRİSLİ KOMPOZİTLERİN BATMA DAVRANIŞALARI ÜZERİNE PARTİKÜL HACİM ORANININ ETKİLERİ Recep Ekici1

M.Kemal Apalak1

Mustafa Yıldırım2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

1

Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 38039 KAYSERİ 2 Erciyes Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 38039 KAYSERİ

ÖZET Bu çalışmada, Alüminyum 1080 (Al 1080) esaslı SiC (Silisyum Karbür) partikül takviyeli metal matrisli kompozit malzemelerin sabit partikül boyutunda batma davranışlarına hacim oranının etkisi sonlu elemanlar metodu vasıtasıyla incelenmiştir. Çalışmada, ilk olarak oluşturulacak kompozit yapı içerisine SiC partiküllerin heterojen bir şekilde rasgele dağıtılması sağlanmıştır. İki boyutlu ortamda gerçekleştirilen analizlerde problemin simetrikliğinden dolayı, kompozit yapı aksisimetrik olarak modellenmiştir. Analizlerde 0.794 mm yarıçapa sahip küresel yapıdaki batıcı uç Rockwell-T yüzeysel sertlik skalası esas alınarak seçilmiş ve bu batıcı uç ile kompozit yapıya 150 N yük uygulanmıştır. Yükleme hali ve yük kaldırma (boşalma) hali olarak iki durumdan oluşan analizler %10, %20, %30 SiC partikül hacim oranları için gerçekleştirilmiştir. Analiz sonuçlarına göre, takviye partikül hacim oranı artışının bu kompozitlerin batma derinliğini azaltarak batıcı uç altındaki bölgede gerilme yoğunluğunun artışına sebep olduğu ve partikül dağılımının matristeki plastik deformasyonlar üzerine önemli bir etkisinin olduğu gözlenmiştir. I. GİRİŞ Teknolojinin hızla ilerlemesiyle birlikte malzemelerden beklenen performans artışları, geleneksel mühendislik alaşımlarının kullanımlarını sınırlamaktadır. Özellikle havacılık, uzaysal, savunma ve otomotiv uygulamaları için oldukça önemli olan yüksek özgül ağırlık, yüksek mukavemet/ağırlık oranı, rijitlik ve geliştirilmiş yüksek sıcaklık performansı gibi gereksinimler, sayısız yapısal kompozit malzemenin geliştirilmesine yol açmıştır. Bu kompozit malzemeler arasında yer alan Partikül Takviyeli Metal Matrisli Kompozitler homojen ve izotropik malzeme özelliklerinden, düşük maliyet ve nihai ürünü elde etmek için haddeleme, dövme ve ekstrüzyon gibi geleneksel metal üretim yöntemleri kullanılarak şekillendirilebilmelerinden dolayı gelecek

için umut vaat eden malzemeler olmuşlardır [1-5]. Bununla birlikte, partikül takviyeli metal matrisli kompozitlerin sayısız araştırmaya konu olan ve çok iyi bilinen çekme, yorulma ve sürünme dayanımları gibi mekanik özelliklerinin yanında statik batma dayanımları konusunda eksiklik duyulmaktadır. Yapıları ve deformasyon karakteristikleri zaten karmaşık olan bu kompozitlerin diğer test teknikleri için numune hazırlanış aşaması hassasiyet gerektirmesi ve zahmetli olması daha basit olan, minyatürleştirilmiş numunelerle bile yapılabilen ve çok çeşitli yük ve farklı geometrilere sahip batıcı uç seçenekleri sunan batma teknikleriyle araştırılmasını daha da ön plana çıkmaktadır [6-8]. Literatür incelendiğinde partikül takviyeli metal matrisli kompozitlerin makro-batma dayanımları konusunda çeşitli deneysel ve teorik çalışmaların gerçekleştirildiği görülebilir. Bununla birlikte, bu konuda yapılan ilk çalışmaların deneysel çalışmalar [9-14] olduğu göze çarpmaktadır. Bundan sonra takip eden çalışmalar [1520], genellikle malzemelerin çekme dayanımı ve batma sertliği arasında bir ilişki kurmaya odaklanmıştır. Bu çalışmalarda partikül takviyeli metal matrisli kompozitlerin heterojen yapısından dolayı ve batma esnasında batma bölgede partikül altındaki konsantrasyon artışı nedeniyle çekme dayanımı ve batma sertliği arasında önemli bir ilişki elde edilememiştir. Bu sonuçlarla birlikte gerçekleştirilen son çalışmalar batma altındaki bölgedeki partikül konsantrasyon artışına yönelmiş ve bu konuda birkaç deneysel çalışma [6,7] gerçekleştirilmiştir. Bu çalışmada, Al 1080 esaslı SiC partikül takviyeli metal matrisli kompozit malzemeler sonlu elemanlar metodu kullanılarak hacim oranının batma davranışı üzerine etkisi incelenmiştir. Bu amaç için partikül takviyeli metal matrisli kompozit, sonlu elemanlar metodu açısından en basit geometrik şekil olan kare elemanlardan oluşan meshli yapıda modellenmiş ve

206

HaSeM'08 partiküllerin sağlanmıştır.

yapı

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

içersinde

rasgele

dağılımı

II. NÜMERİK MODELLEME Küresel uçla yapılan batma analizlerde matris malzemesi olarak Al 1080 (%99.8 saflıkta) takviye eleman olarak SiC (Silisyum karbür) kullanılmış ve ayrıca SiC partiküllerin elastik ve alüminyum 1080 matrisin elastik-plastik yapıda olduğu kabul edilmiştir. SiC partiküllerin ve alüminyumun mekanik özellikleri Tablo 1 de ve bu malzemelerin gerilme-şekil değiştirme diyagramları şekil 1 de görülebilir. Ayrıca, oluşturulan model şekil 2 de verilmiştir. Burada, simetriden dolayı batma simülasyonunda kompozit model ve batıcı ucun sadece yarısı alınmıştır. Şeklin sol tarafı simetri eksenidir (aksi-simetri). Batma esnasında batmanın doğrultusunda (dikey) kompozit modelin sadece düşey yönde hareketine izin verilmiş ve ayrıca numune alttan hareket edemeyecek şekilde (yatay ve düşey doğrultularda) hareketi kısıtlanmıştır. Batıcı ucun ise üçüncü eksen etrafında dönmesi ve yatay eksende

hareketi engellenmiş ve sadece dikey eksende düşey hareketine izin verilmiştir. Böylece batıcı uca düşey yönde basma tarzında yükleme hareketi kazandırılmıştır. Batıcı uç ile numune yüzeyi arasında 0.3 lük bir sürtünme katsayısı verilmiştir. Kompozit model 3x3 mm boyuta sahiptir ve her yönde 20 μm ye bölünerek her bir meshli eleman 20 μm boyuta getirilmiştir. Böylece kompozit modelin meshli yapısı sekiz node’lu bilinear 22.500 elemandan oluşmaktadır. Analizlerde istenilen SiC partikül hacim oranı bu eleman sayısının yüzdesi olarak değişmektedir. Örneğin, hacim oranı %10 için 2250 eleman SiC olarak oluşturulmaktadır. Küresel batıcı ucun yarıçapı Rockwell T deneyindeki gibi 0.794 mm alınarak 150 N yük aksi-simetrik kompozit modele uygulanmıştır. Ayrıca, analizler yükün uygulandığı batma hali ve yükün kaldırıldığı boşalma hali olmak üzere birbirine eşit ve birbirini izleyen iki zaman genliğine (amplitude) sahiptir. Batıcı uç, meshlenebilir rijit elemandan oluşturulmuştur ve meshlenerek 2 node’lu lineer 50 adet elemana bölünmüştür.

Tablo 1. SiC ve Aluminyum (%99.8) malzemelerin mekanik özellikleri [23].

Poisson oranı (ν)

Elastik modül (GPa)

Yoğunluk (Kg/m3)

Aluminyum (%99.8)

0.33

70

2700

Silisyum karbür (SiC)

0.17

420

3100

Malzemeler

Şekil 1. SiC partiküllerin [19] ve alüminyum (%99.8 saflıkta) matrisin [24] gerilme-şekil değiştirme diyagramları.

207

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 2. Partikül hacim oranı % 10 olan metal matrisli bir kompozit yapının sonlu elemanlar modeli. Yukarıda verilen bütün değişkenleri kapsayan, kolay ve esnek bir kontrol sağlamak için python [21] dilinde yazılan bir kod vasıtasıyla analizler, ABAQUS/Standard [22] sonlu elemanlar yazılımında yükleme anı ve yük boşaltma hali olmak üzere iki çözüm genliğinde gerçekleştirilmiştir. Bununla birlikte, bütün analizler bir AMD Opteron, 2.4 Ghz 4 CPU’lu ve 8 GB Ram’e sahip bir server sisteminde gerçekleştirilmiştir. İlave olarak, partikül dağılımı her bir analizde rasgele (random) olduğundan başka bir ifade ile partikül dağılımı makro her çalıştırıldığında rasgele (random) olacak şekilde düzenlendiğinden çözümlerin doğruluğu ve güvenirliliği açısından her hacim oranı için en az 4 adet çözüm gerçekleştirilmiştir. Yine partikül dağılımı her seferinde rasgele olduğu için aynı yük değeri, partikül boyutu ve partikül hacim oranı için bile deformasyon, şekil değiştirme miktarları ve gerilme seviyeleri çok fazla olmamakla birlikte farklılıklar arz etmekte, fakat belirli

değerler arasında olmaktadır. Burada verilen sonuçlar, her bir hacim oranı için yapılan 4 analizin ortalama büyüklüklerini arz edecek şekilde seçilen analizlerden elde edilen sonuçlardır. III. ANALİZLER Partikül hacim oranı % 10, % 20 ve % 30 olan 20 μm partikül boyutuna sahip SiC takviyeli Alüminyum metal matrisli kompozitler için gerçekleştirilen batma analizlerinden elde edilen yüklemenin tamamlandığı andaki gerilme (S, Mises (Pa)) ve eşdeğer plastik deformasyon (PEEQ) miktarları şekil 3 (a) da görülmektedir. Ayrıca, temas yüzey düğüm noktalarından (node) yüklemenin tamamlandığı an için elde edilen batma deformasyon profilleri (U2 (μm)) şekil 3 (b) de verilmiştir.

208

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Partikül hacim oranı : % 10

Partikül hacim oranı : % 10

Partikül hacim oranı : % 20

Partikül hacim oranı : % 20

Partikül hacim oranı : % 30 Partikül hacim oranı : % 30 a) Gerilme (S, Mises (Pa)) ve eşdeğer plastik deformasyon (PEEQ) değişimi

209

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

b) Batma deformasyon profilleri (U2, μm) Şekil 3. 20 μm partikül boyutuna sahip SiC takviyeli Alüminyum metal matrisli kompozitlerin batma davranışına partikül hacim oranının (%10, %20 ve %30) etkisi. Şekil 3 (a) ya bakıldığında % 10, % 20 ve % 30 partikül hacim oranlarında yüklemenin tamamlandığı an için gerilme seviyeleri görülebilir. Partiküller tamamen elastik yapıda olduklarından dolayı partiküllerin çoğu yükleme anında çok iyi seçilebilmektedir ve oluşturdukları gerilme bandı görülebilir. Burada % 10 partikül hacim oranında daha belirgin olmak üzere hacim oranı yükseldikçe deformasyon sırasında oluşan ve yükleme doğrultusuna paralel olan gerilme bandındaki küçülme gözlenmektedir. Bunun nedeni, hacim oranının yükselmesi ile takviye fazına gerilmeyi aktaran matris fazının kompozit yapısında daha düşük seviyede bulunması ve dolayısıyla deformasyonun artışı ile yükleme doğrultusuna paralel oluşan gerilme dağılımının azalması ve gerilmelerin batıcı ucun altındaki takviye partiküllerde kalması (dağıtılamaması), buralarda gerilme seviyesini yükseltmesidir. Yine şekil 3 (a) da batma yüklemesi altındaki plastik deformasyon (PEEQ) bölgeleri görülebilmektedir. Kompozit yapıda partiküllerin varlığı baskın bir biçimde plastik bölgeyi değiştirmekte ve plastik deformasyonu çizgisel bir yapıya zorlamaktadır. Ayrıca, şekilde görülen bütün analizlerde plastik deformasyonlara bakıldığında yükleme bölgesinden uzaklaştıkça çok hızlı bir şekilde kaybolduğu görülebilir. Dolayısıyla plastik

deformasyonların batıcı uç altında çok dar bir bölgede gerçekleştiği söylenebilir. Şekil 3 (b) de partikül hacim oranı arttıkça maksimum batma deformasyonunda (U2) bir düşüş gözlenmektedir. Batma altındaki bölgede partiküller kendilerini çevreleyen matrisle birlikte aşağı yönde yer değiştirir. Aslında bu şekilde batma yüklemesi altındaki bölgede partiküllerin bölgesel yoğunluğu batma bölgesinden uzak bölgelerle karşılaştırıldığında arttırılmaya zorlanır. Böylece bu bölgedeki partiküller arası boşluk azalır ve batıcı uç aşağı doğru hareket ederken gittikçe daha da artan sert partikül konsantrasyonu ile bu bölgede daha direngen bir yapı ile karşılaşılır. Partikül konsantrasyonundaki bu artış bölgesel olarak matriste deformasyon sertleşmesine neden olur. Dolayısıyla belirli bir deformasyona ulaşmak için daha fazla yüke ihtiyaç duyulur. Hacim oranının artışıyla batma deformasyonu altındaki partikül konsantrasyonunda daha fazla bir artış söz konusudur ve bu, hacim oranının artışı ile deformasyon sertleşmesinin artacağı ve burada uygulanan sabit yükten dolayı deformasyonda bir düşüş olacağı anlamına gelmektedir. Kompozitlerin batma deformasyonu sırasında yükün maksimum uygulandığı anda daha belirgin olarak ortaya

210

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

çıkan ve batıcı ucun kompozitle temasta bulunduğu yüzeyine hemen sağ tarafındaki deve sırtı şeklindeki şişme görülebilir. Bu şişme % 10 hacim oranına sahip kompozitlerde daha belirgin olmakla birlikte hacim oranı yükseldikçe düşmektedir. Bunun nedeni yumuşak yapıdaki alüminyumun takviye elemanın düşük miktarda olduğu hacim oranında yapı içerisinde daha fazla olması ve yükün daha fazlasına maruz kalması, bunun sonucu olarak sıkışan malzemenin gidecek en kolay tek yön olan sağ tarafa akarak dışarı taşması veya yığılması (pile-ups) dır. IV. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Bu çalışmada, Alüminyum 1080 (Al 1080) esaslı SiC (Silisyum Karbür) partikül takviyeli metal matrisli kompozit malzemelerin sabit partikül boyutunda batma davranışlarına hacim oranının etkisi sonlu elemanlar metodu vasıtasıyla incelenmiştir. Partikül hacim oranı arttıkça maksimum batma deformasyonunda (U2) bir düşüş elde edilmiştir. Bunun en önemli nedenleri, batma altındaki bölgede partikül yoğunluğunun artması ve burada matrisin deformasyon serleşmesine maruz kalmasıdır. Buna ilave olarak, matriste meydana gelen plastik deformasyon (PEEQ) batma altındaki dar bir bölgede gerçekleşmiş ve hacim oranı arttıkça bu dar bölge giderek küçülmüştür. Ayrıca, partiküllerde yüksek gerilme yoğunluğu etkisinden dolayı oluşan gerilme bandı, hacim oranı artıkça azalmıştır. Bu durum, düşük hacim oranında matris tarafından taşınan yükün hacim oranı arttıkça takviye partiküller tarafından taşındığını göstermektedir. V.TEŞEKKÜR Bu çalışmayı destekleyen Türkiye Bilimsel ve Teknik Araştırma Kurumu (TUBİTAK, Proje no: 106M020) ve Erciyes Üniversitesi Bilimsel Araştırma Projeleri Birimine (Proje no: FBT-06-30) teşekkür ederiz. KAYNAKLAR [1] K. K. Chawla, Composite materials science and engineering, Springer-Verlag, USA, 1998. [2] N. Chawla and K. K. Chawla, Metal matrix composites, Springer, New York, 2006. [3] D. J. Lloyd, Particle reinforced aluminium and magnesium matrix composites, International Materials Reviews, Vol. 39 (1), pp. 1-21, 1994. [4] A. Ayyar and N. Chawla, Microstructure-based modeling of crack growth in particle reinforced composites, Composites Science and Technology, Vol. 66, pp. 1980–1994, 2006. [5] N. Chawla and K. K. Chawla, Microstructure-based modeling of the deformation behavior of particle reinforced metal matrix composites, Journal of Materials Science, Vol. 41, pp. 913-925, 2006.

[6] R. Pereyra and Y.-L. Shen, Characterization of particle concentration in indentation-deformed metal-ceramic composites, Materials Characterization, Vol. 53, pp. 373-380, 2004. [7] R. Pereyra and Y.-L. Shen, Characterization of indentation-induced ‘particle crowding’ in metal matrix composites, International Journal of Damage Mechanics, Vol. 14 (3), pp. 197-213, 2005. [8] A. Gouldstone, N. Chollacoop, M. Dao, J. Li, A. M. Minor, Y.-L. Shen, Indentation across size scales and disciplines: Recent developments in experimentation and modeling, Acta Materialia, Vol. 55, pp. 4015-4039, 2007. [9] T. G. Nieh and R. F. Karlak, Aging characteristics of B4C-reinforced 6061-aluminum, Scripta Metallurgica et Materialia, Vol. 18, pp. 25-28, 1984. [10] S. Suresh, T. Christman and Y. Sugimura, Accelerated aging in cast al alloy-SiC particulate composites, Scripta Metallurgica et Materialia, Vol. 23, pp. 1599-1602, 1989. [11] K. K. Chawla, A. H. Esmaeili, A. K. Datye and A. K. Vasudevan, Effect of homogeneous/heterogeneous precipitation on aging behavior of SiCp/Al 2014 composite, Scripta Metallurgica et Materialia, Vol. 25, pp. 1315-1319, 1991. [12] T. Christman and S. Suresh, Microstructural development in an aluminum alloy-SiC whisker composite, Acta metallurgica, Vol. 36 (7), pp. 16911704, 1988. [13] P. Appendino, C. Badini, F. Marino and A. Tomasi, 6061 Aluminum alloy-SiC particulate composite: a comparison between aging behaviour in T4 and T6 treatments, Materials Science and Engineering A, Vol. 135, pp. 275-279, 1991. [14] J. W. Leggoe, X. Z. Hu, M. V. Swain and M. B. Bush, An ultra-micro indentation investi-gation of aspects of the fracture process in particulate reinforced metal matrix composites, Scripta Metallurgica et Materialia, Vol. 31 (5), pp. 5775825, 1994. [15] Y. -L. Shen, E. Fishencord and N. Chawla, Correlating macrohardness and tensile behavior in discontinuously reinforced metal matrix composites, Scripta Materialia, Vol. 42, pp. 427-432, 2000. [16] Y.-L. Shen and N. Chawla, On the correlation between hardness and tensile strength in particle reinforced metal matrix composites, Materials Science and Engineering A, Vol. 297, pp. 44-47, 2001. [17] Y.-L. Shen, J. J. Williams, G. Piotrowski, N. Chawla and Y. L. Guo, Correlation between tensile and indentation behavior of particle-reinforced metal matrix composites: An experimental and

211

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

numerical study, Acta Materialia, Vol. 49, pp. 32193229, 2001. [18] B. D. Kozola and Y.-L. Shen, A mechanistic analysis of the correlation between overall strength and indentation hardness in discontinuously reinforced aluminum, Journal of Materials Science Vol. 38, pp. 901 907, 2003. [19] Y.-L. Shen and Y. L. Guo, Indentation response of heterogeneous materials, Modelling and Simulation Materials Science and Engineering, Vol. 9, pp. 391398, 2001. [20] E. S. Ege and Y.-L. Shen, Effects of inclusions and porosity on the indentation response, Materials Research Society Symposium Proceedings, 750, Y6.2.1-Y6.2.6, 2003. [21] www.python.org [22] ABAQUS/Standart (ver 6.5-4), Finite Element Software, www.abaqus.com, 2005. [23] www.matweb.com [24] Boyer, H. E., Atlas of stress-strain curves-2nd ed., ASM International, USA, 2002.

212

HaSeM’08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15–16 Mayıs 2008, KAYSERİ

BİR UÇAK KANADININ ÇOK AMAÇLI GENETİK ALGORİTMALAR İLE YAPISAL OPTİMİZASYONU Melike NİKBAY e-posta: [email protected]

Arda YANANGÖNÜL e-posta: [email protected]

Levent ÖNCÜ e-posta: [email protected] İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, 34469 İSTANBUL. ÖZET Bu çalışmada amaç, havacılık endüstrisinde yapısal tasarım uygulamalarında yaygın olarak kullanılan paket programlar ile güvenilir bir sayısal optimizasyon metodolojisi oluşturmaktır. Bu kapsamda 3 boyutlu basit bir kanat geometrisi için üç farklı yapısal problemin genetik algoritmalar ile optimizasyonu ele alınacaktır. İlk problem statik yüklemeye maruz kalmış bir kanadın gerilme ve yer değiştirme kısıtlamaları altında kütle optimizasyonudur. İkinci problem, yapının bir kütle kısıtlaması altında ilk doğal frekans değerinin optimizasyonudur. Son problem ise yapının ilk iki problemdeki kısıtlamaları altında çok amaçlı kütle ve frekans optimizasyonudur. Geometrisi kaplama panelleri, kaburgalar ve ana-kirişlerden oluşan kanat yapısının sonlu eleman modeli kabuk ve kiriş elemanlarla oluşturulmuştur. Çalışmada hedef yapısal elemanların kalınlıklarının kısıtlamalara bağlı kalarak amaç fonksiyonlarına göre en uygun değerlerinin elde edilmesidir. Sonlu eleman probleminin çözümü için ABAQUS 6.7, çok amaçlı optimizasyon sürücüsü olarak modeFRONTIER 4.0 ticari yazılımları kullanılmıştır. 1.

GİRİŞ

Uçak endüstrisinde uçak yapılarının tasarım kriterleri açısından optimizasyonu performans ve maliyet etkinliği açışından büyük önem taşımaktadır. Örneğin kütleyi azaltırken aynı zamanda yapının güvenilirliğini sağlamak uçak tasarımı sürecinin en çok zaman alan safhalarındandır. Bu sebeple bu süreci daha verimli ve başarılı hale getirecek bir sayısal tasarım metodolojisine ihtiyaç duyulmaktadır. Bu metodoloji de ancak sayısal optimizasyon tekniklerinin kullanılan analiz araçlarına iteratif bir şekilde uygulanması ile oluşturulabilir. En iyi tasarıma ulaşmayı hedefleyen bu iteratif süreçte, alt ve üst

213

sınırları belirlenen optimizasyon değişkenleri kümesinin ve bunlara bağlı kriter değerlerinin tamamen taranması amacıyla çok sayıda analizin arka arkaya otomatik olarak yapılması gerekmektedir. Bu nedenle optimizasyon çalışmaları, sadece analiz yapılan çalışmalara kıyasla hesaplama zamanı çok yüksek olan sayısal süreçleri gerektirir. Bu sebeple optimizasyon problemlerinde ele alınan geometrinin mümkün olduğu kadar basit ve az parametre ile eksiksiz tanımlanmış olması tercih edile gelmiştir. Literatürde, uçak kanatları için yapılan optimizasyon çalışmalarında kullanılan yapısal analiz bileşeni çoğunlukla basit yapısal modellerden seçilmiştir. Bowman ve diğerleri [1] kanadı sabit veter uzunluklu ve dikdörtgenler prizması olarak modelleyerek çubuk, plak ve membranlardan oluşan bir sonlu elemanlar modelinden yararlanarak optimizasyon problemini çözmüştür. Bir helikopter palasını modellemek için Friedman [2] kanat açıklığı boyunca her bir istasyonda ince duvarlı dikdörtgen kesite sahip elemanlar kullanarak sonlu elemanlar analizi gerçekleştirmiştir. Barthelemy ve diğerleri [3] ve Dovi ve diğerleri [4] eşdeğer lamine plaka formulasyonu uygulayarak uçak kanadını modellemiştir. Jha ve Chattopadhyay [5] yüksek hızlı bir iş jetinin kanadını sivrilme ve ok açısına sahip bir dikdörtgen kiriş kafes yapısı ile modellemiştir. Daha sonraki yıllarda bilgisayar teknolojisinin gelişmesi ile ileri yapısal analiz yöntemlerinin sayısal optimizasyon çalışmalarına katılması gerçekleşmiştir ( Tzong ve diğerleri [6] ve Maute ve diğerleri [7]). Optimizasyon problemi gradyan tabanlı ve gradyansız algoritmalar diye iki ana sınıfta gruplandırılabilecek şekilde çok sayıda farklı optimizasyon algoritması ile çözülebilir. Gradyansız algoritmalara örnek olan genetik algoritmalar ve evrimsel stratejiler, global optimumu bulma konusunda en sağlıklı araçlardır. Goldberg [8],

HaSeM’08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15–16 Mayıs 2008, KAYSERİ Grierson ve Hajela [9], ve Back [10] tarafından sunulmuş çalışmalar bu gruba örnek olarak verilebilir. Gradyan tabanlı algoritmalara; tasarım uzayında yön bulmada birinci ve ikinci dereceden türevlerin kullanılmasına bağlı olarak “Steepest Descent”, “Conjugate Gradient”, Newton yöntemleri (ve Quasi-Newton yöntemleri DFP ve BFGS), “Sequential Quadratic Programming (SQP)” gibi algoritmalar örnek olarak verilebilir. Bu grupta yapılan çalışmalara örnek olarak Baysal ve Eleshasky [11], Giunta [12], Kirsch [13], Bendsoe [14], Maute [15] gösterilebilir. Bu çalışmada ise 3 boyutlu jenerik bir kanat için çok amaçlı genetik algoritmalı bir optimizasyon yöntemi üç ayrı mühendislik problemi üzerinde uygulanacaktır. İlk problemde statik yük altındaki kanadın yer değiştirme ve gerilme kısıtlamalarına bağlı kalarak en düşük kütle değeri elde edilmeye çalışılacaktır. İkinci problemde kütle kısıtlamasına bağlı kalarak yapının birinci doğal frekansı arttırılmaya çalışılacaktır. Üçüncü problem önceki iki problemin birleşimi olup yer değiştirme, gerilme, frekans ve kütle kısıtlamalarına bağlı kalarak en düşük kütle ve en yüksek birinci doğal frekans elde edilmeye çalışılacaktır. Tüm problemlerdeki kısıtlamalar başlangıç tasarımına ait ilgili değerler (gerilme, toplam kütle vs.) referans alınarak belirlenmiştir. Böylece başlangıç tasarımından her açıdan başarımı daha yüksek yeni bir tasarıma ulaşmak mümkün olabilmektedir. Tasarım değişkenleri olarak kanat elemanlarının (kaburgalar, ana-kirişler ve kaplama panelleri) kalınlığı kullanılacaktır. Analizlerde yapısal problemlerin çözümü için ABAQUS, çok amaçlı optimizasyon sürücüsü olarak modeFRONTIER ticari yazılımları kullanılacaktır. Elde edilen en uygun tasarımlar referans alınan tasarıma göre karşılaştırılacaktır. 2.

Şekil 1 Kanat geometrisi Tablo 1 Malzeme özellikleri Özellik Değerler Elastisite modülü 70 GPa Poisson oranı 0.33 Yoğunluk 2700 kg/m3 Akma gerilmesi 400 MPa

KULLANILAN MODEL Şekil 2 Kanadın yapısal çözüm ağı

2.1. Geometrik model Bu çalışmada kullanılan kanat 4 adet ana-kiriş, 10 adet kaburga ve 90 adet panelden oluşmaktadır. Ayrıca seçilen bazı paneller açıklık boyunca kuvvetlendirici kirişler ile güçlendirilmiştir. Dikdörtgen planforma sahip olan kanadın yarı açıklığı 6 m, veter uzunluğu ise 1.6 m’dir. 3 boyutlu kanat geometrisi (üst kabuk çıkarılmış) Şekil 1’de gösterilmektedir. 2.2. Sonlu eleman modeli Malzeme olarak tüm yapı için alüminyum (Tablo 1) seçilmiştir. Sonlu eleman modeli lineer kabuk ve kiriş elemanlar ile modellenmiştir. Toplam 17070 kabuk eleman, 948 kiriş eleman ve 96144 serbestlik derecesi bulunmaktadır. (Şekil 2)

214

Birinci ve üçüncü optimizasyon probleminde uygulanacak aerodinamik yük, başlangıç tasarımı için yapılmış bir hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizinden elde edilmiştir. Elde edilen toplam taşıma kuvveti kanat açıklığı boyunca değişen ve veter boyunca sabit bir eliptik taşıma eğrisi ile ifade edilmiştir. Yük dağılımı aşağıda Şekil 3’de gösterilmektedir.

Şekil 3 Kanadın eliptik yük dağılımı

HaSeM’08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15–16 Mayıs 2008, KAYSERİ Sınır koşulu olarak kanat kökündeki tüm serbestlik dereceleri tutulmuştur. 3.

OPTİMİZASYON PROBLEMİ

değişkeni olarak belirlenmiştir. Tüm kaburgaların ( t4 ) ve kalınlıkları

( t3 )

ise

ayrı

birer

umax < uo σ yield 1.5

umax ve σ max başlangıç tasarımında statik yük altında meydana gelen en büyük toplam yer değiştirme ve en büyük gerilme, σ yield ise M

toplam

kütle,

malzemenin akma gerilmesidir. 3.2. İkinci Problem İkinci problemde yapının ağırlığı arttırılmadan birinci serbest titreşim frekansı arttırılmaya çalışılmıştır.

kalınlık

değişkenine bağlanmıştır. Kuvvetlendirici olarak kullanılan boru kesitli kirişlerin dış çapı (r) ise açıklık boyunca sabit olup ayrı bir optimizasyon değişkeni olarak seçilmiştir. Bu dairesel kirişin et kalınlığı ise borunun dış çapı ile ilişkilendirilmiştir. Sonuç olarak üç problem seti için 5 adet optimizasyon değişkeni kullanılmıştır. Şekil 4’de kanat elemanları ve bu elemanlara ait kalınlık değişkenleri her renk ayrı bir optimizasyon değişkenini temsil edecek şekilde görülmektedir.

:

σ max <

Burada

Bu çalışmada ele alınan üç optimizasyon probleminde de aynı tasarım değişkenleri kullanılmıştır. Kaburga, anakirişler ve paneller kabuk olarak modellendiğinden bu elemanların kalınlıkları ve kuvvetlendirici kiriş elemanlarının yarıçapı değişken olarak seçilmiştir. Kanat açıklığı boyunca ana-kirişler iki gruba ayrılmış ve bu iki grubun kalınlıkları ( t1 , t2 ) iki farklı optimizasyon panellerin

Kısıtlamalar

Burada

Amaç fonksiyonu:

max f1

Kısıtlamalar

M ≤ M0

f1

:

f1 > f10 yapının birinci doğal frekansı, f10 başlangıç

tasarımının birinci doğal frekansı ve M o ise başlangıç tasarımının toplam kütlesidir. 3.3. Üçüncü Problem

Bu problem ilk iki problemin birleşimidir. İki ayrı amaç fonksiyonu olduğundan çok amaçlı optimizasyon problemidir. Amaç fonksiyonları: min M max f1 Kısıtlamalar : umax < uo

σ max <

σ yield 1.5

M ≤ M0

f1 > f10 Tüm problemlerde optimizasyon değişkenleri için Tablo 2’de verilen şekilde alt ve üst sınırlar belirlenmiştir. Şekil 4 Kanadın optimizasyon değişkenleri

Tablo 2 Değişken alt ve üst sınırları

Tüm değişkenler için verilen kısıtlamalar başlangıç tasarımına ait ilk analiz değerleri referans alınarak daha iyi bir tasarıma ulaşılmaya çalışılmıştır. 3.1. Birinci Problem Birinci problemde amaç statik yükleme altındaki kanadın verilen yer değiştirme ve gerilme kısıtlaması altında en düşük kütle değerini elde etmektir. Bu durumda; Amaç Fonksiyonu:

min M

215

Değişkenler

Alt sınır (mm) 8

Üst sınır (mm) 20

t2

8

20

t3

8

16

t4

1.5

4

r

6

16

t1

HaSeM’08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15–16 Mayıs 2008, KAYSERİ 4.

4.2. Kullanılan optimizasyon algoritması

İZLENEN YÖNTEM

Geometrinin otomatik olarak güncellenip yapısal analizin Çok amaçlı bu problemi çözebilmek için MOGA-II bir çok defa tekrarlanabilmesi için ABAQUS sonlu genetik algoritması (Multi Objective Genetic Algorithm) elemanlar programını optimizasyon algoritmasına kullanılmıştır. MOGA-II pareto optimal kümesine hızlı bağlayabilecek ve sonuçlardan yararlanarak bu çok amaçlı yakınsaması için tasarlanmıştır. optimizasyon problemini çözecek bir yazılıma ihtiyaç Pareto optimal kümesi genel olarak aşağıdaki gibi duyulmaktadır. Bu ihtiyacı karşılamak için açıklanabilir. Bir optimizasyon probleminde aynı anda modeFRONTIER ticari yazılımının genetik algoritmaları amaç fonksiyonu olarak kullanılan z , z , z gibi 3 tane 1 2 3 (MOGA-II, NSGA-II) kullanılmıştır. farklı birbirinden bağımsız amaç fonksiyonu olduğunu düşünelim. Bu amaç fonksiyonlarının her birinin diğer 4.1. Optimizasyon mantıksal akış şeması amaç fonksiyonları olmadan yalnız başına minimize Yukarıda bahsedilen çok amaçlı optimizasyon problemi edilmesi durumunda elde edilecek minimum amaç için Şekil 5’de gösterilen mantıksal akış şeması genel fonksiyonu değerleri de zˆ1 , zˆ2 , zˆ3 olacaktır. Ancak bu olarak işletilmiştir. Optimizasyonun deneysel tasarımlar amaç fonksiyonları aynı anda birlikte optimize edilmek (DOE) aşamasında optimizasyon problemine ait tüm istendiğinde çözüm olarak hiçbiri kendi minimum değişkenlerin alt ve üst sınırlarına bağlı kalarak bir değerlerini alamayacaktır. Bu durumda “pareto optimal” * * * başlangıç tasarım uzayı oluşturulur. Oluşturulan bu tasarım dediğimiz bu küme ( z1 , z2 , z3 ) tüm amaç fonksiyonları uzayı genetik algoritma için başlangıç nesli olarak kullanılır. Bu değişkenler ABAQUS ortamına aktarıldıktan arasında olabilecek uygun bir uzlaşı kümesi veren * * sonra sınır koşulları verilir ve çözüm ağı oluşturularak optimum çözüm kümesidir ve z1 ≥ zˆ1 , z2 ≥ zˆ2 ve yapısal problem çözülür. Çözüm alındıktan sonra ilgili * kriter değerleri (kütle, gerilme, yer değiştirme, frekans) z3 ≥ zˆ3 şeklinde çözüm verecektir. Bu küme içinden en optimizasyon algoritması tarafından değerlendirilerek bir uygun tasarımın seçilmesi de kullanıcı tarafından her bir sonraki optimizasyon iterasyonu (nesil) için yeni değişken amaç fonksiyonunun öneminin ve ağırlığının belirtileceği değerleri bulunur ve bu döngü verilen nesil sayısına bir karar verme aracı (Multi-Criteria Decison Making ulaşılıncaya kadar devam eder. ModeFRONTIER gerekli Tool) ile sağlanır. Ancak bu çalışmada farklı amaç kriter değerlerini ABAQUS tarafından yazılan sonuç fonksiyonları için eş ağırlık katsayıları verilmiştir. dosyalarından okur. MOGA-II algoritmasının temel özellikleri şunlardır: • Yöne bağımlı çaprazlamayı (cross-over) destekler • Kullanıcı tarafından tanımlanan kısıtlamaların sağlanmasını zorlamak için amaç fonksiyonununda ceza çarpanı (Objective Function Penalization) kullanılır. İlk nesilin (Design of Experiments DOE) birey sayısını belirlerken aşağıdaki bağıntıdan yararlanılır ve en az bu değer kadar birey seçilir.

Birey sayısı > 2* değişken sayısı * amaç fonksiyonu sayısı Bu çalışmada en kapsamlı olan üçüncü problemde 5 tane optimizasyon değişkeni ve 2 tane amaç fonksiyonu olduğu için DOE için 21 adet birey belirlenmiştir ve bu problem için oluşturulan temsili optimizasyon akış şeması Şekil 6’da verilmiştir. 5.

BAŞLANGIÇ TASARIMI ANALİZİ

Optimizasyon sonrasında elde edilen en uygun (optimum) tasarımı karşılaştırmak amacıyla mevcut ilk tasarımın

Şekil 5 Mantıksal akış şeması

216

HaSeM’08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15–16 Mayıs 2008, KAYSERİ

statik analizleri yapılmıştır. Analizde kullanılan değişken değerleri aşağıdaki Tablo 4’de verilmiştir.

Şekil 8’de ise kanat üzerindeki Von Mises gerilme değerleri gösterilmiştir. Beklendiği üzere en yüksek Von Mises gerilmesi kanadın kök kısmında oluşmuştur.

Verilen tasarım değişken değerleri ile yapılan statik analiz sonucunda Tablo 5’de sunulan sonuçlar elde edilmiştir. Bu değerler daha sonra karşılaştırma amaçlı olarak optimizasyon sonucu amaç fonksiyonları üzerinde ne kadar bir iyileşme sağlandığını kontrol etmek için kullanılacaktır. Şekil 7’de mevcut kanat üzerindeki en fazla yer değiştirme değeri ve kanat üzerindeki yer değiştirme dağılımı görülmektedir.

Şekil 7 En fazla yer değiştirme

Şekil 8 Von mises gerilme değerleri 6. Şekil 6 ModeFRONTIER akış şeması Tablo 2 Başlangıç modelinin tasarım değişken değerleri Tasarım Değişkenleri Değerler (mm)

t1

16

t2

12

t3

16

t4

2.5

r

6

OPTİMİZASYON SONUÇLARI

Optimizasyon çalışmasında kullanılan iş istasyonu ilk iki problem için İntel Core2Duo 2.66GHz işlemcili ve 2GB belleklidir, üçüncü problem için ise İntel Core2quad işlemcili ve 2GB belleklidir. Tablo 6 ve Tablo 7’de problemlere ait başlangıç tasarımı (DOE) sayısı, kullanılan genetik algoritma nesil ve birey sayıları, hesaplama süreleri ve sonuçlar verilmiştir. Tablo 6 Genetik algoritma verileri

Tablo 3 Referans Tasarıma ait sonuçlar Kriter Değerler En fazla Yer değiştirme 187 mm En fazla Gerilme 202 MPa Kütle 336 kg Frekans 4.35 Hz

Problem

DoE Sayısı

Algoritma

Nesil Sayısı

Toplam Birey

Farklı Tasarım

1 2 3

24 15 21

MOGA MOGA NSGA

50 25 16

1199 374 287

544 232 200

Tablo 7 Hesaplama süreleri Hesaplama Problem Süresi 1 11sa. 40dk 2 3 sa. 34 dk. 3 3 sa. 34 dk.

217

HaSeM’08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15–16 Mayıs 2008, KAYSERİ

İlk iki problem tek amaç fonksiyonuna sahip olduğundan amaç fonksiyonunun en az veya en çok olduğu durum en uygun tasarım olarak alınmıştır. Fakat üçüncü problem çok amaçlı olduğundan en uygun tasarım pareto optimal kümesinden seçilmelidir. Birinci problem için elde edilen minimum kütle 279 kg ve başlangıç tasarıma göre kazanç %17’dir. İkinci problem için ise elde edilen maksimum birinci doğal frekans 5.03 Hz ve başlangıç tasarıma göre artış büyüklüğü %16’dır. Tablo 8’de ise üçüncü problem için elde edilen 10 adet pareto optimal tasarım için yeni kütle ve frekans değerleri ve bu değerlerin başlangıç tasarım değerlerine göre değişimi verilmiştir. Tablo 8 Üçüncü problem için optimizasyon sonuçları Pareto tasarımı

Kütle (kg)

Fark (%)

Frekans (Hz)

Fark (%)

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

286 299 321 292 318 281 288 294 284 293

-15 -11 -4 -13 -5 -16 -14 -12 -15 -13

4.62 4.81 4.86 4.67 4.85 4.59 4.64 4.78 4.61 4.68

6 10 12 7 11 6 7 10 6 8

Pareto optimal kümeden iki amaç fonksiyonunun önemine göre bir tasarım seçilerek en uygun tasarım olarak önerilebilir. Yukarıdaki kümeden 8 numaralı pareto tasarım hem kütlede %12’lik bir azalma ve hem de frekansta %10’luk bir artış sağladığı için uygun bir tasarım olarak önerilebilir.

7.

DEĞERLENDİRME

Bu çalışmada kaburga, kanat panelleri ve ana kirişlerden oluşan bir kanat yapısının üç değişik yapısal optimizasyon problemi için en uygun tasarımı elde edilmeye çalışılmıştır. Problemlerin çözümü için genetik algoritmalar kullanılmıştır. Elde edilen sonuçlara göre en az kütle ve en falza birinci doğal frekans problemleri için başlangıç tasarıma göre iyileşme %16-17 civarındadır. Üçüncü problem için 10 adet pareto optimal çözüm elde edilmiştir. Bu kümede kütle için iyileşme genel olarak %10’dan fazla iken frekans için iyileşme %6 ile %12 arasında değişmektedir. Tüm problemler için daha iyi sonuçlar elde edilmek istenirse değişken sayısı artırılabilir. Örneğin herbir elemanın kalınlığı bağımsız bir optimizasyon değişkeni olarak verilebilir. Artacak hesaplama zamanı ise genetik algoritma yerine gradyan tabanlı algoritmalar kullanılarak azaltılabilir.

TEŞEKKÜR

[3] J-F Barthelemy. G. Wrenn, A. Dovi, ve L. Hall. Supersonic transport wing minimum design integrating aerodynamics and structures. J. Aircraft 31:330-338. 1994 [4] A.R. Dovi, G.A. Wrenn, J.F.M. Barthelemy, P.G. Coen, ve L.E. Hall. Multidisciplinary design integration methodology for a supersonic transport aircraft . J. Aircraft, 32 (2):290-296, 1995 [5] R. Jha ve A. Chattopadhyay. Multidisciplinary optimization of composite wings using refined structural and aeroelastic analysis methodologies. Engineering Optimization. 32:59-78. 1999. [6] G. Tzong, M. Baker, R. D-Vari ve J. Giesing. Aeroelastic loads and structural optimization of a high speed civil transport model. In 5th AIAA/NASA/USAF/ISSMO Symp. On Multidisciplinary Analysis and Optimization. Panama City Beach. FL. AIAA Paper No 94-4378. IAA 1994 [7] K. Maute, M. Nikbay ve C .Farhat. Coupled analytical sensitivity analysis and optimization of

Bu çalışmanın yazarları TÜBİTAK 3501 Ulusal Genç Araştırmacı Kariyer Geliştirme Programı kapsamında desteklenen 105M235 nolu “Kararsızlık Görülen Akışkan-Yapı Etkileşimi Problemlerinin Analizi ve Güvenilirlik Tabanlı Tasarım Optimizasyonu” başlıklı proje bütçesi ve yurt içi yüksek lisans burs imkanları için TÜBİTAK’a teşekkür ederler. KAYNAKÇA

[1] K. Bowman, R. Granddhi, F. Eastep, Structural optimization of lifting surfaces with divergence and control reversal constraints, Struct. Optim., 1:153161. 1989 [2] P. Friedmann, Helicopter vibration reduction using structural optimization with aeroelastic/multidisciplinary constraints – a survey. J. Aircraft 38:8-21. 1991

218

HaSeM’08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15–16 Mayıs 2008, KAYSERİ

three dimensional aeroelastic systems. AIAA J., 39 (11):2051-2061. 2001. [8] D. Goldberg, Genetic Algorithms in Search. Optimization and Machine Learning. Reading, M.A. Addison-Wesley, 1989 [9] D. E. Grierson and P. Hajela. Emergent Computing Methods in Enginerring DesignApplications of Genetic Algorithms and Neural Networks. Nato asi series f: Computer and Systems Sciences. 1996. [10] T. Back, F. Hoffmeister ve H. P. Schwefel. A survey of evolution strategies. In proceedings Fourth Int Conf. Genetic Algorithms. ICGA, 1991. [11] O. Baysal ve M. E. Eleshaky. Aerodynamic design optimizastion using sensitivity analysis and computational fluid dynamics. AIAA Journal, 30 (3):718-725. 1992 [12] A. Guinta ve J. Sobiesczanski-Sobieski. Progress towards using sensitivity derivatives in a high-fidelity aeroelastic analysis of a supersonic transport. In AIAA 98-4763. 7th AIAA/USAF/NASA/ISSMO Symposium on Multidisciplinary Analysis and Optimizastion. St Louis, MO, pp 441-453, Sept 1998, AIAA. Sept 1998. [13] T. V. Karman and N. B. Moore. Resistance of slender bodies moving with supersonic velocities with special reference to projectiles. Transaction ASME. 54:303-310, 1932 [14] M. Bendsoe. Optimization of Structural Topology, Shape, and Material, Berlin Springer, 1995. [15] K. Maute, M. Nikbay, and C. Farhat. Coupled analytical sensitivity analysis for aeroelastic optimization. In AIAA 2000-4825, 8th AIAA/USAF/NASA/ISSMO Symposium on Multidisciplinary Analysis and Optimization September 6-8.2000/Long Beach. CA. AIAA. 2000

219

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Çırpan Kanat Aerodinamik Kuvvetlerinin Yapay Sinir Ağları ile Modellenmesi Dr. Dilek Funda Kurtuluş1 e-posta: [email protected] 1

Orta Doğu Teknik Üniversitesi Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bölümü 06531 Ankara

ÖZET Bu çalışmada yapay sinir ağları kullanılarak çırpan kanat kinematiğinin zamana bağlı aerodinamik kuvvetleri hesaplanmıştır. Yapay sinir ağları modeli MLP (multi layer perception) ağ yöntemi kullanılarak ve Levenberg-Marquardt optimizasyon algoritması ile gerçekleştirilmiştir. Yapılan bu çalışma ile çırpan kanat kuvvet hesaplamalarının hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemi yanısıra yapay sinir ağları kullanılarakta yakın sonuçlar alınabileceği anlaşılmıştır. I. GİRİŞ Çırpan kanat aerodinamiği ve itkisi, günümüzde birçok araştırmacının alternatif bir Mikro Hava Aracı itki sistemi olarak ilgisini çekmektedir. Kara, deniz, hava ve uzayda, yüksek yaşamsal tehlike içeren görevlerde insanın yerini alması veya maliyetlerin düşürülmesi amacıyla; insansız (uzaktan kumandalı veya otonom) araçlar teknoloji dünyasında önemli bir konuma gelmeye başlamıştır (Şekil 1).

kalma durumundaki araç, sabit bir konumda kabul edilir ve serbest akış hızı sıfır alınır. Akışkan hareketleri sadece kanat hareketinden dolayı yaratılmaktadır. Havada asılı kalma harekentinin ana amacı, aracın ağırlığını dengeleyecek dikey bir kuvvet yaratmaktır. Bir kuşun, havada asılı konumda uçuş yapabilme kapasitesinin olup olamayacağı, kuşun boyutuna, kanatların eylemsizlik momentine, kanat hareketlerinin serbestlik derecesine ve kanat şekline bağlıdır. Bu sınırlamalardan dolayı havada asılı konumda kalabilen tür sayısı çok azdır. Daha çok küçük böcek türleri (Drosophila gibi) ve arıkuşu (hummingbird) gibi küçük kuşlar havada asılı kalabilmektedir ([1]-[2]). Bu çalışmada yapay sinir ağları kullanılarak çırpan kanat hareketinin hem kaldırma kuvveti hem de sürtünme kuvveti katsayıları tahmin edilmiştir. Çırpan kanat aerodinamiği yüksek derecede doğrusal olmayan bir sistem olması dolayısıyla bu tip modellemelerin ve aerodinamik kuvvet katsayılarının hesaplanmasının auto-control programları için çok gerekli olduğu bilinmektedir.

Geçen on yıl içinde, Mikro Hava Araçları’nın gelişimine imkan veren mikro-teknolojideki ilerlemeler nedeniyle düşük Re sayısı rejimindeki sayısal ve deneysel çalışmalar önem kazanmıştır. Bu çalışamanın ana konusu olan çırpan kanat aerodinamiği ve itkisi günümüzde birçok araştırmacının alternatif bir Mikro Hava Aracı itki sistemi olarak ilgisini çekmektedir. Genellikle ileri uçuş rejim çalışmaları literatürde çoğunlukta olmasına rağmen, Mikro Hava Araçları’nın ana gayesi olan sabit pozisyon gözetimi havada asılı kalma uçuş modu üzerinde daha çok araştırma yapılması gereğini ortaya koymuştur. Havada asılı kalma uçuş modu, çırpan kanat aerodinamik sisteminde incelenen, tatbiki en zor olan modlardan biridir. Bu uçuştaki amaç, Mikro Hava araçlarının bulundukları konumu hiç değiştirmeden uçuş ve gözetleme yapabilmesini sağlamaktır. Havada asılı

220

Şekil 1. Varolan MAV tipleri [3]

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

II. YAPAY SİNİR AĞLARI Yapay sinir ağları nöron ismi verilen birbiriyle bağlı işlemci elemanlardan oluşur. YSA, bir girdi katmanı, bir veya daha fazla ara katman ve bir de çıktı katmanından oluşur.

çırpan hareket kinematik datası kullanımına karar verilmiş ve çıktı olarakta kaldırma kuvveti ile sürtünme kuvveti katsayıları kullanılmıştır (Şekil 2).

Çıktı katmanı dışındaki bütün katmanlardaki nöronlar, bir sonraki katmandaki nöronların hepsine bağlıdır ve bütün bu bağlantıların bir ağırlık değeri vardır. Her bir nöron, kendisine gelen toplam girdiyi aktivasyon fonksiyonuna aktararak çıktısını üretir. Toplam girdi, bir nörona gelen bütün girdilerin, kendi ağırlık değerleriyle çarpımlarının toplamıdır. Yapay sinir ağları, girdiler ile çıktılar arasındaki ilişkiyi öğrenebilmek için örnek veriyle eğitilir. Öğrenme veya eğitilme işlemi, bağlantılara ait ağırlık değerlerinin güncellenmesiyle gerçekleştirilir. YSA’nın eğitilmesi döngüsel bir işlemle gerçekleşmektedir [4]-[6]. Tek bir yapay nöron bir çok farklı şekilde tanımlanabilir. Genel matematiksel tanımı Denklem 1’de verilmiştir.

⎛ n ⎞ y ( x) = g ⎜ ∑ wi xi + b ⎟ ⎝ i =0 ⎠

(1)

Bu denklemde x n girdili (x0 … xn) , bir y(x) çıktılı nöronu temsil etmekte ve (w0 … wn) ağırlıkları, b ise farkı (bias) göstermektedir [4]-[6]. g aktivasyon fonksiyonunu tanımlamakta ve nörondan çıkan çıktının gücünü girdilerin toplamına bağlı olarak tanımlamaktadır.

Şekil 2. Yapay sinir ağları katman yapısı II. ÇIRPAN KANAT HAREKETİ TANIMI İncelenen kanat çırpma hareketi 4 aşamaya ayrılmıştır (Şekil 3); birinci aşama aşağı doğru çırpma hareketinin yarısına denk gelmekte ve kanat ucu pozitif doğrultuyu göstermektedir. İkinci aşama ise yukarı vuruş hareketinin yarısını kapsamaktadır. Üçüncü ve dördüncü aşamalar ise bu iki aşamanın tamamen aynasal simetriğidir. Her aşama da kendi içinde ikiye ayrılmaktadır: doğrusal ileri hareket fazı ve dönüş fazı. Başlangıç hücum açısı α0, hücum açısı değişme noktası xa, hız değişme pozisyonu xv gibi parametreler değiştirilerek incelenmiştir. Bu parametrelerin anlık aerodinamik kuvvet katsayıları üzerindeki etkileri araştırılmıştır [7]-[8].

Aktivasyon fonksiyonu üç farklı kategoride bulunabilmektedir: Heaviside fonksiyonu, parçalı lineer veya sigmoid [4]. Sigmoid aktivasyon fonksiyonu Denklem 2’de gösterilmiştir ve çıktı “s” şeklinde [0 1] aralığında girdi değiştikçe değişmektedir.

g ( x) =

1 1+ e

−2 s ( x+t )

(2)

Burata t değeri aktivasyon fonksiyonunu sıfır merkezinden uzaklaştırmaktadır. Yapılan hespalamalarda sigmoid aktivasyon fonksiyonu yapay sinir ağları modellemesi için kullanılmıştır [4]. Bütün girdi ve çıktılar [0 1] aralığında normalize edilmişlerdir. İleri besleme ağ yapısı hesaplamalarda kullanılmıştır. 3 katman kullanılmıştır. Bunlardan ilki girdi katmanı, ikincisi ara gizli katman, üçüncüsü de çıktı katmanıdır. Yapılan ön çalışmalardan sonra girdi katmanında 4 adet

221

Şekil 3. Çırpma hareketi mekanizması

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

III. AERODİNAMİK KUVVETLER Aerodinamik kuvvetler önceki çalışmalarda sayısal olarak hesaplanmıştır [8]. Buna ek olarak lazer görüntüleme yöntemleri ve PIV ile deneysel olarak sonuçlar elde edilmiştir [7]-[8]. Bu çalışmada ise yapay sinir ağları yöntemi kullanılarak elde edilen aerodinamik kuvvetler sayısal sonuçlarla karşılaştırılmıştır [9]. Çırpan kanat kinematik verileri iki ana grupta bölünmüş ve bu veriler ağın eğitilmesi (training) ve tahminin teslerinde kullanılmıştır. Ilk hesaplarmalar α0=5°, xv=2c, xa=2c durumu için gerçekleştirilmiştir. Bu durum için girdi dataları Şekil 4’te verilmektedir. 300 farklı durum karşılaştırılmış ve iterasyon sayısı 100’den 1000, ara girdi katman sayısındakı nodül sayısı 1’den 30 a kadar değiştirilmiştir. İlk 10 iyi durum R2 (coefficient of determination) değerleri karşılaştırılarak seçilmiştir. Bu değerler Tablo 1’de gösterilmektedir. En iyi R2 değerleri hem sürtünme kuvveti katsayısı (CD) hem de kaldırma kuvveti katsayısı (CL) için 1’e yakın değelerdir. En iyi yapay sinir ağları modellerinin 20’den 29 a kadar ara girdi katmanı, 300 den 700’e kadar da iterasyon sayısı olduğu gözlemlenmiştir. Ara girdi katmanındakı nod sayıları modellenen sistemin kompleks yapısına göre fazla olmaktadır. Tablo 1’deki değerlendirme sonucunda, toplam iterasyon sayısı 300; ara katmandaki toplam nodül sayısı da 27 olarak alınmıştır.

Şekil 4. Yapay sinir ağları için kullanılan girdi parametreleri (α0=5°, xv=2c, xa=2c) 5º başlangıç hücum açısı için kaldırma kuvveti ve sürtünme kuvveti katsayıları sayısal değerlerle karşılaştırılarak Şekil 5’te gösterilmektedir. Diğer tahminler aynı eğitilmiş data ile yapılış ve farklı başlangıç açıları kullanılmıştır. α0=10° için R2 değeri sürtünme kuvveti katsayısı için 0.9478, kaldırma kuvveti katsayısı için ise 0.9502 bulunmuştur. Kuvvet katsayılarının farklı başlangıç hücum açıları için tahmin edilen değerleri ile sayısal hesaplamalar ile karşılaştırmaları Şekil 6’da verilmektedir. α0 değeri 15° yapıldığında tahmin edilen R2 değerleri R2CD= 0.9372 ve R2CL=0.8144 olmaktadır. Sürtünme kuvveti katsayısı çok yakın tahmin edilebilmektedir. α0=30° için and R2CD=0.3321 vermiştir. Aerodinamik kuvvetlerin değerleri eğitilen bu model ile yakın bir şekilde yakalanamamıştır.

Tablo 1 Tahmin verileri için en iyi 10 adet R2 değeri

222

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 5. Yapay sinir ağları ile tahmin edilen kaldırma kuvveti (CL) ve sürükleme kuvveti (CD) katsayılarının sayısal hesaplamalar ile karşılaştırılması (α0=5°, xv=2c, xa=2c)

Şekil 6. Farklı başlangıç hücum açılarinda yapay sinir ağları ile tahmin edilen kaldırma kuvveti (CL) ve sürükleme kuvveti (CD) katsayılarının sayısal hesaplamalar ile karşılaştırılması

223

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

V. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Yapay sinir ağları modelinin eğitimi çok iyi kalibrasyon sonuçları vermiştir. Yapısal sinir ağları modeli 3 katmanlı ileri beslemeli ağdan oluşmuş, bir giriş katmanı, bir ara katman ve bir çıkış katmanından meydana gelmiştir. YSA modeli geri dönüşümlü Levenberg-Marquardt algoritması kullanılarak eğitilmiştir. Yapılan veri tahminleri sayısal hesaplamalar ile karşılaştırılmış ve sonuçlar 30º çırpma açılarına kadar çok yakın değerler vermiştir. TEŞEKKÜR TÜBITAK ve ODTÜ’ye desteklerinden dolayı teşekkür edilmektedir. KAYNAKLAR [1] Shy W., Berg M., Ljungqvist D., "Flapping and Flexible Wings for Biological and Micro Air Vehicles," Progress in Aerospace Sciences, Vol.35, 1999, pp. 455-505 [2] Rayner J. M. V., “A Vortex Theory of Animal Flight. Part 1. The vortex wake of a hovering animal,” J. Fluid Mech., Vol.91, part 4, 1979, pp. 697-730

[3] B. Singh, Dynamics and Aeroelasticity of Hover Capable Flapping Wings: Experiments and Analysis. Ph.D Dissertation, University of Maryland, 2006 [4] H. Demuth and M. Beale, Neural network toolbox for use with Matlab. The Mathworks Inc., 1993 [5] S. Haykin, Neural networks a comprehensive foundation. 2nd edition Prentice-Hall Inc. Upper Saddle River, New Jersey, 1999 [6] R. J. Schalkoff, Artificial neural networks. McGraw-Hill Companies, 1997 [7] D. F. Kurtulus, L. David, A. Farcy, N. Alemdaroglu, Aerodynamic Characteristics of Flapping Motion in Hover, Experiments in Fluids, Vol. 44, pp. 23-36, 2008 [8] B. Akay, D. F. Kurtulus, N. Alemdaroglu, Unsteady Aerodynamics of Different Wing Profiles at Low Reynolds Number. NATO AVT-146 Symposium on Platform Innovations and System Integration for Unmanned Air, Land and Sea Vehicles, 14-17 May 2007, Florence, Italy [9] Kurtulus D. F. (2008) Ability to forecast unsteady aerodynamic forces of flapping airfoils by Artificial Neural Network (ANN). Neural Computing and Applications (accepted for publication)

224

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

DÜŞÜK SÜPÜRME AÇISINA SAHİP DELTA KANAT ÜZERİNDEKİ AKIŞ YAPISININ İNCELENMESİ Çetin CANPOLAT, Sedat YAYLA, Beşir ŞAHİN, Hüseyin AKILLI e-posta: [email protected], [email protected], [email protected], [email protected] Çukurova Üniversitesi Müh. Mim. Fakültesi Makina Mühendisliği Bölümü Telefon: (322) 338 6084/2722, Fax: (322) 338 61 26 ÖZET Bu çalışmada, süpürme açısı 40o olan delta kanat modelinin üzerindeki akış yapısına hücum açısının ve sapma açısının etkisi boya görüntüleme yöntemi ve Parçacık Görüntülemeli Hız Ölçme Tekniği (PIV) ile incelenmiştir. Belirli bir hücum açısından başlayarak, delta kanat yüzeyinde, kanat ucundan itibaren bir çift spiral girdap oluşmaktadır. Sapma açısının sıfır olması durumunda delta kanat ucundan itibaren oluşan bir çift spiral girdabın merkezi ekseninde, belirli bir mesafeden sonra, durma noktası oluşmakta ve girdap çökmeleri meydana gelmektedir. Girdap çökmesinin gerçekleşmesi ile kanadın üzerindeki akış yapısı değişmekte ve bu da kanadın manevra kabiliyetini etkilemektedir. Bu nedenle, delta kanatlarda girdap çökmelerini ve girdabın oluşum mekanizmasını anlamak oldukça önemlidir. Düşük süpürme açısına (Λ 1

Toplam hata bozunma değerine doğrudan bağlıdır. Bozunma değeri büyüdükçe kısaltım hatasından dolayı, küçüldükçe ise koşul hatasından dolayı toplam hata büyümektedir. O halde en az hatayı veren en iyi bozunma değeri var olmalıdır. En iyi bozunma değeri Denklem-12 nin türevini sıfır yapan değer olarak tahmin edilebilir. ∂ETOTAL (ε ) 2E 1 ∂ 2 f (ξ ) = − 2R + =0 ∂ε 2 ∂x 2 ε

Bilgisarın hesapladığı türev ile türevin gerçek değeri arsındaki bağıntı aşağıda verilmiştir:

(11)

Yukarıdaki denklemde m , mantissanın binari gösteriminde mümkün olan en yüksek bit sayısıyıdır. Yukarıdaki denklem kullanılarak çalışmanın yürütüldüğü bilgisayarın hassasiyeti cift keskinlik (double precision) için 5.6x10-17 civarında bulundu. Sayısal hesaplamadaki toplam hata koşul (condition) hatası ile kısaltım (truncation) hatasının toplamıdır: 2 E R ∂ 2 f (ζ ) ε ETOTAL (ε ) = + (12) ε ∂x 2 2

(7)

Bilgisayar kesinliğinden kaynaklanan hata sonucu fonksiyonun gerçek değeri ƒ(x) ile hesaplanan değeri f% (x) farklıdır ve bu fark yuvarlama (round-off) hatası olarak adlandırılır. f% ( x ) = f ( x ) + E ( x ) (8) f% ( x + ε ) = f ( x + ε ) + E ( x + ε )

% + ε ) − f(x) % Δf% ( x ) f(x = Δx ε % Δf ( x ) f(x + ε ) − f(x) E(x + ε ) − E(x) = + Δx ε ε Δf% ( x ) Δf ( x ) = + EC (ε ) Δx Δx

burada Ec(ε) koşul (condition) hatası olarak adlandırılır. Yuvarlama hatasının sınırları şu şekilde tanımlanırsa ER = max{ |E(x)|, |E(x+Δx)| }, azami koşul hatasının büyüklüğü aşağıdaki şekilde gösterilebir.

ε OPT = 2

(13)

ER ∂ f (ξ ) ∂x 2 2

Denklem-13’te ikinci dereceden türevin değeri yaklaşık olarak bir kabul edilir ve en iyi bozunma değeri aşağıdaki gibi belirlenir[3,4]: ε OPT = 2 Σ M (14)

IV. Jacobian Hata(9) Analizi Çalışmada deneme yanılma metodu kullanarak yukarıda verilen en iyi bozunma değeri hesaplama

233

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

yönteminin geçerliliği sınandı. Çeşitli bozunma değerleri kullanarak sayısal ve analitik jacobianın arasındaki fark incelendi. Sayısal jacobian hatası aşağıdaki gibi tanımlandı (15)

dağılımı verilmiştir. Şekil-3'te geliştirilen çözücüsünün yakınsama performansı verilmiştir.

akış

⎛ ∂R ⎞ ⎛ ∂R ⎞ −⎜ E =⎜ ⎟ ⎟ ⎝ ∂W ⎠ sayısal ⎝ ∂W ⎠analitik

Tablo 1. Sayısal Akı Jacobianını için bulunan eniyi bozunum değerlerinin kıyaslanması ε OPT = 2 Σ M

Deneme Yanılma Kesinlik Tek Çift

εopt (L∞)

εopt (L1)

εopt (L2)

εopt ( Σ M )

.

.

.

3.5.10-4 1.5.10-8

-4

4.0 10 1.5.10-8

-4

6.3 10 4.0.10-8

Şekil-2. Çözüm ağı ve M∞=0.675 için Mach sayısı dağılımı

-4

6.3 10 4.0.10-8

Şekil-3. Çözücü Yakınsama Performansı

V.Duyarlılık Analizi Şekil-1. Sayısal Jacobian hatasının bozunma değeri ile değişimi

Sayısal jacobiandaki hatanın L1 ,L2 ve Lmax normlarının sonlu fark bozunma değerine göre değişimi Şekil-1’de verilmiştir. Deneme yanılma yönteminden ve Denklem14’ten elde edilen en iyi sonlu fark bozunma miktarları Tablo-1’de verilmiştir. Tablo-1 incelendiğinde görülebilir ki iki yöntemin de önerdiği en iyi bozunma miktarları birbirine çok yakın değerlerdedir. Bildiride verilen sonuçlar Ni-bump geometrsi üzerinde 0.675 Mach akışından elde edilmiştir. Şekil2’de, kullanılan ağ ve çözümden elde edilen Mach sayısı

Gradyantlara dayalı optimizasyon metodu kullanarak aerodinamik şekil optimizasyonunda amaç genellikle aerodinamik kuvvetleri asgari veya azami hale getirmektir. Bu amacı gerçekleştirebilmek için amaç fonksiyonlarının tasarım değişkeni uzayındaki gradyanlarına (gradient) ihtiyaç duyulur. Bu gradyanlar duyarlılıklar olarak adlandırılır. Aerodinamik kuvvetler genellikle akış değişkenlerinin, geometrinin ve tasarım değişkenlerinin fonksiyonudur: [6] C j = C j {W ( β ) , X ( β ) , β}

dC j d βk

234

(16)

⎡ ∂C ⎤ ⎧ ∂W ⎫ ⎡ ∂C j ⎤ ⎧ ∂X ⎫ ⎧ ∂C j ⎫ = ⎢ j ⎥⎨ ⎬+ ⎢ ⎬+⎨ ⎬ ⎥⎨ ⎣ ∂W ⎦ ⎩ ∂β k ⎭ ⎣ ∂X ⎦ ⎩ ∂β k ⎭ ⎩ ∂β k ⎭

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Denklem-16’da Cj aerodinamik kuvvet katsayılarını, W akış değişkenlerini, X geometrik değişkenleri, β ise tasarım değişkenlerini simgelemektedir. Denklem16’da tasarım değişkenleri geometriden bağımsızsa eşitliğin sağındaki ikinci terim, bağımlıysa üçüncü terim sıfıra eşittir. Bu çalışmada geometrik tasarım değişkenleri kullanıldı. Aerodinamik şekil Hicks-Henne fonksiyonlarıyla yeniden şekillendirildi. Her HicksHenne fonksiyonunun geometriye uygulayacağı bozma boyutu tasarım değişkenleri olarak seçildi.[7]

⎡ ∂C j ⎤ ⎧ ∂W ⎫ ⎡ ∂C j ⎤ ⎧ ∂X ⎫ =⎢ ⎬+ ⎢ ⎬ ⎥⎨ ⎥⎨ d β k ⎣ ∂W ⎦ ⎩ ∂β k ⎭ ⎣ ∂X ⎦ ⎩ ∂β k ⎭ dC j

(17)

Aerodinamik kuvvetler ile akış ve geometrik değişkenleri arasında doğrudan bir bağ olduğundan Denklem-17’de eşitliğin sağındaki birinci ve üçüncü terimler basit ve doğru şekilde hesaplanabilir.[6] Geometrik değişkenler de tasarım değişkenlerine doğrudan bağlı olduğundan dördüncü terim de basit ve doğru hesaplanabilir. Ancak akış değişkenleri ile tasarım değişkenleri arasındaki bağ örtülüdür (implicit) ve ikinci terimin hesaplanması basit değildir. Düzenli akış koşulunda, ağ koordinatlarının ve akış değişkenlerinin fonksiyonu olan artık vektörü sıfıra eşittir.

{ R (W ( β

k

) , X ( β k ) ) } = {0}

Hataduyarlılık =

∂W ∂W − ∂β k sayısal ∂β k analitik jacobian

(21)

jacobian

Sayısal Jacobian kullanarak elde edilen duyarlılıktaki hatanın bozunma miktarıyla değişimi Şekil-4’te verilmiştir. Şekil-4’ten elde edilen en iyi bozunma değerleri Denklem 14’ten elde edilen değerle birlikte Tablo-2 de sunulmuştur. Akış çözümünde Newton yöntemi kullanımının duyarlılık hesabında çok büyük verim sağladığı görülmüştür. Duyarlılık hesabı için gerekli olan jacobian matrisi akış çözümünde LU ayrıştırılmıştır (Denklem-1), dolayısıyla akış değişkenlerinin farklı tasarım değişkenlerine olan duyarlılıklarını hesaplamak için basit geri ve ileri değiştirme işlemi yeterli olmaktadır ( Denklem-20). Tablo 2. Sayısal Akı Jacobianınından elde edilen duyarlılık için bulunan en iyi bozunum değerlerinin kıyaslanması ε OPT = 2 (34) ΣM Deneme Yanılma

Kesinlik

(18)

Tek Çift

Denklem-18’i kullanarak akış değişkenlerinin tasarım değişkenlerine duyarlılığının hesaplanması aşağıdaki denklemlerde verilmiştir[8]

⎡ ∂R ⎤ ⎧ ∂w ⎫ ⎡ ∂R ⎤ ⎧ ∂X ⎫ ⎢⎣ ∂w ⎥⎦ ⎨ ∂β ⎬ + ⎢⎣ ∂X ⎥⎦ ⎨ ∂β ⎬ = 0 ⎩ k⎭ ⎩ k⎭

jacobianlardan duyarlılıklar elde edildi. Sayısal jacobian kullanımıyla elde edilen duyarlılıklar ile analitik jacobian kullanımından elde edilen duyarlılıklar kıyaslandı.

εopt (L∞)

εopt (L1)

εopt (L2)

εopt ( Σ M )

.

.

.

3.5.10-4 1.5.10-8

-4

4.0 10 2.5.10-8

-4

4.0 10 1.6.10-8

-4

4.0 10 1.6.10-8

(19)

−1

∂w ⎡ ∂R ⎤ ⎡ ∂R ⎤ ⎧ ∂X ⎫ =−⎢ ⎬ ⎥ ⎢ ⎥⎨ ∂β k ⎣ ∂W ⎦ ⎣ ∂X ⎦ ⎩ ∂β k ⎭

(20)

Denklem-19’da görüldüğü üzere akış değişkenlerinin duyarlılığını hesaplayabilmek için artık jacobian matrisi ∂R/∂w gereklidir. Çalışmanın önceki kısmında artık jacobianı sayısal ve analitik olarak hesaplanmış, sayısal jacobianın doğruluğu incelenmişti. Bu kısmın esas maksatı ise sayısal jacobianın doğruluğunun akış değişkenlerinin duyarlılığına olan etkisini incelemektir. Bu amaç doğrultusunda ilk olarak duyarlılıklar analitik jacobian kullanarak elde edildi. Daha sonra farklı bozunum miktarları kullanarak oluşturulan sayısal

Şekil-4. Sayısal Jacobiandan elde edilen duyarlılık hatasının bozunma değeri ile değişimi

235

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

V. SONUÇLAR ve ÖNERİLER Akış çözümünde Newton yöntem kullanımı duyarlılık hesabında büyük yarar sağlamaktadır. Yaklaşık olarak aynı en iyi sonlu fark bozunma değeri sayısal jacobian hesabında ve akış değişkeni duyarlılığı hesabında, analitik sonuçlara en yakın sonuçları vermektedir. Bu durum duyarlılık hesabının doğruluğunun jacobian matris doğruluğuna doğrudan bağlantılı olmasından kaynaklanmaktadır. Optimum sonlu fark bozunma değeri kullanıldığında sayısal jacobianda ortaya çıkan hatanın çok küçük olması , analitik jacobian hesabının çok zor olduğu durumlarda sayısal jacobian kullanımının doğruluk bakımından güvenli olduğu şeklinde yorumlanabilir. KAYNAKLAR Rizk, M. H., “The Use of Finite-Differenced Jacobians for Solving the Euler Equations for Evaluating Sensitivity Derivative”, AIAA Paper 942213, 1994. 1

2 Ni, R. H., “A Multiple-Grid Scheme for Solving the Euler Equations” AIAA Journal Cilt 20, no.11 sayfa.1565-

1571, 1982. 3

Onur, O., Eyi, S., “Effects of the Jacobian Evaluation on Newton’s Solution of the Euler Equations”, International Journal for Numerical Methods in Fluids Cilt. 49, sayfa 211-231, 2005 4

Onur, O., Eyi ,S., “Jacobian Degerlendirilmesinin Euler Denklemlerinin Newton Çözücülerine Etkisi”, HaSeM’06 Kayseri VI. Havacılık Sempozyumu Bildiriler Kitabı, Sayfa 613-626, 12-14 Mayıs 2006 5 Dennis J.E., Schnabel R.B., Numerical Methods for Unconstrained Optimization and Nonlinear Equations, Prentice Hall, New Jersey, 1983. 6

Korivi V.M., Taylor A.C., Newman P.A., Hou G.J.W. and Jones H.E.., “An Approximately Factored Incremental Strategy For Calculating Consistent Discrete Aerodynamic Sensitivity Derivatives”, AIAA Paper 92-4746, 1992 7 Lee, K. and Eyi, S., “Aerodynamic Design Via Optimization”, Journal of Aırcraft Cilt 29, No.6 November-December 1992, pp 1012-1029. 8

Taylor, A. C. III, Korivi, V. M., and Hou, G. W., “Sensitivity Analysis Applied to The Euler Equations : A Feasibility Study with Emphasis on Variation of Geometric Shape,” AIAA Paper 91-0173 1991

236

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

UÇAKLARDA HİDROKARBON YAKITLARDAN KAYNAKLANAN KİRLETİCİLER 1

İlker YILMAZ1, Mustafa İLBAŞ1,2 Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, Uçak Gövde-Motor Bölümü, 38039-Kayseri 2 Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Makina Müh. Bölümü, 38039-Kayseri

ÖZET Gelişmiş birçok ülkede çevreyi kirletici emisyonlarla ilgili oldukça ağır kurallar getirilmektedir. Bu emisyonlara katkı sağlayan önemli bir kaynakta uçak motor egsozundan atmosfere yayılan kirleticilerdir. Bu çalışmada uçaklarda hidrokarbon kökenli yakıtın yakılması ile açığa çıkan egsoz emisyonları farklı uçuş işletme şartları için araştırılmıştır. İstanbul-Atatürk Havaalanında uçaklardan kaynaklanan emisyonlara ait bazı veriler sunulmuş ve tartışılmıştır. Sivil havacılığın hızlı gelişimine paralel olarak artan uçak egsoz emisyonlarının azaltılması çevresel zararları azaltacağı ve sürdürülebilir kalkınmaya olumlu yönde katkı sağlayacağı belirlenmiştir. 1. GİRİŞ Son yıllarda sivil havacılıktan kaynaklanan emisyonların çevre üzerindeki etkileri tartışılmaktadır. Hava trafiğinin gelecekte büyümesinin global iklim ve yerel hava kalitesi üzerinde önemli etkiler meydana getireceği açıktır[1]. Gaz ve partiküllerin yüksek konsantrasyonlarının insan sağlığı üzerinde potansiyel bir etkiye sahiptir. Karbon ve hidrojen içeren hidrokarbon yakıt yandığında gaz türbin egsoz emisyonları birincil yanma ürünleri olan CO2 ve H2O, ikincil yanma ürünleri NOx, yanmamış hidrokarbonlar (UHC), CO, yakıtın içersinde kükürt olması durumunda SOx ve partikül madde açığa çıkmaktadır. Genelde NOx, CO, UHC ve partiküller yerel hava kalitesi ile ilgilidir. Buna karşın CO2, H2O, NOx, SOx ve partiküller iklimi bozan emisyonlardır[1]. CO2 and H2O yanma işleminin kaçınılmaz son ürünleridir ve bunların miktarı yakıt tüketimi ile direkt orantılıdır. Bunların herhangi birinin değiştirilmesi için yakıt tüketiminin yada yakıt kompozisyonunun değiştirilmesi gereklidir. Yakıt tüketimi motorun genel veriminin iyileştirilmesi yada uçak ağırlığının azaltılması ile azaltılabilir. Hem CO2 hemde H2O emisyonu sera etkisi ile global ısınmaya katkı sağlar. CO2 atmosferde 100 yıl ve üzerinde kalış zamanı ile uzun süreli bir gazdır. CO2 konsantrasyonunun artması dünyanın radyasyon dengesini değiştirir. Böylece

global ısınmaya katkı yapar. Uçak emisyonlarından kaynaklanan CO2 emisyonu insan kaynaklı emisyonların sadece % 2’sini oluşturma sına rağmen, bu miktarın gelecek 100 yıl içerinde artması beklenmektedir[1]. Taşımacılık hava kirliliğinin önemli bir kaynağıdır. Kara, deniz, hava ve demiryolu taşımacılığından kaynaklanan egsoz emisyonları asit oluşumuna, ozon tabakasının delinmesine ve iklim değişikliğine neden olmaktadır[2]. Uçak motorları atmosferin hassas bölgelerinde ve troposfer içinde emisyonları oluşturmaktadır. Uçaklardan kaynaklanan emisyonlar çevresel açıdan önemlidir. Sadece çevresel açıdan değil insan sağlığı açısından da uçaklardan kaynaklanan emisyonların miktarı ve tiplerinin bilinmesi önemli olmaya başlamıştır. Havaalanı yakınlarında oluşan kükürt dioksit ve azot oksitler duman oluşumuna katkı yapabilmektedir. Yanmamış hidrokarbon emisyonlarının kontrol altına alınması gerekir. Ayrıca NOx emisyonlarınında belli standartlara göre kontrol edilmesi gerekir[2]. Uçak motorları iki farklı gereksinime sahiptir. Bunlardan birincisi uçak yerde ilerlerken (taksi yaparken) ve manevra yaparken yakıtın büyük miktarının yanmasından dolayı düşük güçlerde çok yüksek yanma verimliliğidir ve burada birincil proplem yanmamış hidrokarbonlardır. İkinci gereksinim ise kalkış, düz uçuş ve tırmanma safhalarındaki NOx emisyonudur. Uluslararası Sivil Havacılık Kurumu (ICAO) hem kalkış hem de iniş safhalarında (LTO çevrimi) ve yüksek irtifalarda düz uçuş durumunda standartları belirlemiştir. Bunlar havaalanı çevresinde hava kalitesi ve atmosferin üzerinde ozon tabakasının delinmesi ile ilgilidir. Bu kurallar 800 km menzilli çift motor çalışması için emisyonların yaklaşık % 25’i kalkış ve iniş safhası (LTO çevrimi) boyunca açığa çıktığını ve diğer uçuş safhaları (düz uçuş, tırmanma) süresince toplam emisyonların yaklaşık % 86’sının NOx olduğunu göstermektedir[3]. Uçak emisyonlarının çevre üzerindeki etkisi ile ilgili araştırmalar gittikçe önemli olmaya başlamıştır. Düz uçuş şartlarında uçak motorlarından kaynaklanan

237

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

emisyonlar ile atmosferin bozulmasına odaklanan hava trafik koridorunda ve uçak izinde meydana gelen kimyasal ve fiziksel olayların modellerinin geliştirilmesi ve anlaşılması için bazı deneysel çalışmalar gerçekleştirilmiştir[2]. Colvile ve ark. [3] değişik taşımacılık türlerinin atmosferik çevre üzerindeki etkilerini insan sağlığı ve kırsal karayolu trafiği, uçak emisyonları ve global atmosferik değişimler, gemilerden kaynaklanan kükürt emisyonlarının asit oluşumuna katkısını araştırmıştır. Birleşik Devletlerde bir havaalanında uçaklardan kaynaklanan emisyonların 2010 yılına kadar bir gösterimini tahmin eden bir çalışma yapılmıştır[4]. Perl ve ark. [5] çalışmalarında çevresel değerlendirme tekniği kullanarak bir havaalanında farklı yıllar için uçaklardan kaynaklanan emisyonların ekonomik maliyet değerlendirmesi ile birlikte tahminini gerçekleştirdiler. Yıllık yakıt tüketimi ve emisyonların belirlenmesi için bir envanter hesaplama sistemi Stefanou and Haralambopoulos [6] tarafından kullanılmıştır. Çalışmalarında uçuş saati, trafik yoğunluğu ve motor üreticisi bilgilerini içeren uçuş dataları kullanılmıştır. Dameris ve ark. [7] ozon üzerinde günümüzde ve gelecekte sesaltı ve sesüstü uçaklardan kaynaklanan NOx emisyonları tahmin etmek için dinamik-kimyasal bir model sundular. Grooss ve ark [8] NOx ve subuharı emisyonlarının etkisini araştıran bir çalışma gerçekleştirdiler. Kalivoda ve Kudrna [9] hava trafiğinin gelecekteki gelişimi ve beklenen değişimler üzerine bir araştırma yapmışlardır. Çalışmalarında özgül yakıt tüketimi ve hava kirletici emisyonlarda iyileştirmeleri araştırmışlardır. Vedantham ve Oppenheimer [10]

havacılığın uzun incelemişlerdir.

dönemli

senaryolarını

2. UÇAK MOTORLARINDAN KAYNAKLANAN EMİSYONLAR Sivil amaçlı kullanılan uçak motorlarından kaynaklanan emisyon dataları tüm kullanıcılara açıktır ve onaylı sertifika için Uluslararası Sivil Havacılık Kurumu (ICAO) tarafından yayınlanmaktadır[11]. Bu motor emisyonları deniz seviyesinde motor bremzede özel prosedürlere (uçağın havaalanında iniş ve kalkışı, LTO) göre çalışırken ölçülen bilgilerdir. Airbus A320 uçaklarda kullanılan V2527-A5 gaz türbin motoru için herbir kN’luk thrust değerinde LTO çevrimi süresince kullanılan 1 kg yakıt başına açığa çıkan gaz emisyonlarının (CO, UHC ve NOx) gr. cinsinden değerleri dört farklı uçuş işletme fazında tablo 1’de verilmiştir. NOx emisyon değerinin en fazla güç oranında (kalkış) oluştuğu görülmektedir. NOx emisyonunun güç oranına bağlı olarak azaldığı tablo 1’den anlaşılmaktadır. En yüksek CO emisyonunun rölanti şartlarında yanmanın tam olmamasına bağlı olarak açığa çıktığı anlaşılmaktadır. Yanmamış hidrokarbon emisyonu durumunda yakıt içerisindeki karbon ve hidrojenin yakılması için gerekli olan hava miktarının temin edilememesi ve tam yanma şartlarına ulaşılamamasından kaynaklandığı görülmektedir.

Tablo 1. V2527-A5 Motorunun LTO Çevriminde Ölçülen Emisyon Değerleri[11]. Çalışma Durumu Kalkış Tırmanma Yaklaşma Rölanti

Güç [%] 100 85 30 7

NOx Emisyon İndeksi [g/kg yakıt] 26,5 22,3 8,9 4,7

UHC Emisyon İndeksi [g/kg yakıt] 0,041 0,041 0,061 0,105

Türkiye’nin en büyük havaalanı olan İstanbul-Atatürk Havaalanı için LTO çevrimi süresince uçaklardan kaynaklanan toplam emisyonların minimum ve maksimum değerleri tablo 2’de verilmiştir. Tablo 2 incelendiğinde Atatürk havaalanı için 2001 yılında uçak emisyonunun toplam miktarı LTO çevrimi süresince maksimum 4253,97 t/yıl ve minimum 3777,64 t/yıl olduğu görülmektedir.

CO Emisyon İndeksi [g/kg yakıt] 0,53 0,62 2,44 12,43

Uluslararası uçuşlardan kaynaklanan emisyonların tüm uçuşlardan (ulusal ve uluslararası) kaynaklanan uçak emisyonlarının yaklaşık olarak % 67’sini teşkil ettiği tablo 2’den anlaşılmaktadır. Uçak emisyon tahminleri dikkate alındığında Atatürk havaalanında Türkiye’deki NOx emisyonunun % 0,15’i ve CO emisyonunun % 0,13’nün meydana geldiği belirlenmiştir[2].

238

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Tablo 2. Atatürk Havaalanı için 2001 Yılı Verilerine Göre LTO Emisyonları[2].

Emisyon HC CO NOx SO2 Toplam

Ulusal Uçuşlardan Tahmin edilen LTO Emisyon Miktarları [t/yıl] Min. Mak. 109,9 150,69 684,24 795,62 424,35 444,32 22,56 22,46 1241,05 1413,1

Uluslararası Uçuşlardan Tahm. LTO Emisy. Mikt. [t/yıl]

LTO Emisy. Tahm. Toplam Mikt. [t/yıl] Min.

Min. 261,91 1394,81 835,88 44,08 2536,68

Mak. 346,91 1593,51 856,36 44,45 2841,22

3. SONUÇLAR Bu çalışmada uçak motorlarından kaynaklanan çevreyi kirletici emisyonlar Airbus A320 uçaklarda kullanılan V2527-A5 motoru için farklı uçuş şartlarında incelenmiştir. Ayrıca çalışmada Ülkemizin en büyük havaalanı olan İstanbul-Atatürk Havaalanında 2001 yılı verileri kullanılarak LTO çevrimi süresince açığa çıkan uçak emisyonları sunulmuştur. Havacılıkta kullanılan gaz türbin motorlarında hidrokarbon yakıtın yakılması ile açığa çıkan emisyonların çevre üzerinde büyük etkileri bulunmaktadır. Uçak motorlarında kullanılan kerozen (gaz yağı) yakıtının refineri işlemlerinden ve arıtmadan dolayı duman emisyonları oldukça yüksektir. Kerozen yanması uçuş mesafesine bağlı olarak kirletici emisyon oluşumuna katkı sağlar[12]. Uçak motoru güç oranına ve uçuş şartına göre uçak egsoz emisyonları artma göstermektedir. Sonuç olarak fosil yakıtlardan enerji üretimi yüksek miktarda sera gazı emisyonlarını meydana getirmektedir. Uçaklardan kaynaklanan emisyonların azaltılması için yakıt olarak kerozen yerine hidrojen kullanılması ve hidrojenin yenilenebilir enerjilerden üretilmesi sürdürülebilir kalkınma için bir gerekliliktir. Ayrıca bu durum fosil yakıtlara bağımlılığı azaltacak ve egsoz emisyonlarının çevre üzerindeki olumsuz etkilerini ortadan kaldıracaktır. KAYNAKLAR 1. Rogers H. L., Lee D. S., Raper D. W., Foster P. M. de F., Wilson C. W., and Newton P. J., The impacts of aviation on the atmosphere, The Aeronautical Journal, 106, No. 1064, 521-546, 2002. 2. Keskin, U., Aircraft emissions at Turkish airports, Energy, 31, 372-384, 2006. 3. Saravanamuttoo HIH, Rogers GFC, Cohen H, Gas turbine theory, Harlow: Prentice Hall; 2001. 4. Environmental Protection Agency (EPA), Evaluation of air pollutant emissions from subsonic commercial jet aircraft, Final Report, report no. EPA

371,8 2079,05 1260,23 66,56 3777,64

Uluslararası Uçuşların Yüzdesi [%]

Mak. 497,6 2389,13 1300,68 66,56 4253,97

Min. 70,44 67,09 66,33 66,23 67,15

Mak. 69,72 66,70 65,84 66,78 66,79

A420-R-99-013, Michigan, USA: Engine Programs and Compliance Division, US Environmental Protection Agency, Ann Arbour, Michigan, 1999. 5. Perl A., Patterson J., Perez M., Pricing aircraft emissions at Lyon-Satolas airport, Transport Res Part D, 2 (2), 89-105, 1997. 6. Stefanou P., Haralambopoulos D., Energy demand and environmental pressures due to the operation of olympic airways in Greece. Energy, 23(2):125-36, 1998. 7. Dameris M., Grewe V., Koehler I., Sausen R., Bruehl C., Grooss JU., Steil B., Impact of aircraft emissions on tropospheric and stratospheric ozone, Part II: 3-D model results, Atmos Environ 32(18):3185-3199, 1998. 8. Grooss JU., Bruehl C., Peter T., Impact of aircraft emissions on tropospheric and stratospheric ozone, Part I: Chemistry and 2-D model results, Atmos Environ, 32(18), 3173-3184, 1998. 9. Kalivoda MT, Kudrna M. Methodologies for estimating emissions from air traffic: future emissions, COST 319 ACTION, report no. MEET Project ST-96SC.204, Vienna, Austria; 1997. 10. Vedantham A, Oppenheimer M. Long-term scenarios for aviation: demand and emissions of CO2 and NOx, Energy Policy, 26(8):625-641, 1997. 11. ICAO Engine Exhaust Emissions Data Bank, First Edition, ICAO, Doc 9646-AN/943, 1995. 12. Koroneos, C., Dompros, A., Roumbas, G., Moussiopoulos, N., Advantages of the use of hydrogen fuel as compared to kerosene Resources, Conservation and Recycling, 44, 9-113, 2005.

239

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ORTAM SICAKLIĞININ GAZ TÜRBİNLERİNDE KOMPRESÖR EKSERJİSİNE ETKİSİ Yılmaz Yörü1

e-posta: [email protected]

T. Hikmet Karakoç 2

Enis T. Turgut2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Arif Hepbaşlı3

e-posta: [email protected]

1. Eskişehir Osmangazi Üniversitesi, Makine Mühendisliği Bölümü, Eskişehir 2. Anadolu Üniversitesi, Sivil Havacılık Meslek Yüksek Okulu, Eskişehir 3. Ege Üniversitesi, Makine Mühendisliği Bölümü, İzmir

ÖZET Bu çalışmada sabit bir irtifa için ortam sıcaklığının kompresörün ekserji verimine etkisi araştırılmıştır. Bunun için deniz seviyesinde ve atmosferik basınçta sabit bulunan İzmir Ege Seramik Fabrikası’ndaki kojenerasyon sisteminde yer alan bir gaz türbinine ait 1 saatlik periyotlardaki 1 aylık veriler kullanılmıştır. C++ programlama dilinde yazılmış bir program ile elde edilen hesaplamalar sonucunda çıkan grafiklerden ortam sıcaklığının artması ile kompresörde ekserji yıkımının azaldığı ve kompresörün ekserji veriminin de az da olsa azaldığı gözlenmiştir. Gaz türbinine ait veriler yardımıyla kompresörün ekserji yıkımı ortalama 665.66 kW, ekserji verimi %90.35 olarak hesaplanmıştır. 1. GİRİŞ Ekserji terimi, bir sistem veya bir akış ya da referans çevre ile dengeye ulaşmaya çalışan enerji ile ortaya çıkan elde edilebilecek en fazla işi tanımlamaktadır. Ekserji aynı zamanda kullanılabilirliğin bir ölçüsü ya da enerjinin kalitesi olarak da kullanılmaktadır [1].

yapılabilmektedir. Bu çalışmada bir gaz türbin sistemini oluşturan kompresörün çevre sıcaklığına göre ekserji yıkımı ve ekserji veriminin değişimi incelenmiştir. Gaz türbini sistemlerinde kompresör dış ortamdaki havayı basınçlandırarak yanma odasına aktaran elemandır (Şekil 1). Kojenerasyon sistemleri, elektrik üretim tesislerine benzerler, fakat bu sistemlerde atılan ısı yeniden kullanılarak geri kazanım elde edilir. Kojenerasyon sistemleri %80’in üzerinde bir verime sahiptirler [2]. Tsatsaronis, son yıllarda artan ekserji ve ekserjoekonomi alanında yapılan çalışmalara paralel olarak kullanılan sembollere ve tanımlamalara yer verdiği genelleştirmeler yapmıştır [3]. Bu çalışmada toplam ekserjiyi oluşturun fiziksel, kinetik, potansiyel ve kimyasal dört temel ekserji terimi ve denklemi kullanılmıştır. Fiziksel ekserji; mekanik ve ısıl ekserjilerin toplamı, kimyasal ekserji ise; reaktif ve reaktif olmayan ekserjilerin toplamı olarak tanımlanmıştır. Tsatsaronis ve Cziesla ise termoekonomi konusunu incelemiş, ekserji ve termoekonomi konularında yer alan temel terimlere yer vererek, ekserji analizi, ekonomik analiz, termoekonomik analiz, termoekonomik gelişim, bir ısıl sistemin yakınsamalı optimizasyonu konularına ve bu konulardaki günümüz gelişmelerine yer vermişlerdir [4].

Şekil 1: Kojenerasyon sistemine ait bir gaz türbini Sistemlerin ekserji analizi yapılabildiği gibi sistemi oluşturan her bir elemanın da ekserji analizi

Karakoç vd. F100 PW 100 turbofan motoru ele alarak sistemin ekserji analizini yapmışlardır [5]. Öncelikle turbofan motorlar için basit bir Brayton çevrimi ele alınmıştır. Çevrim, kompresör (izantropik sıkıştırma), yanma odası (sabit basınçta yanma), türbin (izantropik genişleme) ve egzoz (sabit basınçta ısı transferi) bölümlerinden oluşmaktadır. Ekserji analizi için toplam ekserji denklemi kullanılarak fiziksel, kinetik ve kimyasal ekserji denklemleri çıkarılmıştır. Potansiyel ekserji terimi ihmal edilmiştir. Turbofan motorunda altı temel kısım için ekserji analizi yapılarak, hem deniz seviyesinde hem de 11000 m irtifadaki ekserji yıkımı ve ekserji verimleri grafikler ile gösterilmiştir. Bu altı temel kısım fan, kompresör,

240

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ • • • •

yanma odası, türbin, AB ve egzoz bölümleridir. Çalışmada kompresörün ekserji verimi deniz seviyesinde %94 bulunurken 11000m yükseklikte ise %95 olarak hesaplanmıştır [6]. Ballı vd. Eskişehir’de bulunan bir kojenerasyon tesisinin ekserji analizini yapmışlardır [7]. Bu analiz içinde sistem elemanlarına ait ekserji verimleri bulunmaktadır ve sistemde bulunan gaz türbininin kompresörünün ekserji verimi %88.61 olarak hesaplanmıştır. Ballı ve Aras tarafından yapılan bir başka çalışmada mikro-gaz türbinine ait kompresörün verimi ise %89.17 olarak bulunmuştur [8]. Etele ve Rosen tarafından yapılan başka bir çalışmada ise farklı bir ekserji verimi hesaplama yolu kullanılmış, bulunan verime rasyonel verim adı verilmiştir. Buna göre alınan referansa göre kompresör verimleri sırasıyla deniz seviyesi için 0.0126 iken 15000 m irtifa için 0.0095 şeklinde bulunmuştur [9].

Adyabatik sistem. Sürtünme kayıpları ihmal edilmiştir. Hava ideal gaz kabul edilmiştir. Adyabatik verim : % 85 (kabul)

Kompresöre ait sabitler: • • • • •

Kademe sayısı : 11 Sıkıştırma oranı : 11 Devir sayısı : 15000 d/dak Giriş Basıncı : 101 kPa Hava debisi : 960 m3/dak (katalogdan)

Kompresör için; Ex1 ekserjisi ile kompresöre giren hava, Ex2 ekserjisi ile sitemi terk ederken kompresörde ExD kadar ekserji yıkımı meydana gelir (Şekil 2).

& Ex 1

& Ex 2 1 2

2. KOMPRESÖRDE EKSERJİ ANALİZİ

& Ex D

Bir sistemin verilen bir halde tersinir olarak yapabileceği en çok yararlı iş ekserji (kullanılabilirlik) diye tanımlanır. İş yapabilme yeteneği olarak da tanımlanabilen ekserji terimi, sistem ve çevrenin halleriyle ilişkili bir özelliktir. Aynı zamanda ekserji çevredeki mevcut değerlerin durumu ile belirlenen andaki sistemin durumunun getirdiği nicelikler için gerekli en az teorik iştir (şaft işi veya elektrik işi) . Dolayısıyla ekserji sistemin durumu ile çevrenin durumundaki farklılığın bir ölçüsüdür [2]. Çevresiyle denge halinde olan bir sistemin kullanılabilirliği sıfırdır. Bu durumda iken sistem ölü haldedir [8,9]. Bir sistemin toplam ekserjisi fiziksel, kinetik, potansiyel ve kimyasal olmak üzere dört temel bileşenden oluşmaktadır [3]. Toplam ekserji;

Ex = ExPH + ExKE + ExPE + ExCH

(1)

ile ifade edilir. Gaz türbinlerinde kompresörün amacı dışarıdaki havanın yanma odasına sıkıştırılarak gönderilmesini sağlamaktır. Türbinden kompresöre aktarılan güç & (W komp ) yardımıyla Egiren enerjisi ile kompresöre giren

W& ko m p

Şekil 2: Kompresörde ekserji dengesi Kompresör için ekserji dengesi

& & & Ex giren − Exçıkan = ExD

denkleminde kütle ile transfer olan ekserjiler yerine konulursa,

& ⎡⎣W&komp + m& havaψ 1 ⎤⎦ − [ m& havaψ 2 ] = Ex D

& ⎡W&komp + m& hava ⎡⎣( h1 − h2 ) − T0 ( s1 − s2 ) ⎤⎦ ⎤ = Ex D ⎣ ⎦ (4) şeklinde ifade edilir. Ekserji verimi;

ε=

Kompresöre ait kabuller:

denklemi ile yazılabilir. Burada

Sürekli akış vardır.

(3)

denklemi ile kompresörde meydana gelen ekserji yıkımı hesaplanabilir. Dolayısıyla Denklem (3),

hava Eçıkan enerjisi ile yanma odasına sıkıştırılarak aktarılmaktadır. Bu noktalara ait enerji ve ekserji değerleri aşağıdaki kabuller ve sabitler ile hesaplanmıştır.



(2)

241

sistemden elde edilen ekserji sisteme saglanan ekserji

=

ExP ExF

(5)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

& = Ex & − Ex & Ex P 1 2

(6)

& = W& Ex F komp

(7)

ve

Her saat başı alınan veriler veritabanına kaydedilerek yukarıdaki kabuller, veriler ve denklemler ışığında kompresörün ekserji değerleri hesaplanmıştır. 3. SONUÇLAR VE ÖNERİLER Uygulanan hesaplama yöntemi, sürekli akış ve adyabatik sistem için havanın ideal gaz kabulü ile yapıldığında; sıcaklık artışı ile kompresöre girişte hava yoğunluğu değiştiği için sistemin ekserji veriminin azaldığı hesaplanmıştır. Kompresör hava debisi gaz türbininin katalog değeri olduğundan hava debisinde bir miktar farklılıklar olabilir. 2007 Haziran ayında 15.5-45.2 ˚C sıcaklıkları arasında sinüzoidal bir eğri çizen ortam sıcaklığı (Şekil 3) benzer şekilde kompresörden elde edilen ekserji

& ) ve kompresöre sağlanan ekserji değerlerinin de ( Ex P & ) ( Ex F

böyle bir karakter göstermesine sebep

Denklem (4) ele alındığında sadece T0 ortam sıcaklığının artışı ile ekserji yıkımının artması beklenmektedir. Sistemden alınan sıcaklık ve kompresör çıkış basıncı değerleri ve yapılan hesaplamalarda hava debisi, havanın özgül ısısı, entalpi ve entropi değerleri ile kompresör giriş ve çıkış sıcaklıkları da ortam sıcaklığından etkilenmektedir. Kompresördeki özgül iş sıcaklık artışı ile artış gösterdiği halde (Şekil 5), kompresör işi (Şekil 6) artış göstermemektedir. Ayrıca ortam sıcaklığının artması ile kompresörde ekserji yıkımının azaldığı ve ekserji veriminin ise az da olsa azaldığı gözlenmiştir (Şekil 6, Şekil 7 ve Şekil 8). Burada çevre sıcaklığının havanın fiziksel özelliklerine olan etkisi de önemli yer tutmaktadır. Özellikle gaz türbininin devir sayısı sabit olduğundan hacimsel debi sabit kabul edilmiş ve bu da kompresöre giren hava kütlesini önemli ölçüde değiştirmiştir. Dolayısıyla kompresör işi ve ekserji yıkımı da bundan etkilenmektedir. Gaz türbinine ait veriler yardımıyla kompresörün ekserji yıkımı en yüksek 675.37 kW, en düşük 651.16 kW, ortalama 665.66 kW, ekserji verimi ise en yüksek %90.51, en düşük %90.11 ve ortalama %90.35 olarak hesaplanmıştır.

olmaktadır (Şekil 4). Ekserji yıkımı ise bundan çok az etkilenmektedir.

50 40 30 20 10 0 1 Haziran

6 Haziran

11 Haziran

16 Haziran

21 Haziran

2007 yılı

Şekil 3: Ortam sıcaklığının değişimi

242

26 Haziran

1 Temmuz

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

8000 7000 6000 5000 4000

EXF

3000

ExP

2000

ExD

1000 0 1 Haziran

6 Haziran

11 Haziran

16 Haziran

21 Haziran

26 Haziran

1 Temmuz

2007 yılı

Şekil 4: Kompresörden elde edilen ve kompresöre sağlanan ekserji akımı ile ekserji yıkımı akımının aylık değişimi

380 375 370 365 360 355 15

20

25

30

35

40

45

Şekil 5: Ortam sıcaklılığı değişimi ile özgül kompresör işi değişimi

7200 7100 7000 6900 6800 6700 6600 6500 15

20

25

30

35

Şekil 6: Ortam sıcaklılığı değişimi ile kompresör gücü değişimi

243

40

45

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

680 670 660 650 640 630 620 15

20

25

30

35

40

45

Şekil 7: Farklı ortam sıcaklıkları için kompresörde gözlenen ekserji yıkımı akımı

0,95 0,94 0,93 0,92 0,91 0,9 0,89 0,88 0,87 0,86 0,85 15

20

25

30

35

40

45

Şekil 8: Farklı ortam sıcaklıklarında kompresörde ekserji verimi

4. SİMGELER VE İNDİSLER Simge

Açıklama

& Ex Ex ex h m& P s T T0 w W&

birim zamanda ekserji (kW) ekserji (kJ) özgül ekserji ( kJ/kg) özgül entalpi (kJ/kg) kütlesel debi (kg/s) basınç (kPa) özgül entropi (kJ/kgK) sıcaklık (K veya ˚C) çevre sıcaklığı (K veya ˚C) birim kütle başına olan iş (kJ/kg) güç (kW)

244

ψ ε

açık sistemler için özgül ekserji (kJ/kg) ekserji verimi (birimsiz)

Kısaltma çıkan CH D giren KE P PE PH F komp

Açıklama sistemden çıkan birim kimyasal ekserji yıkım (destruction) sisteme giren birim kinetik ekserji üretilen (product) potansiyel ekserji fiziksel ekserji sağlanan veya yakıt (fuel) kompresör

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

5. KAYNAKLAR [1] Rosen M.A., Allocating carbon dioxide emissions from cogeneration systems: descriptions of selected output-based methods, Journal of Cleaner Production 2006: 1-7, 2006 [2] Işık E., Nallı M.Kojenerasyon ve Bölgesel Isıtma Sistemlerindeki Gelişmeler, Mühendis ve Makina - Cilt: 46 Sayı: 550 [3] Tsatsaronis, G., Definitions and nomenclature in exergy analysis and exergoeconomics , 2006 [4] Tsatsaronis, G., Cziesla, F., Thermoeconomics, “Thermoeconomics, Encyclopedia of Physical Science and Technology, Third Edition, Volume 16, Academic Press, pp.,2002, 659-680. [5] Karakoc, H., Turgut, E., Hepbasli, A. 2006, Exergetic analysis of an aircraft turbofan engine, summer course on exergy and it’s applications, Anadolu University [6] Balli,O., Aras H., Hepbasli A., Exergetic performance evaluation of combined heat and power (CHP) system in Turkey, International Journal of Energy Research, 2006 [7] Balli O, Aras H., 2007, Energetic and exergetic performance evaluation of a combined heat and power system with the micro gas turbine (MGTCHP), International Journal of Energy Research, 2007 [8] Etele J., Rosen M.A., Sensitivity of exergy efficiencies of aerospace engines to reference environment selection, Exergy, an International Journal, 1(2) (2001) 91-99. [9] Çengel, Y.A., Boles, M.A., Thermodynamics: An Engineering Approach, 2002 [10] Moran, M. J., Availability Analysis: A guide to efficient energy use, 1982, 253 p.

245

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

DOĞAL GAZ İLE DOĞAL GAZ HİDROJEN KARIŞIMININ MOTOR EMİSYONLARINA ETKİSİNİN DENEYSEL İNCELENMESİ Bilge ALBAYRAK ÇEPER1, Nafiz KAHRAMAN1, ve S.Orhan AKANSU1 [email protected] [email protected] [email protected] 1

Erciyes Üniversitesi Mühendislik Fakültesi Makine Müh. Bölümü 38039 KAYSERİ

ÖZET Bu çalışmada, Doğal gaz (%100 CH4) ve hidrojenle zenginleştirilmiş doğal gaz (%10 H2 - %90 CH4) karışım gazları 4 silindirli, 4 zamanlı, 1.8 lt, elektronik yakıt enjeksiyonlu ve 77 kW güce sahip bir Ford marka motorda deneysel olarak gerçekleştirildi. Deneyler sabit devirde (2000 dev/dak), farklı yüklerde gerçekleştirildi. Deney sonucunda motor emisyon paramatreleri(NOx, HC, CO ve CO2 ) tork’a bağlı olarak irdelendi. Sonuç olarak, doğal gaza % 10 hidrojen ilave edildiği zaman elde edilen emisyon değerleri saf doğal gaz yakıldığında elde edilen emisyon değerlerinden düşük elde edilmiştir. Motor yükünün artması ile CO ve HC emisyonların da azalma gözlenirken CO2 ve NO emisyonları ise tork’un artması ile artmıştır. Anahtar Kelimeler: Doğal Gaz, Doğal gaz-hidrojen karışımı, Benzinli motor, Emisyon I. GİRİŞ İçten yanmalı motorlar, icadından sonra çok hızlı bir gelişme göstererek endüstride çok önemli bir yere sahip olmuşlardır. Enerji kaynağı olarak petrol ürünleri kullanılan bu makinelerde, petrolün sonlu bir enerji kaynağı olduğu ve yakın bir gelecekte tükeneceğinin ortaya çıkmasıyla yerlerini doldurabilecek başka makineler ve alternatif yakıt arama çalışmaları başlamıştır. Esas olarak önceden beri var olan alternatif yakıt kullanma çalışmaları çeşitli zamanlarda ortaya çıkan petrol krizi dönemlerinde hız kazanmış ve kriz dönemleri sonrasında önemli ölçüde yavaşlama göstermiştir. İçten yanmalı motorlarda alternatif enerji olarak gaz veya sıvı yakıtlar kaynağı kullanılabilmektedir. Gaz yakıt olarak LPG (Sıvılaştırılmış Petrol Gazı) ve doğal gaz, sıvı yakıt olarak etanol, metanol ve çeşitli bitkisel yağların (BY) motorlarda kullanımı ile ilgili birçok araştırma yapılmaktadır.

Kahraman ve diğerleri, taşıt motorlarında alternatif ve yenilenebilir yakıtları ve içten yanmalı motorlarda kullanılan alternatif yakıtlardan hidrojeni incelemişlerdir[1,2]. Hidrojenin içten yanmalı motorlarda kullanılabilmesi için geri tutuşma, erken ateşleme ve depolama problemlerinin çözülmesi gereklidir. Bu sorunların çözülmesi durumunda hidrojen önümüzdeki yıllarda rakipsiz bir içten yanmalı motor yakıtı olacaktır. Das ve diğerleri [3], çalışmalarında buji ateşlemeli motorlar için temiz yakıt olarak hidrojen ve doğal gazı incelemişlerdir. Deneylerini tek silindirli, 4 stroklu, buji ateşlemeli, enjeksiyon sistemli motorda denemişlerdir. Deneyler 2000, 2200, 2400 ve 2600 dev/dak de tekrarlanmıştır. Enjeksiyonlu sistemin optimum performansı 2000 dev/dak’da gözlenmiştir. Hidrojen yakıtının kullanıldığı deneylerde özgül yakıt tüketimi düşük değerlerde elde edilmiştir. Bu çalışmalara ilave olarak araştırmacılar daha temiz yakıt arayışlarını farklı oranlarda çift yakıtın içten yanmalı motorlarda kullanılması üzerindeki araştırmalarını sürdürmüşlerdir. Nagalingam ve diğerleri [4], tek silindirli, 4 zamanlı, düşey, iki emme supaplı, iki egzoz supaplı, 125 mm çap, 130 mm strok ve sıkıştırma oranı 11.73 olan buji ateşlemeli AVL motorda CNG/H2 karışımlarını incelemişlerdir. Deneylerini 1200 dev/dak’da 100/0, 80/20, 50/50, 0/100 karışım oranlarında gerçekleştirmişlerdir. Hidrojen işleminde maksimum motor çıkışının kaybını yaklaşık %23 ve gösterilen ısıl verimdeki maksimum yüzde azalmayı 1200 dev/dak hızda yaklaşık %12 olarak bulmuşlardır. Yusuf [5], doktora tezinde %99 metan (CH4) ve 80.08/19.92 CH4/H2 karışımlarını incelemiştir. Nissan 510 tip, 1952 cc, maksimum HP 92 ve maksimum hız 5200 dev/dak, çap 85:0 mm, strok 86:0 mm, sıkıştırma oranı 8.5:1 ve 4 silindirli bir motorda çalışmasını gerçekleştirmiştir. Farklı eşdeğerlik oranları için alev ön

246

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ genişleme oranı ve ateşleme zamanını incelemiş ve 0.535 eşdeğerlik oranında deneylerini yapmıştır. Dülger [6] %80 CNG ve %20 H2 karışım yanmasını SI motorda nümerik olarak çalışmıştır. Swain ve diğerleri [7] ve Yusuf [8] aynı karışımları farklı motorlar ile deneysel olarak gerçekleştirdiler. Yusuf, Toyota 2TC tip 1976 1:6 1 model, 1588 cc, maksimum HP 88 ve maksimum hız 6000 dev/dak, çap 85:0 mm, strok 70 mm, sıkıştırma oranı 9.0:1 ve 4 silindirli bir motor kullanmıştır. Motor da değişiklikler yaparak, 4 silindirli motor yerine tek silindirli bir motorda deneylerini yapmıştır. Yanmamış hidrokarbonların özgül yakıt üretim (BSHC), CO’in özgül yakıt üretim (BSCO) ve azot oksitlerin özgül yakıt üretim (BSNOx) konsantrasyonlarını ölçtü, ateşleme ilerlemesi ve değişen eşdeğerlik oranlarında ısıl verimi hesapladı. Motor 1000 dev/dak da, en verimli ateşleme ilerlemesinde ve az yükleme şartlarında test edilmiştir. Metan hidrojen karışımı aynı eşdeğerlik oranlarında saf metan işlemi ile karşılaştırıldığı zaman en verimli ateşleme kazanımı, yanmamış hidrokarbonlar ve karbon monoksit azalırken, fren ısıl verimi ve NOx, emisyonlar artar. Üstelik doğal gazın fakir yanma limiti 0.61’den 0.54’e düşmüştür. Hidrojen ilavesi ile eşdeğerlik oranları, yanma süresi ve ateşleme gecikmesi yaklaşık %15 küçülebilir. Bu makalede doğal gazlıya dönüştürülen buji ile ateşlemeli bir motorda, %100 CH4 ve %10H2-%90 CH4 gazları yakılarak emisyon değerleri incelenmiştir. I. DOĞAL GAZIN ÖZELLİKLERİ Doğalgazın, Otto motorlarında yakıt olarak kullanılmasında yarar sağlayacak en önemli özelliği oktan sayısının yüksek oluşudur. Ayrıca ısıl değerinin benzin ve alkole göre yüksek olması da bir avantaj sağlamaktadır. Doğalgaz benzine oranla daha yüksek hava fazlalık katsayısı değerlerinde tutuşma olanağına sahiptir. Böylece motorun fakir karışımla çalıştırılıp, yakıt ekonomisi ve egzoz gazları emisyonu açısından yarar sağlanması da mümkün olmaktadır. Ancak stokiyometrik karışım içindeki yakıtın hacimsel oranının yüksek oluşu (benzin için % 1.65, metan için %9.47) nedeni ile motorun birim hacmindeki stokiyometrik karışımın ısıl değeri benzine göre %10 mertebesinde daha az olmaktadır. Ayrıca laminer alev hızının da benzin-hava karışımına göre düşük olması, benzin motorlarında, performans açısından olumsuz etkiler yaratmaktadır(Tablo 1). Laminer alev hızının benzin-hava karışımına göre düşük olması, yanma süresini artırmaktadır. Bu süre zamanlama kaybını

artırdığından güç ve verim değerlerinde azalma meydana getirmektedir. Ancak doğalgazın motor performansı üzerindeki bu olumsuz etkileri, sahip olduğu yüksek oktan sayısı sayesinde motorun sıkıştırma oranının artırılması sonucunda giderilebilmektedir [9]. Tablo 1. Doğal gazın ve hidrojenin özellikleri Özellikler

Metan

Hidrojen

0.65

0.084

Hava içindeki difüzyonu (cm /s)

0.16

0.61

Sabit basınçta özgül ısısı, (J.g/K)

2.22

14.89

Hava da ateşlenme sınırı (%hacim)

5.3-15.0 4.0-75.0

Havada ateşlenme enerjisi (mJ)

0.29

0.02

Ateşlenme sıcaklığı (0C)

540

585

Hava da alev sıcaklığı ( C)

1875

2045

Patlama enerjisi (g.TNT . k/j)

0.19

0.17

Alev yayılması (emisivitesi), (%)

25-33

17-25

Yoğunluk , (kg/m3) 2

0

Doğalgazın difüzyon katsayısının benzine oranla iki kat fazla olması, hava ile daha kolay ve hızlı karışması, çift yakıtlı motorlarda kullanımı açısından yarar sağlamaktadır. Genel olarak benzin motorlu taşıtlarda sıkıştırma oran 8:1 ve benzin oktan sayısı 90’dır. Fakat ortalama olarak doğalgaz motorunda sıkıştırma oranı 12:1 ve yakıtın araştırma oktan sayısı (ROS) 130, motor oktan sayısı (MOS) 105’dir. Oktan sayısı yakıtın kalitesine göre daha da az olabilmektedir. Yüksek oktan sayısı demek; vuruntunun ortadan kalkması, daha uzun buji ömrü, yağlama yağının daha fazla kullanımı ve soğuk havalarda iyi çalışma demektir [10]. İçten yanmalı motorlarda, yakıt olarak doğalgazın kullanılması durumunda yanma sonu sıcaklığında düşme olmaktadır. Yanma sonu sıcaklığın düşmesi NOx emisyonlarında azalma sağlayacaktır. Bunun yanında doğalgazın kullanımı, motorlu taşıtların gürültü düzeyini de azaltacaktır. II. HİDROJENİN ÖZELLİKLERİ Kokusuz, renksiz, tatsız ve saydam bir yapıya sahip olan hidrojen, doğadaki en hafif kimyasal elementtir. Hidrojenin yakıt olarak kullanılmasında yarar sağlayacak en önemli özelliklerinden biri farklı hava hidrokarbon karışım oranları için hava fazlalık katsayısının 0.3-1.7 değerleri arasında tutuşma

247

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ sağlanabilmekte iken hidrojen için bu sınır 0.15-4.35 değerlerine ulaşmaktadır(Tablo 1). Hidrojen-hava karışımlarını ateşlemek için gerekli enerji miktarı da diğer yakıtlara oranla çok düşüktür. Bu durum tutuşma garantisi sağlaması açısından Otto ilkesi ile çalışan motorlarda avantaj sağlamakla birlikte erken tutuşma ve geri yanma gibi sorunları da beraberinde getirmektedir. Hidrojenin kendi kendine tutuşma sıcaklığının oldukça yüksek olması (1 Atm. Basınçta 847-867 K) ve oktan sayısının yüksek olması, hidrojenin dizel motorlardan çok Otto ilkesi ile çalışan motorlar için daha uygun bir yakıt olacağını göstermektedir. Hidrojenin yanması sonucu elde edilen alev hızı da oldukça yüksektir. Bu değer stokiyometrik karışımlar için benzin- hava karışımlarındaki alev hızının yaklaşık dört katı düzeyindedir. Hidrojen diğer mevcut İ.Y.M. yakıtlarından çok yüksek ısıl değerlere sahiptir (Alt ısıl değer 119.9 MJ/kg, Üst ısıl değer 141.86 MJ/kg). Ancak hacimsel olarak ele alındığında hidrojenin ısıl değerinin öteki yakıtlardan çok daha düşük olduğu görülecektir. Bu duruma bazı çözümler sağlanmaması halinde motorun maksimum gücü açısından eşdeğer özellikteki benzin motorlarına göre bazı kısıtlamalar getirecektir. Hidrojenin difüzyon katsayısı da öteki yakıtlardan daha fazladır (Tablo 1). Ayrıca gaz halindeki hidrojen; kâğıt, kumaş, kauçuk vb. malzemelerden ve platin, demir, çelik gibi bazı metallerden difüzyon yolu ile geçebilmektedir. Hidrojenin bu özelliği depolanmasında bazı sorunlar oluşturmaktadır[11].

III. DENEY DÜZENEĞİ Deneyler Erciyes Üniversitesi Mühendislik Fakültesi Motorlar laboratuarında gerçekleştirilmiştir. Deney düzeneği Şekil 1’de görülmektedir. Deney düzeneği; FORD marka bir benzin motoru, 153 N.m tork ve 77 kW güç ölçebilen motor test ünitesi, SUN egzoz gaz ölçüm cihazı, dinamometre ve yakıt tüketiminin ölçülmesinde kullanılan ölçekli cam tüp ve dijital teraziden meydana gelmiştir. Deney motoru, 4 silindirli, 4 zamanlı motor hacmi 1800 cm3 olan enjeksiyonlu bir SI (otto motor) motor olarak seçilmiştir. Test motorunun karakteristik özellikleri Tablo 2’de görülmektedir. Tablo 2. Deney motorunun karakteristik özellikleri Emisyon standardı Motor Tanıma Kodu Ateşleme Sırası Bore (Silindir çapı) Stroke Motor Hacmi Sıkıştırma Oranı Maksimum Motor Devri Güç (DIN) Tork (DIN)

Hidrojenin kendi kendine tutuşma sıcaklığı yüksek olmasına rağmen, hidrojen-hava karışımlarının tutuşturulabilmesi için gerekli enerji miktarı düşüktür. Tutuşma aralığının geniş olması, hidrojenin daha geniş karışım aralığında düzgün yanmasını sağlar ve yanma sonucunda daha az kirletici oluşur. Benzin motorları ise stokiyometrik orana daha yakın oranlarda ya da zengin karışım oranlarında çalıştırılmak zorunda olduklarından egzoz gazlarında önemli miktarda azot oksit (NOx,), karbonmonoksit (CO) ve yanmamış hidrokarbon (HC)’lar oluşur. Hidrojen motorları, maksimum yanma sıcaklığını azaltacak biçimde fakir karışım ile çalıştırılabilirler. Böylece daha az NOx oluşurken, HC ve CO emisyonları oluşmaz. Alev hızının yüksek olması ise Otto motorlarında ideale yakın bir yanmanın oluşmasını sağlayarak, ısıl verimi arttırır. Geniş tutuşma aralığı sayesinde, gaz kelebeğine gerek kalmadığından, karışımın silindirlere kısılmadan gönderilmesi sonucu pompalama kayıpları azaltılmış olur[12].

248

15.04 RDA 1-3-4-2 80.6 mm 88 mm 1796 cc 10:1 5950 dev/dk 77 kW, 105 PS 153 Nm, (4000 dev/dk)

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

10

7 5

12

6

8

9 11

4

3

1

2

1.Motor Tablası, 2. Dinamometre, 3. Motor, 4. Motor soğutma suyu 5.Hava soğutma ünitesi, 6. Motor test ünitesi, 7. Benzin Deposu, 8. Regülatör, 9. Yakıt seçme anahtarı, 10. Yakıt Tüpü, 11. Dijital Terazi, 12. Sun gaz analiz cihazı Şekil 1. Deney Düzeneği

V. DENEYSEL SONUÇLAR Emisyon deneylerinin sonuçları motor yüküne (Tork) bağlı olarak verilmiştir. %100 CH4 için λ hava fazlalık katsayısı 1.24 civarındadır. %10 H2- %90CH4 karışımı için ise bu değer 1.3 civarındadır. 0.07

H2

600 %0 % 10 %0 % 10

580

0.06

560

540

0.05 520

500

0.04 2000 dev/dak

0.03

0

10

20

30

40

Motor Torku [Nm]

50

Egzoz Manifold Sicakligi [C]

Benzin motorunun doğal gaz ile çalışması için sisteme yüksek ve düşük basınç regülatörü iki farklı noktaya yerleştirilmiştir. 200 bar basınçtaki karışım tüpünden ilk çıkışta yüksek basınç regülatörü sayesinde basınç önce yaklaşık 12 bar’a, daha sonra düşük basınç regülatörü sayesinde motora vermeden önce yaklaşık olarak 0,015bar/150 mm H2O basınca düşüren Tartarini marka doğal gaz regülâtörü ilave edilmiştir. Regülâtör içerisinde uygun sıcaklığı elde edebilmek için, motorda mevcut bulunan radyatör hattından branşman alınarak su devri daimi gerçekleştirilmiştir. Regülâtör ile doğal gaz tankı arasında gaz naklini gerçekleştirebilmek için 6 mm çapında çelik, bükülebilen boru kullanılmıştır. Sistemin istenildiği zaman tekrar kolaylıkla benzinle çalışabilir konuma getirilmesi için deney düzeneğine seçici anahtar devresi eklenmiştir. Ayrıca motorun çalışma esnasında oluşabilecek herhangi olağan dışı gaz çıkışını engellemek için sisteme gaz kesici ventil de ilave edilmiştir. Deney başlangıcında motor önce benzinle çalıştırılmış daha sonra doğal gaza geçilmiştir. Motor 2000 dev/dak’da çalıştırılıp farklı yükler verilerek deneyler Doğal gaz (%100 CH4) ve %10 H2 - %90 CH4 karışım gazı için gerçekleştirilmiştir. Tüpün bağlı bulunduğu elektronik terazi ile deney esnasında ne kadar gazın tüketildiği tespit edilmiştir.

Gaz analizör cihazı ile, yapılan deneylerdeki emisyon değerleri ( CO, CO2, HC ve NOx) tespit edilmiştir. Elde edilen veriler grafiklerde karşılaştırmalı olarak sunulmuştur.

% CO

IV. DENEY YÖNTEMİ

480

460 60

Şekil 2. CO emisyonunun Tork’a ve Egzoz manifold sıcaklığına bağlı değişimi

249

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Şekil 2’de karbon monoksit emisyonunun değişimi tork ve egzoz manifold sıcaklığı ile verilmiştir. CO emisyonu eksik yanma sonucunda oluşan emisyonlardandır. Yakıt hava karışımındaki hava fazlalığı tam yanma olayını etkilemektedir. Buna bağlı olarak fakir karışım olan bölgelerde CO emisyonunun mertebesi düşmektedir. %100 CH4 yakıtı için elde edilen CO emisyonları %10 H2- %90 CH4 karışımı için elde edilen değerden yüksek olmuştur. Fakat genel itibari ile grafik azalan bir seyir izlemiştir. Aynı şekilde Tork’a bağlı egzoz manifold sıcaklığının değişimi görülmektedir. Motor yükünün artması ile sıcaklığın arttığı görülmüştür. %10 H2- %90 CH4 karışımı için sıcaklık değerleri %100 CH4 için elde edilen değerlerden yüksek elde edilmiştir.

Şekil 4’de ise yakıtın içerisinde bulunan hidrokarbonların yanmaması sonucunda oluşan yanmamış HC emisyon grafiği tork’a bağlı olarak görülmektedir. Bütün emisyonların oluşmasında olduğu gibi, HC emisyonlarının da oluşmasında yanma olayı önemlidir. Yanma olayını etkileyen parametrelerden birisi de hava fazlalığıdır. %10 H2- %90 CH4 karışımı için HC emisyon değerleri %100 CH4 için okunan değerlerden daha düşük seviyede okunmuştur. 1000

H2

900

%0 % 10

800

H2

NO [ppm]

700 9.4

%0 % 10

9.2

% CO2

500 400 300

9.0

200 2000 dev/dak

8.8

100 0

8.6

8.4

8.2

0

10

20

30

40

Motor Torku [Nm]

50

60

H2

10

20

30

40

50

Motor Torku [Nm]

60

Azotmonoksit emisyonunun tork ile değişim grafiği şekil 5’de verilmiştir. Şekilden görüldüğü gibi doğal gaza hidrojen ilavesi NO emisyonlarında azalmaya neden olmuştur. Tork’un artması NO oluşumunu artırmıştır. Silindir içerisindeki sıcaklıkların yanmadan dolayı yüksek olması ve motora uygulanan yükün bu ısınmayı artırdığı unutulmamalıdır.

210

Ozgul Yakit Tuketimi [g/kW h]

Karbondioksit emisyon değişimi tork’a bağlı olarak şekil 3’de görülmektedir. CO emisyonlarının düşmesi tam yanma olayının gerçekleştiğini göstermektedir. Bu da grafikten CO2 emisyon değerlerinin artışı ile görülmektedir. %100 CH4 için maksimum CO2 emisyon değeri 9.24 okunur iken %10 H2- %90 CH4 karışımı için 8.73 olarak okunmuştur. 130

0

Şekil 5. NO emisyonunun tork ile değişimi

2000 dev/dak

Şekil 3. CO2 emisyonunun tork ile değişimi

%0 % 10

120

HC [ppm]

600

110

100

180 H2

%0 % 10 150

120

90

2000 dev/dak

90 2000 dev/dak

80

0

10

0 20

30

40

Motor Torku [Nm]

50

10

20

30

40

Motor Torku [Nm]

50

60

60

Şekil 6. Özgül Yakıt tüketiminin tork ile değişimi

Şekil 4. HC emisyonunun tork ile değişimi

250

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Şekil 6’da özgül yakıt tüketiminin tork ile değişimi görülmektedir. Doğal gaza hidrojen ilavesi motorun fren gücünü artırmakta özgül yakıt tüketiminde azalmaya neden olmaktadır. Bu azalma yaklaşık %15 lik bir farka sahiptir. Motor torkunun artması ile özgül yakıt tüketimi azalma göstermiştir. VI. SONUÇ VE ÖNERİLER Bu çalışmada, %10 H2- %90 CH4 karışımı ve %100 CH4 yakıtının buji ateşlemeli motorda yakılması ile oluşan emisyonlar deneysel olarak incelenmiştir. • %10 H2-%90 CH4 karışımının emisyon değerleri (CO, CO2, HC ve NO) %100 CH4 için okunan değerlerden düşük olduğu gözlenmiştir. • Motor yükünün artması ile CO ve HC emisyonların da düşüş gözlenmiştir. CO2 ve NO emisyonları ise torkun artması ile artış göstermiştir. • %10 H2- %90 CH4 karışımı için motorun egzoz manifold sıcaklığı %100 CH4 yakıldığında elde edilen egzoz manifold sıcaklığından daha yüksek okunmuştur ve artan torka bağlı olarak artış göstermiştir. • %10 H2- %90 CH4 karışımı için elde edilen özgül yakıt tüketimi %100 CH4 için elde edilen değerlerden daha düşük olmuştur. İleriki çalışmalarda, doğal gaza H2 ilavesinin oranı artırılarak, farklı devir ve farklı hava fazlalık katsayılarında deneyler yapılıp literatüre faydalı bilgiler sağlanacağı aşikârdır.

VII. KAYNAKLAR [1] Kahraman N., Akansu S.O., Albayrak B., “Motorlu Taşıtlarda Alternatif ve Yenilenebilir Yakıt Kullanımının İrdelenmesi”, Yeni ve Yenilenebilir Enerji Kaynakları Sempozyumu, 3-4 Ekim 2003, Kayseri, Türkiye

[2] Kahraman N., Akansu S.O., Albayrak B., “İçten Yanmalı Motorlarda Alternatif Yakıt Olarak Hidrojen Kullanılması” Yeni ve Yenilenebilir Enerji Kaynakları Enerji Yönetimi Sempozyumu, 34 Haziran 2005, Kayseri, Türkiye. [3] Das L.M., Gulati R., Gupta P.K., A comparative evaluation of the performance characteristics of a spark ignition engine using hydrogen and compressed natural gas as alternative fuels. International Journal of Hydrogen Energy, 25 (2000) 783-793 [4] Nagalingam B, Duebel F, Schmillen K., Performance study using natural gas, hydrogen-supplemented natural gas and hydrogen in AVL research engine. Int J Hydrogen Energy, 9(8): 715–20, 1983 [5] Yusuf MJ., In cylinder flame front growth rate measurement of methane and hydrogen enriched methane fuel in a spark ignited internal combustion engine. Master thesis, University of Miami, 1990. [6] Dulger Z., Numerical modeling of heat release and flame propagation for methane fueled internal combustion engines with hydrogen addition. PhD thesis, University of Miami, 1991. [7]Swain MR, Yusuf MJ, Dülger Z., Swain MN., The effects of hydrogen addition on natural gas engine operation. SAE paper 932775, 1993 [8] Yusuf MJ., Lean Burn natural gas fueled engines: engine modification versus hydrogen blending. PhD thesis, University of Miami, 1993. [9] Ergeneman M., Soruşbay C., Doğal Gazın İçten Yanmalı Motorlarda Kullanımı. Doğal Gaz Dergisi, Sayı 6, 17-22 Şubat, 1990. [10]Özaktaş T., Doğal Gaz ve Benzin Motorları Egzoz Emisyonları, Doğal Gaz Dergisi, Sayı 28, 9095, Eylül-Ekim 1993 [11] Veziroğlu T., Momirlan M. Recent directions of world hydrogen production. Renewable and Sustainable Energy Reviews 3, 219-231, 1999 [12] Veziroğlu N., Barbir F. “Hydrogen Energy Technologies” UNIDO, Vienna, 1998

.

251

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ATMOSFERİK TÜRBÜLANS VE HAVACILIKTAKİ ÖNEMİ M.Serdar GENÇ e-posta: [email protected] Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, Uçak Gövde-Motor Bölümü, 38039 KAYSERİ ÖZET Türbülans atmosferde normal hava akımı içinde düzensiz bir dağılım gösteren karışık hava hareketleridir ve havacılıkta uçuşu etkileyen önemli bir etken olup, uçuş esnasında uçakların sarsılmasına, çekiş güçlerinin düşmesine, ani irtifa kayıplarına ve bazen de kazalara sebep olabilir. Bu nedenle türbülansın havacılıkta iyi bilinmesi ve türbülansla ilgili meteorolojiden yeterli bilgi alınması gerekir. Bu çalışmada, uçaklar için önemli olan türbülansın oluşumu, türleri ve istidlali incelenmiştir. Anahtar kelimeler: Atmosferik türbülans, havacılık meteorolojisi, istidlal. I. ATMOSFERİK TÜRBÜLANS Atmosferde normal hava akımı içinde ve düzensiz bir dağılım gösteren karışık hava hareketlerine atmosferik türbülans denir. Türbülansın kesin bir tarifi olmamakla birlikte, ortalama akışa eklenen dalgalı hareketin dağılımını meydana getiren bir etken olarak nitelendirilebilir. Anemograf diyagramlarına kaydedilen rüzgar hız ve yön dalgalanmalarında küçük çapta bir türbülansın meydana geldiği çoğu zaman görülür. Bu tür türbülans sürtünme tabakası içinde yeryüzünün şekline ve havanın statik kararlılık derecesi ve diğer faktörlerin tesirlerine göre farklılık gösterir.

b) Yeryüzü şekillerinden dolayı meydana gelen türbülans (Mekanik Türbülans), c) Rüzgar şiri sebebiyle meydana gelen türbülans d) Cephesel nedenlerle meydana gelen türbülans a. Konvektif Türbülans Nemli havanın ısınması sonucu yükselmesiyle konvektif faaliyetler oluşur. Bu hareketler yeryüzünün nemliliğine, şekline ve ısınmasına bağlıdır. Konvektif faaliyetler, sürülmüş tarlalarda, büyük şehirlerde, sanayi bölgelerinde ve bunlarla birlikte otlarla kaplı geniş arazilerde, nehir yataklarının veya sık ağaçların bulunduğu yerlere nazaran daha fazla olmaktadır. Genel olarak konvektif faaliyetler sonucu havanın kararsızlığı artar ve cumulonimbus bulutu meydana gelir (Şekil 1). Deniz ve büyük su safhalarına nispetle büyük karalar üzerinde daha fazla meydana gelen oraj bulutları içinde veya civarında yükselen hava akımından dolayı dikine hareketlerin hızlarında önemli derecede farklılıklar meydana gelirse türbülans belirli şekilde hissedilebilir. Konvektif hareket civarındaki havada bir alçalma olduğu zaman aradaki farklılık daha da artacağından, yukarı ve aşağı doğru akımların birlikte bulunduğu olgunlaşmış Cumulonimbus bulutunda oldukça kuvvetli türbülans meydana gelir.

Türbülans, havacılık meteorolojisinde uçuşu etkileyen önemli bir etken olup, uçuş esnasında uçakların sarsılmasına, çekiş güçlerinin düşmesine, ani irtifa kayıplarına ve bazen de kazalara sebep olabilir.Türbülans birçok farklı hava şartlarından meydana gelir; a) Konvektif hareketler neticesi meydana gelen türbülans,

Şekil 1. Konvektif hareket sonucu oluşan cumulonimbus bulutu

252

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Cumulonimbus bulutlarında en kuvvetli türbülans genellikle yağış sahası civarında meydana gelir. Olgunlaşmış bir oraj bulutunda aşağı doğru olan hava akımları alçak seviyelerdeki konveksiyon hareketinden daha fazla olduğundan yere yakın seviyelerde orta şiddette veya kuvvetli türbülans meydana gelir. Oraj bulutu içinde bir diğer harekette girdaplardır. Girdaplar akışlara maruz kalan hava içinde zaman zaman oluşan düzensizliklerdir. Bu girdaplar, şir farklarından dolayı oluşur. Türbülansın uçaklara yapacağı tesir sadece girdabın hızıyla değil, tekrar sayısıyla da değişir. Uçağın çeşidi, yapısı ve hızı da türbülansın kuvvetine etki eder. Kuvvetli girdaplar çoğunlukla fazla hızlı olan uçaklarda etkin olacağından cumulonimbus bulutuna girilirken uçak hızları azaltılmalıdır. Böylece daha az frekanslı türbülansın uçağa etki etmesi sağlanır. Uçağın cumulonimbus bulutu içinde tavsiye edilen hızı uçağın havada tutunabileceği hızın 1,6 katı olmalıdır. Orajlı havada uçuş yapılırken en uygun yolun cumulonimbus bulutlarından sakınmak olacağı kesindir. Ancak, bazı zorunlu uçuşlarda veya önceden tasarlanan uçuşlarda oraj olmasına rağmen uçmak gerekebilir. Uçuş esnasında pilotlar aniden cumulonimbus bulutlarıyla sıkça karşılaşabilirler. Bu gibi durumlarda bulutların tehlike yaratacağı bilindiğinden tedbir almak zorunludur. Örneğin; uçağın motor gücü yeterliyse, cumulonimbusun üzerinden veya tepe kısmındaki buz billurları bulunan buzlanma ve türbülansın çok zayıf olduğu yerden geçmelidir. Mümkünse bulunun etrafından dolaşılarak bulut geçilmelidir, mümkün değilse buluta dik bir açıyla girilmeli ve kısa yoldan geçilmelidir. b. Yeryüzü Şekillerinden Dolayı Oluşan Türbülans (Mekanik Türbülans) Sürtünme nedeniyle oluşan türbülans bazen yatay olarak geniş bir sahada etkin olabilir. Yüzeydeki binalar, engebeli araziler ve dağlar mekanik türbülansı oluşturur. Bu türbülansın şiddeti, engebelerin yüksekliğine, rüzgarın hızına ve sıcaklığın düşüş oranına bağlıdır. Sürtünme nedeniyle açık deniz yüzeylerinde, rüzgar hızının sakin veya hafif ve kararlı olduğu durumlarda türbülans görülmez. Dağ dalgaları oluşmasa bile, kuvvetli rüzgarlar dağın rüzgar tutmayan öte yakasında aşağı doğru akımlardan dolayı türbülans meydana getirir. Böyle durumlarda ön rüzgarı alarak dağa yaklaşan bir uçak, dağın öte yakasına vardığında aşağı doğru olan akımlardan korunmak için tedbir almalıdır.

Bilhassa kararsız durumlarda kuvvetli rüzgarlar vasıtasıyla dağlar üzerinden geçen hava akımları daima dalgalı olur. Bu dalgalara dağ dalgaları denir.

Şekil 2. Mekaniki türbülans Dağ dalgaları, dağın rüzgar tutmayan öte yakasında teşekkül eder ve çok yüksek dağlarda bu dalgalar yukarı troposfer, bazen de aşağı stratosfer'e kadar etkin olabilir. Dağ Dalgalarının en belirgin özelliği dağın tepesinde meydana gelen tepe bulutlarıdır. Bu bulutlar bazen fazla gelişerek yağış bulutu olarak dağın öte yakasına kadar hareket edebilir. Birinci Dalga durumundan itibaren bir Cumulus hattına benzeyen bulutlar meydana gelir. Hava çok kuru olduğu zaman dağ dalgaları neticesinde bulut teşekkül etmez. c.

Rüzgar Şiri Sebebiyle Meydana Gelen Türbülans Belirli bir doğrultuda veya yönde hareket eden rüzgarın süratindeki ve yönündeki ani değişikliklere rüzgar şiri denir. Rüzgar şiri türbülansa neden olur. Rüzgarın yönündeki ve/veya süratindeki değişiklik ne kadar çok değişirse türbülans da o ölçüde şiddetli olur. Alçak ve yüksek seviye rüzgar şiri türbülansa sebep olur. Alçak seviye rüzgar şirinden dolayı oluşan türbülans bilhassa iniş ve kalkışlarda uçaklara önemli derecede etki yapar. Örneğin; 100 m. seviyede 45 Knot'lık ön rüzgarı alan bir uçak, alçalırken aşağı seviyelerde 15 Knot'lık bir rüzgara maruz kalırsa, meydana gelen bu dikey rüzgar şirinden dolayı oldukça etkilenir. Alçak seviye rüzgar sirine sebep olan en önemli etkenlerden birisi radyasyon enverizyonlarıdır. Böyle durumlarda yükseklerde gradient rüzgarı dışında sakin bir hava tabakası meydana gelir. Böylece yer seviyesi ile enverizyon tabakasının tepe seviyesi arasında önemli derecede şir farkı oluşur ve türbülans meydana gelir.

253

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Yüksek seviyelerde meydana gelen rüzgar şiri sebebiyle oluşan türbülans uçaklar için oldukça önemli sorunlar yaratabilir. Bu tür türbülans bilhassa JET STREAM seviyesinde daha etkin olur. Jet Stream (Kuvvetli Rüzgar): Kuvvetli dikey ve yatay rüzgar şirleri ile tanımlanan, bir veya daha fazla azami hız gösteren, tropopoz yakınında görülen, yarı yatay bir düzlem boyunca uzanan kuvvetli ve dar hava akımına jet stream denir. Normal olarak bu rüzgarlar birkaç kilometre kalınlıkta ve birkaç bin kilometre uzunluktaki bir sahada hüküm sürer. Jet Stream'ı tanımlayan dikine rüzgar şiri kilometrede 10 ila 20, yatay rüzgar şiri ise kilometrede 10 knot hıza ulaşır. Ayrıca Dünya Metoroloji Teşkilatı Jet Stream'ın en düşük eksen hızını 60 knot olarak kabul etmiştir. Bir Jet Stream'ın değişik seviyelerdeki dağılımı incelendiğinde, dikine rüzgar şiri daha açık olarak görülmektedir. Dikine rüzgar şiri, bulunduğu bölgedeki yatay sıcaklık gradientine bağlı olarak değişir. En kuvvetli sıcaklık farklılıkları hava kütlelerinin sınırları civarında mevcut olacağından, cephesel hat boyunca kuvvetli bir rüzgar akımı kuşağı meydana gelecektir, işte; genellikle yukarı troposfer ile aşağı stratosferde meydana gelen ve dar bir kuşak boyunca hüküm süren bu kuvvetli rüzgara Jet Stream denir. d. Cephesel Nedenlerle Meydana Gelen Türbülans Bir cephe yüzeyi boyunca sıcak havanın yükselerek istikrarsız hale gelmesi ve/veya sıcak ve soğuk hava kütlesi arasındaki karışma cephesel türbülansa neden olur. Sıcak hava kütlesi nemli ve istikrarsız olduğu zaman sıcak hava içindeki dikey akımlar daha kuvvetlidir. Cephesel türbülansların en şiddetli olanlarına genellikle hızlı hareket eden soğuk cephelerde rastlanır. Bu durumlarda, rüzgar sürat ve istikametindeki farklar yanında iki hava kütlesi arasındaki karışma da türbülansın şiddetini arttırır. Cephedeki herhangi bir oraj içindeki türbülans hariç tipik bir soğuk cephe kesitinde türbülansa yol açan rüzgar değişikliği mevcut olur. II. AÇIK HAVA TÜRBÜLANSI Yukarı seviyelerde bulut olmasa bile uçuş yapan uçakların her zaman türbülansa maruz kaldıkları görülmektedir. Bu türbülans, ya yükseklikle rüzgar değişim miktarının sıcaklığa bağlı olarak belli bir sınırı aşması, yada yatay uzaklık ile rüzgar değişim miktarının çok fazla olması halinde, düzgün rüzgar akışı dışında yönü belli olmayan bir sapma hareketi olarak meydana gelir. Açık hava türbülansı (Clear Sky Turbulence,CAT) oraj bulutları da dahil olmak üzere, hiç bir konvektif bulutun içinde veya yakınında olmayan, genellikle 5000m.

yükseklikten itibaren görülen bulut dışı bir atmosfer türbülansı olayı olarak tarif edilebilir. CAT, genellikle tropopoz seviyesinde üst troposfer ve alt stratosferde görülen kuvvetli baroklinik tabakalarda belirgin olarak meydana gelir. Dikey rüzgar şiri ile kuvvetli yatay sıcaklık gredientı CAT oluşumu için en uygun ortam olarak belirtilebilir. Hava akımının hızına göre CAT'in yapmış olduğu etkinlik değişmektedir. Jet uçakları normal olarak atmosfer içinde uçarlarken bu tür türbülansın hüküm sürdüğü bölgelere rastlayabilir ve uçaklara türbülansın etkisi önemli derecede olabilir. CAT yüksek seviyelerde küçük genlikte olduğundan daha az etkilidir. Türbülans, aynı dalgalı denizin motorlara yaptığı tesirler gibi uçaklara etki eder. CAT bölgesinde uçağın istikametini aynı açıda tutmak, uçağı aynı seviyede bulundurmak ve uçağa hakim olmak güçleşir ve ayrıca uçuş için harcanan benzin miktarı da artar. Deneme uçuşlarında jet düzlemini kesecek şekilde yapılan uçuşlarda, rüzgarla eş yönlü olarak yapılan uçuşlara nazaran daha fazla türbülans etkisi görüldüğü ve daha fazla yakıtın harcandığı anlaşılmıştır. III. TÜRBÜLANSIN ŞİDDETİNİN TESPİTİ Uçağı etkileyen ani bir türbülansın şiddeti, uçağın hızı ile orantılı olup, türbülansın durumu ve uçağın yapısı da son derece etkilidir. Böyle bir karmaşık durumda türbülans şiddetinin belirlenmesi son derece zordur. Türbülans uçağa yerleştirilen akselometre ile ölçülür. Türbülans, aletin çizdiği tablodan ve bazı bağıntılar yardımıyla ölçülür. Türbülans şiddetlerine göre kısımlara ayrılır. Hafif Türbülans: Bu tür türbülans, geniş alanlarda ve hemen her irtifada görülebilir. Küçük Cu bulutları içinde ve engebeli araziler üzerinde yer rüzgarının 25 knotın altında olması halinde hafif türbülansa rastlanabilir. Ayrıca alçak seviyelerde gündüzleri arazilerin farklı ısınmaları ve geceleri su yüzeyleri üzerinde sıcaklık farkı nedeniyle etkisini gösterebilir. Orta Türbülans: Dağ dalgalarında, dağın tepesinden sırtlara dik olarak esen en kuvvetli rüzgarın 20-50 knot veya daha fazla olması halinde, yerden başlayarak tropopoz seviyesine ve dağların rüzgar tutmayan tarafında 480 km mesafeye kadar uzanan bölge içinde sıkça oluşur. Oraj bulutlarının dağılma sırasında orta şiddette türbülans oluşur. 25 knotın üzerinde hıza sahip yer rüzgarları çoğunlukla yere yakın hava içinde orta türbülansa yol açarlar. Yüksek seviyelerdeki oluklarda veya yüksek cephelerde, çoğunlukla rüzgar şirinin dikey olarak 300m de 6 knot, yada yatay olarak yaklaşık 200-

254

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ 250 km de 40 knotı aşması halinde orta şiddette türbülans oluşur. Şiddetli Türbülans: Dağ dalgalarında, dağ tepesi seviyesinde sırtlara dik olarak esen kuvvetli rüzgarın hızı 50 knot veya daha fazla olduğu zaman, şiddetli türbülans çoğunlukla yer ile tropopoz arasında ve dağ tepelerinden rüzgar tutmayan yönde yaklaşık 200-250 km mesafeye kadar uzanan sahada oluşur. Şiddetli türbülansta uçağın hakimiyeti yitirilebilir. Çok Şiddetli Türbülans: Dağ dalgalarında, dağ tepesi seviyesinde sırtlara dik olarak esen kuvvetli rüzgarın hızı 50 knot veya daha fazla olduğu zaman, çok şiddetli türbülansın çoğunlukla alçak seviyelerde, dağların rüzgar tutmayan yanındaki Cu bulutları içinde rastlanır. Ayrıca kuvvetli rüzgar şirlerinde çok şiddetli türbülans oluşur. Çok şiddetli türbülans çok ender görülür. Bu durumda uçağa hakim olmak hemen hemen imkansızdır ve uçak ağır hasarlar alır. Türbülans şiddeti tespiti için; balonla yüksek seviyelerdeki meteorolojik parametrelerin belirlenmesi sonucu oluşturulan Skew-T Log P yüksek atmosfer diyagramı kullanılır. Bu diyagramda seviyelerin teker teker ıslak termometre sıcaklıkları bulunur. Her seviye için bulunan ıslak termometre sıcaklık değerleri birleştirilerek ıslak termometre sıcaklık eğrisi meydana getirilir. Daha sonra bu eğri kullanılarak serbest konveksiyon seviyesi (LFC) belirlenir. Bundan sonra LFC seviyesinden yaş adyabatlara paralel olarak bir çizgi yukarılara kadar çıkılır. Buradaki değer bulunduğu seviyenin hava sıcaklığı ile mukayese edilerek türbülans tür ve seviyeleri tespit edilir.

VI. SONUÇ ve ÖNERİLER Türbülans, havacılık meteorolojisinde uçuşu etkileyen önemli bir etken olup, uçuş esnasında uçakların sarsılmasına, çekiş güçlerinin düşmesine, ani irtifa kayıplarına ve bazen de kazalara sebep olabilir. Bu nedenle uçaklar için önemli olan türbülans olayı uçucular tarafından iyi bilinmeli ve uçuş öncesinde kesinlikle meteorolojiden bilgi alınmalıdır. Ayrıca uçuş esnasında karşılaşılan bu tür uçuşu etkileyen hava olayları uçuş bitiminde meteoroloji ofisine bildirilmeli ve verilen bu bilgiler ile meteorolojinin sonraki uçuculara daha sağlıklı bilgi vermesi sağlanmalıdır. KAYNAKLAR [1] DMİ, Aeronotik Meteoroloji Ders Notları, 1998. [2] DMİ, Genel Meteoroloji I-II, 1984. [3] Dinçer Ersundu, Sinan Pişirici, Meteoroloji, Anadolu Üniversitesi, 2001. [4] Muzaffer DALMAZ, Genel Meteoroloji I-II, İTÜ, 1970. [5] Hava Kuvvetleri Komutanlığı, Uçucular için Meteoroloji.

IV. CAT İSTİDLALİ CAT istidlali, sinoptik inceleme ve tecrübelere göre yüksek seviyelerdeki trof ve sırtlarda yardımıyla yapıldığı gibi, bu konuda hazırlanmış birçok matematiksel ve grafiksel yöntemlerle de yapılabilir. CAT in meydana gelmesinde iki önemli etken olduğunu biliyoruz. Bunlardan biri dikine rüzgar şiri, diğeri ise yatay rüzgar şiridir. Bu arada yatay sıcaklık dağılımı da çok önemli bir etken olarak karşımıza çıkmaktadır. Zaten dikine rüzgar şirini da meydana getiren ana etken yatay sıcaklık dağılımıdır. CAT istidlali için sabit seviye kartlarına ihtiyaç duyulmaktadır. Normal olarak kuvvetli dikine rüzgar şiri sabit basınç kartlarında yatay sıcaklık gradientinin fazla olduğu hatlarda meydana gelir. Hattaki sıkışma arttıkça, orada meydana gelebilecek CAT şiddeti de buna bağlı olarak artacaktır.

255

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

UÇUŞ EĞLENCE SİSTEMLERİ’NİN (UES) GELİŞİMİ VE GELECEK NESİL UYGULAMALARI Sedat KARAKAŞ e-posta: [email protected] THY Teknik A.Ş., Elektronik ve Haberleşme Mühendisi (M.Sc.), İSTANBUL

ÖZET Uçuş Eğlence Sistemleri havacılığın ilk kuruluşundan itibaren gelişimini sürdüren, başta sesli olarak daha sonraları görüntülü sistemlerin de gelişmesiyle birlikte görüntü ve ses ile yolcuların hizmetine sunulan eğlence sistemlerine verilen (IFE; in Flight Entertainment) genel adlandırmadır. Bu sistemler, ayrıca yolcuların uçağa bindiklerinde tehlike ve uyarı bilgilerini vermek ile birlikte uçağın yer-konum, sıcaklık bilgileri ve varılacak hedefe ilişkin görüntü bilgilerini de kullanıcılara sunmaktadır. Zaman içerisinde gelişen bu sistemler kullanıcıların isteklerini karşılamak için devamlı olarak yenilenmekte ve gelecekte birçok sistemi bünyesinde bulunduran sistemler bütünlüğüne doğru kaymaktadır. Genel Tanımlamalar

broadcast yayın: Bildiğimiz televizyon veya radyo yayınları gibi belirlenmiş kanal akışı içerisindeki herhangi bir yayını seçebilme özelliği. Günümüz Uçuş Eğlence Sistemleri UES dar ve geniş gövde uçaklarda farklı seçenekler sunmaktadır. Müşteri memnuniyetini amaçlayan bu sistemler; dar gövdeli uçakların yakın mesafe larda kullanılmalarından dolayı daha az özelliklere sahip bulunmasına rağmen geniş gövde uçaklarda kullanıcıya birçok farklı seçenekler sunmaktadır. Dar gövde uçaklarda in-seat audio ve overhead video özelliğini barındıran bu sistemlerden amaçlanan, kısa mesafelerdeki yolcu memnuniyetini arttırmaktır. Fakat son zamanlarda dar gövdeli uçaklarda da AOD ve AVOD özellikli UES kullanılmaya başlanmıştır.

UES’de genel olarak aşağıdaki terimler geçmektedir: in-seat audio: Her kullanıcı kendine ait kulaklık ile koltuğu üzerindeki müzik yayınlarını dinleme özelliği, in-seat audio & video: Her kullanıcı kendine ait kulaklık ve monitor ile sesli ve görüntülü yayınları dinleyebilme özelliği, overhead video: Belirli aralıklara dizilmiş başüstü ekranlardaki görüntüleri izleyebilme özelliği, audio on demand (AOD): Farklı kullanıcıların farklı müzik yayınlarını aynı anda dinleyebilme ve bu yayınları ileri alma, geri alma, durdurma özelliği, audio video on demand (AVOD): Farklı kullanıcıların farklı müzik ve görüntü yayınlarını aynı anda dinleyebilme ve bu yayınları ileri alma, geri alma, durdurma özelliği,

Resim-1 Özellikle geniş gövdeli uçaklarda alınan mesafenin uzunluğu bu sistemlerin kullanılmasının kaçınılmaz olduğunu göstermektedir. 12-15 saat süren yolculuk boyunca yolcuların vakitlerini değerlendirebileceği bu sistemler ek özellikler ile devamlı geliştirilmektedir. AVOD özelliği artık uçak üretimi esnasında monte edilmeye başlanmıştır. AVOD özelliği sayesinde yolcular 100 lerce film arasından istediği filmi istediği dilde izleme imkanına sahip olmaktadır. Ayrıca irili ufaklı birçok firma AVOD özelliğini destekleyen taşınabilir (portable) cihazlar geliştirerek

256

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

pek fazla havacılık sertikasyon işlemleri gerektirmeyen cihazlarını kullanıcılara sunmuşlardır. UES aşağıdaki ek özellikler sayesinde etkin kullanımını daha da arttıracaktır. Telefonla görüşme, Tek veya çoklu oyun oynayabilme, Hava durumu raporları, Kısa mesaj gönderebilme, Internet kullanımı, Canlı TV yayını, Görüntülü telefon, Airshow yada Moving Map, Yemek menüsü ve siparişi, Alışveriş yapabilme, Chat yapabilme

i-5000 TopSeries, i-8000 Wireless Rockwell Collins TES serisi, eTES serisi, dPAVES serisi

Resim-3

Resim-2 Yukarıda sayılan özelliklerden birçoğu uygulamaya geçilmiş olmakla birlikte internet kullanımı ve canlı TV yayını gibi özellikleri sağlayan UES sistemleri yeni yeni hayata geçirilmeye başlanmıştır. UES Üreten Firmalar Dünyada UES konusunda üretim yapan belirli üç ana firma bulunmaktadır. Bunlar; Panasonic, Thales ve Rockwell Collins’tir. Her üreticinin farklı özellikleri barındıran sistemleri mevcuttur. Bunlar: Panasonic System 2000 serisi, System 3000 serisi, X-serisi (eFX, eX2) X-Wireless Thales i-1000 TopSeries, i-2000 TopSeries, i-3000 TopSeries, i-4000 TopSeries,

Her üç üretici firmanın ürünleri incelendiği taktirde benzer sistem yapıları dikkati çekmektedir. Başlangıç sistemleri in-seat audio ve broadcast video yayınlarını içermektedir. Zamanla bu sistemler üzerinde eklemeler yapılarak, özellikle yeni LRU (Line Replaceable Unit) komponentlerin kullanımı ve/veya eklenmesi ile bir sonraki seriler tasarlanmıştır. Belirli bir serinin her ne kadar iyileştirmeler veya eklemeler yapılsa dahi fazla uzun ömürlü olmadıkları görülmekte ve artık mimarinin değiştirilerek yeni mimariye sahip UES serileri ortaya çıkarılmıştır. Özellikle AVOD özelliğine sahip sistemlerin geliştirlmesi için yeni mimariler kullanılmak zorunda kalınmıştır. AVOD özelliğini yüksek kalitede çözünürlükle sunabilmek ancak yüksek hızda data transferini sağlamak sayesinde mümkün olmuştur. Bilindiği gibi video kalitesi geliştirilen kodlama teknikleri ile sağlanmaktadır. Bunlardan standart olarak kullanılanlar aşağıda gösterilmiştir. MPEG-1: VCD formatı MPEG-2: DVD formatı MPEG-4: DIVx formatı Herhangi bir standart kullanılarak AVOD özelliğini desteklemek için klasik Analog RF yayınlar yetersiz kalmaktadır. Bu yüzden dijital ve ethernet tabanlı sistemler kullanılarak bu yayın akışı hızlandırılmıştır. Ayrıca bunlara ek olarak data transferinin son kullanıcıya kadar hızlı (1000Mbit/sec) olarak iletilmesi için fiber optik teknolojisinden de yararlanılmaktadır. Ayrıca son zamanlarda geliştirilen bakır kablo teknolojileri sayesinde de aynı hızlara daha ucuz maliyetlerle ulaşıldığından, bakır kablolar da tercih edilmeye başlanmıştır.

257

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Gelecek Nesil UES Dünyada UES konusunda lider konumda olan Panasonic ve Thales firmalarının eş zamanlarda A380 uçağı için gerçekleştirmeye çalıştıkları AVOD özelliği başta olmak üzere diğer bütün özelliklerin yolcu sayısı 800’e kadar çıkabileceği düşünüldüğü taktirde zorluğu ortaya çıkmaktadır. Panasonic firması bu devasa uçak için önerdiği sistem için X-series eX2, Thales ise TopSeries i-5000 serisini önermiştir.

Resim-4 Havacılıkta yakıt sarfiyatının ağırlık ile orantılı olarak arttığı bilinmektedir. UES’nin uçaklara ekleyecekleri ek ağırlığın tonlara çıktığı bilinmektedir. Özellikle havayolları bu ağırlık konusunda, UES’nin sağlayacağı gelir ile birlikte harcanan yakıt sarfiyatını karşılaştırarak hedeflerini belirlemektedirler. Bu ağırlık miktarı A380 gibi bir uçak için düşünüldüğü taktirde UES sistemlerinde kullanılan kabloların ve LRU’ların ağırlık kritik önem taşımaktadır.

hafıza birimleri sayesinde küçülmesine yol açacaktır.

LRU

boyutlarının

Uçaklardaki herhangi bir sistem incelendiği zaman, sistemin herhangi bir komponentinde bir arıza meydana geldiğinde yedekleme sistemi devreye girmekte dolayısıyla uçuş güvenliği sorunsuzca devam etmektedir. Aynı yapı UES’nde de geçerli olmaktadır. Bu nedenle yeni nesil UES tasarımları esnasında optimum LRU adetleri düşünülerek sistem ana komponentleri belirlenmektedir. Bu nedenle LRU’lar her zaman için bir yedeğe ihtiyaç duydukları için LRU ağırlıkları büyük önem arzetmektedir. Kablo ağırlıklarını azaltmak konusunda da Panasonic ve Thales firmaları yeni çözümler önermektedirler. Her iki firmanında ürettiği fakat henüz havacılık sertifikasyon işlemleri devam eden wireless-kablosuz çözümler bulunmaktadır. Bunlar Panasonic eX2-wireless ve Thales i-8000 sistemleridir. Her iki firma kendi ürünlerini Boeing-787 uçağı için önermişler ve testlerine devam etmektedirler. Kablosuz çözümlerin ağırlık konusunda önemli miktarda avantajları olmasına karşın uçuş güvenliği açısından riskler ihtiva ettiği bilinmektedir. Uçaklarda cep telefon benzeri kablosuz sistemlerin otoritelerce kullanımının yasak olmasının sebebide bu olsa gerektir. Ayrıca kablosuz teknoloji standartları içerisinde IEEE 802.11a/b/g/n ve 802.15.3 standartları 2.4 GHz ve 5 Ghz frekanslarında yayın yapmaktadırlar. Bu frekanslar, çok yüksek frekans seviyelerinde olduklarından sertifikasyon testlerinden geçmeleri ve uçak aviyonik sistemleri ile etkileşim yapmadıklarının gösterilmesi zorluklar içermektedir. SONUÇ

Resim-5 LRU ağırlıklarının azaltılması, gelişen mikroişlemci teknolojilerine ve yüksek hızlarda çalışan hafıza birimlerine ihtiyaç duymaktadır. Özellikle işlemci hızları artık gigabit hızlarına yakın gelecekte terabit hızlarına çıkarak, hesaplama ve data transfer hızları artacaktır. Hafıza ünitelerine bakıldığı taktirde, mevcut UES’ndeki hafıza birimleri daha henüz yeni terabyte’lara çıkmış bulunmaktadır. Son zamanlarda özellikle Toshiba firmasının ürettiği çok küçük boyutlarda ve yüksek veri depolama özelliğine sahip

Teknolojinin hergeçen gün ilerlemesi UES’de de yeni çözümler üretmekte ve müşteri memnuniyetini arttırmaktadır. Özellikle yüksek çözünürlükte görüntü kalitesi ve uçuşta internet kullanımı gibi yeni istekler teknolojinin imkanlarını zorlamaktadır. Fakat bu zorluklara rağmen yeni jenerasyon UES bu zorlukların üstesinden gelecek ve çok yakın bir gelecekte bu sistemler hayatın alışılagelmiş öğelerinden biri olacaktır. KAYNAKLAR: [1] Emma Kelly, "New IFE systems for the Airbus A380 and Boeing 787", 2007. [2] Panasonic Corporation, http://www.mascorp.com [3] Thales Avionics, https://www1.online.thalesgroup .com/ col/inflight_entertainment/index.htm

258

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

HAVAALANI MASTER PLANLAMA SÜRECİNDE FİNANSAL PLANLAMANIN ÖNEMİ Ünal BATTAL1 e-posta: [email protected] 1

Anadolu Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, Sivil Hava Ulaştırma İşletmeciliği, 26480 ESKİŞEHİR

ÖZET Bu çalışmada ilk olarak havaalanı sistem planlaması incelenerek ICAO’ya göre master planlamanın temel süreçleri ortaya konulmuştur. Master planlama süreçlerinden finansal planlamanın havaalanı gelişim planlarındaki yeri ve önemine değinilerek finansal planlamada kullanılan kaynaklar ve dikkat edilmesi gereken önemli unsurlar incelenmiştir. I. GİRİŞ Bir havaalanı planı yapılabilmesi için öncelikle ulaştırma ana planının ve havacılık sistem planının yapılması gerekmektedir. Hava taşımacılığının diğer ulaşım türlerine göre daha maliyetli olması nedeniyle yeni havaalanı yapılması veya mevcut havaalanının geliştirilmesi için iyi bir planlama süreci gerekmektedir. II. HAVAALANI SİSTEM PLANLAMASI Havaalanı sistemi planlaması aşağıdaki şekilde görüldüğü gibi ulusal taşımacılık sistemi planlaması ve havacılık sistemi planlamasının bir diğer boyutudur[1].

Şekil 1. Havaalanı sistem planlaması [2]

Havaalanı sistem planlaması gerekli olduğu kadar son derece karmaşık işlemleri kapsayan bir süreçtir. Ulaştırma ana planı ulusal ekonomik durumun, politikaların, sosyo-ekonomik faktörlerin ışığında taşımacılık sistemlerinin planlamasının yapılmasıdır. Bu taşımacılık sistemlerinden bir tanesi olan havacılık sistem planlaması en üst seviyede gelişimin yönünün belirlendiği planlama sürecidir. Havacılık sistemini etkileyen ilk önemli unsur hava araçlarının üretimidir. Havacılık sistem planın ikinci unsuru ise hava araçlarına hizmet verecek altyapılar yani havaalanlarıdır. Havaalanı sistem planlamasında havaalanları için çeşitli seviyelerde planlar hazırlanır. Havaalanı ağları çözümlenir ve bu ağlar içerisinde her bir havaalanının rolü belirlenir. Bu role göre havaalanı master planları hazırlanır. Ulaştırma ana planı havayolu, demiryolu, karayolu, liman ve boru hattı sistem planlarını kapsayacak bir üst planlamadır. Ulusal taşımacılık planlaması olarak da adlandırılan ulaştırma ana planı genellikle uzun dönemleri kapsayacak şekilde oluşturulan stratejik planlardır. Ulusal taşımacılık planlaması emniyetli, etkin, verimli bir şekilde ulusal ve uluslararası bağlantılar, çevre ve güvenlik ile ilgili stratejik amaçları ortaya koyarak basit, akılcı ulaşım çözümleri sağlamalıdır[1]. Ulaştırma ana planı ile bütün taşımacılık taleplerini karşılamak için ulaşım türleri koordine edilir ve taşımacılık yatırımları dengeli bir şekilde planlanır. Havacılık sistem planlaması; havacılık sisteminin gelişimine rehberlik edecek amaç ve politikaları bir programa dönüştürmeyi amaçlayan süreçtir. Havacılık sistem planları genellikle geniş bir coğrafi alana yayılan havacılık faaliyetlerinin analizinde kullanılır[1]. Ayrıca planlamada nihai müşterilerin, ülkenin sosyal ve ekonomik karakteristiklerinin, ulusal ve küresel çevrenin ve sivil toplum kuruluşlarının büyük etkisi vardır. Havacılık sistem planlaması makro seviyede hava taşımacılığının gelişimini düzenler. Bölgelerin gerek duyduğu değişkenleri ve değişkenlere bağlı yatırımları araştırır. Havacılık sistem planlaması sürecinde kararlar

259

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

uygulandıktan sonra sistemin gelişimi izlenir ve gelişim planı tekrar hazırlanır. Teknik olarak başarılı bir planlama ile sistemin geliştirilebilmesi ve ilerletilebilmesi için öncelikle sistemin ilişkileri anlaşılmalıdır. Havaalanının işlevlerinin ve kapsamının derinlemesine anlaşılabilmesi için, havaalanlarına sistem olarak yaklaşmak gereklidir[2]. Havaalanı sistem planlamasının amacı her bir havaalanının kendi gelişimine uygun bir sistem planı oluşturmaktır[3]. Stratejik bir bakışla havaalanları sistemlerinin planlanabilmesi için havaalanlarının oluşturdukları ağlar tanımlanmalı ve havaalanlarının bu ağlar içerisinde oynadığı roller net olarak belirlemelidir[2]. Havaalanları, havaalanı sistemleri içerisinde yer almaktadır. Hiçbir havaalanı tek başına bir anlam ifade etmemektedir. Havaalanları bir veya birden fazla ağa bağlıdırlar. Bu yüzden havaalanı sistem planlaması yapılırken öncelikle havaalanı sistemlerinin sınıflandırılması gereklidir. Bu ağların ve sistemlerin her biri coğrafik olarak veya operasyonel olarak farklı şekillerde sınıflandırılabilir[4].

Hizmet El Kitabı (Doc. 9137) ve Hava Trafik Tahmin El Kitabı (Doc. 8991) kullanılmaktadır.

III. ICAO HAVAALANI PLANLAMASI Annex-14 altında havaalanı planlaması ile ilgili 3 bölümden oluşan el kitabı mevcuttur. 1. Bölüm: Havaalanı master planı (Doc. 9184-902 Part 1) hava alanı otoritelerinin master plan hazırlanmasına yardımcı olmak için oluşturulmuştur. El kitabında uzun dönemli havacılık tahminlerine göre havaalanı operasyonlarını, ekonomik ve diğer faktörleri değerlendirip havaalanının nasıl planlanması ve geliştirilmesi gerektiği ile ilgili bilgiler verilmektedir. Ayrıca el kitabı hava aracı işleticileri, ulusal ve yerel devlet planlamacıları, devlet kontrol otoriteleri (gümrük, göçmen bürosu, sağlık vb), ulusal ve yerel taşımacılık otoriteleri, hava aracı ve ekipman üreticileri ve uluslararası havacılık temsilcilerinin ihtiyaçlarını karşılamayı hedeflemektedir[5]. 2. Bölüm: Arazi Kullanımı ve Çevre Kontrolü (Doc. 9184-902 Part 2) Havaalanı faaliyetlerinin uygun hale getirilmesine, havaalanının çevreye verdiği zararın yönetilmesine, havaalanı yerleşim planlarının yapılmasına ve ekolojik dengenin korunmasına rehberlik ederek havaalanı çevresinin planlanmasını sağlamaktadır[6]. 3. Bölüm: Danışman ve Yapı Hizmetleri Rehberi (Doc. 9184-902 Part 3) havaalanı planlama sürecinde yer alacak danışmanların (personelin ve kuruluşların) seçimi ve havaalanı yapı hizmetlerinin yürütülmesi ile ilgili bir rehberdir[7]. Havaalanı planlaması ile ilgili el kitaplarının haricinde planlama standartlarının belirlenmesinde; Havaalanı Tasarım El Kitabı (Doc. 9157), Havaalanı

260

Tablo 1. Havacılık sistem planlaması, havaalanı sistem planlaması ve yapılması gerekli diğer planlamalar [3] PLANLAMA PLANLAMA PLANLAMA ADI SÜRECİ SEVİYESİ 1. Amaç ve Hedeflerin Belirlenmesi 2. Mevcut stratejik sistemlerin ortaya konulması 3. Uzun dönemli talep Havacılık analizlerinin yapılması Stratejik Sistem Planlama 4. Senaryoların Planlaması oluşturulması 5. Senaryoların değerlendirilmesi 6. En uygun havaalanı sistem planının seçilmesi

Havaalanı Sistem Planlaması

1. Mevcut havaalanı sisteminin ortaya konulması 2. Talep analizlerinin yapılması 3. Senaryoların oluşturulması 4. Havaalanı sisteminin gelişimi için seçeneklerin önerilmesi 6. Değerlendirme 7. En uygun havaalanı sistem planının seçilmesi

Her bir havaalanı için 1. Havaalanının Mevcut tesislerinin ortaya konulması 2. Talep analizi Havaalanı 3. Havaalanı gelişim Master seçeneklerinin ortaya Planlaması konulması 4. Seçeneklerin değerlendirilmesi 5. Seçeneklerden en uygununun seçilmesi

Havaalanı Gelişim Uygulama Planı

1. Farklı proje seçeneklerinin önerilmesi 2. Proje planlarının seçimi 3. Projenin en iyi şekilde yürütülmesi

Stratejik Planlama

Stratejik ve Taktik Planlama

Taktik ve Proje Planlama

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Bir havaalanının çevresindeki toprakların kullanımına, Havaalanının operasyonel ve yapısal olarak çevreye etkisinin belirlenmesine, Havaalanına gerekli ulaşım olanaklarının kurulmasına rehberlik etmelidir.

IV. ICAO MASTER PLANLAMA SÜRECİ Bir master plan havaalanına 4 temel yönde rehberlik edecek nitelikte olmalıdır[5]. Havaalanının fiziksel tesislerinin gelişimine (havacılık ve havacılık dışında kullanılan alanlarda),

Şekil 2 Havaalanı master planlama süreci [1]

Master planlama sürecinin içerdiği faaliyetleri ICAO aşağıdaki gibi özetlemektedir. A. Politika/eş güdümlü planlamanın yapılması; Proje hedef ve amaçlarının belirlenmesi, Çalışma programlarının, takviminin ve bütçelerinin geliştirilmesi, Değerlendirme ve karar alma biçimlerinin hazırlanması, Koordinasyon ve izleme prosedürlerinin kurulması, Veri yönetimi ve kamu bilgilendirme sistemlerinin kurulması, B. Ekonomik planlamanın yapılması; Havacılık pazarının karakteristikleri ve havacılık faaliyetleri tahminleri için analiz hazırlanması, Havaalanının alternatif gelişimi ile ilgili senaryolar oluşturularak fayda ve maliyet analizlerinin yapılması, Alternatiflerin ekonomik anlamda değerlendirilmesi ve rapor hazırlanmasıdır. C. Fiziksel planlamanın yapılması; Hava sahası ve hava trafik kontrol kapasitesinin planlanması, Havaalanı konfigürasyonlarının (yaklaşma alanları dahil) oluşturulması, Terminal binasının planlanması,

Elektrik, telefon ve haberleşme ağlarının planlanması, Destek ve hizmet tesislerinin planlanması, Yer ulaşım sistemlerinin planlanması, Genel toprak kullanım modellerinin oluşturulması. D. Çevresel Planlama; Havaalanının bulunduğu doğal çevre ile ilgili bitki örtüsü, vahşi hayat, iklim, topografik yapı gibi konuları kapsayan ve havaalanının çevreye etkisini içeren bir raporun hazırlanması, Havaalanı gelişiminin çevreye etkisinin incelenmesi, Havaalanı komşularının havaalanı gelişimi ile ilgili tutumları ve fikirlerinin belirlenmesi E. Finansal Planlama Havaalanı fon kaynaklarının belirlenmesi, Havaalanı gelişim alternatifleri ile ilgili finansal yapılabilirlik raporunun hazırlanması, Kabul edilen havaalanı gelişim planlarına göre öncelikli finansal planların ve uygulama programlarının hazırlanması. V. FİNANSAL PLANLAMA Yeni bir havaalanının kurulması veya genişlemesi aşamasında havaalanı işleticileri yasal, finansal, insan kaynakları, halkla ilişkiler, çevre, teknik, ticari ve operasyonel alanlarda farklı planlamalar yapmak

261

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

zorundadır. Havaalanı master planlama sürecinde alternatifler arasından seçilen planın başarıya ulaşmasının en önemli aşamalarından birisi finansal planın başarılı olmasıdır. Çünkü havaalanlarında yatırım maliyeti çok yüksek ve yatırımın geri dönüş hızı düşüktür. Master planlama sürecinde finansal planlama aşamasında yapılabilecek bir hata, havaalanı işletmesinin büyük bir başarısızlığa sürüklemesine sebep olabilir. Finansal planlama aşamasında havaalanının finansal yönünü etkileyen havaalanı sahipliği ve yönetimi; finansmanın temeli olan gelir ve giderler, finansman yöntemleri ve finansal planlama teknikleri master plan içerisinde yer almalıdır. Bir havaalanının büyüme ve yenileme projelerinin planlanabilmesi için öncelikle havaalanının günlük olarak nasıl finanse edildiğinin incelenmesi gerekir. Bu yüzden finansal planlama aşamasında gelir gider tablosu, nakit akış tablosu gibi çeşitli muhasebe tabloları yer alabilmektedir. Havaalanları, yatırım maliyetlerini finanse edebilmek için çeşitli kaynaklar kullanmaktadırlar.Havaalanı finansmanında kullanılan kaynakların en önemlisi havaalanının öz kaynaklarıdır. Söz konusu özkaynaklar havalanının gelir ve giderleri arasındaki farklardan ortaya çıkmaktadır. Finansal açıdan havacılık gelirleri aşağıdaki gibi özetlenebilir[8]: Havaalanı ve pist kullanım gelirleri: Bu ücretler pistin, taksi yollarının ve havaalanındaki diğer ilgili hizmetlerin kullanımı ile ilgilidir. İmtiyaz gelirleri: Bunlar havaalanlarında işletme açmak isteyenlerin ödediği kira ücretleridir. Bu ücretler işletmelerin kullandıktan alana ya da iş hacimlerine göre değişebilir. Yerel vergi geliri: Genel amaçlı belediye gelirlerinin, şehir konseyi tarafından havaalanına tahsis edilmesi yoluyla sağlanır. Ayrıca, o bölgedeki insanları kapsayan doğrudan vergilerle de havaalanları finanse edilebilirler. Tarımsal gelirler: Havaalanına bağlı arazilerin kiralanmasıyla ürün yetiştirenlerden alınan ücrettir. Endüstriyel park gelirleri: Birçok havaalanı gelirlerine katkıda bulunmak ve pistlerin yakınındaki arazinin uygun kullanımını sağlamak amacıyla endüstriyel parkların kurulmasını, geliştirilmesini teşvik etmekte ve buralardan gelir elde etmektedir. Madencilik gelirleri: Petrol gibi havaalanlarından çıkartılan madenler için alınan ücretlerdir. Bu ABD'de bazı şehirlerde çok önemli bir gelir kaynağı olabilmektedir. Havaalanı Finansman İhtiyacı Havaalanının her türlü ihtiyaçlarının giderilmesi için yapılan inşaatların ve diğer teknik alt yapı arçlarının maliyeti havaalanı finansman ihtiyacının temel nedenidir. Havaalanının genişlemesi ile beraber

operasyonlarında da artış olacaktır. Artan operasyonların yapılabilmesi için gereken yatırımlar havalanının finansman ihtiyacını ortaya çıkaracaktır. Finanse edilmesi gereken havaalanı operasyonlarını etkileyen önemli bir faktör havaalanının coğrafi konumudur. Bunun yanında genişleyen bir havaalanının kurtarma, yangınla mücadele, hava trafik kontrol, havaalanı güvenliği ile ilgili yatırımlarının da finanse edilmesi gereklidir. Havaalanı genişlemesine bağlı olarak havaalanı mali mesuliyet sigortası finanse edilmesi gereken diğer bir unsur olarak havaalanı yönetiminin karşısına çıkmaktadır.Ulusal yasalarla berilenen havaalanı mali mesuliyet sigortası kapsamı havalanlarının büyüklüklerine göre yıllık milyonlarca dolar maliyeti olan ve finanse edilmesi gereken önemli bir kalemdir. Havaalanı Finansman Yöntemleri Havaalanı finansman ihtiyacını karşılamak için ülkeler farklı yöntemler kullanabilmektedir. Havaalanı finansmanı, havaalanı sisteminin işletimi, mülkiyeti ve ülkelerin yasaları ile doğrudan ilgilidir. Havaalanı master planlama kapsamında finansal planlamaya bir çerçeve belirleyebilmek için A.B.D., A.B. ve Türkiye’de havaalanı finansman yöntemleri incelenmelidir. A.B.D.’de Havaalanı Finansmanı: A.B.D.’de sivil havaalanlarının işletilmesi eyalete ve yerel hükümete bırakılmıştır. Havaalanı sayısının fazla olmasından dolayı havacılıktaki serbest piyasanın gelişmiş olduğu A.B.D.’de farklı havaalanı finansman yöntemleri geliştirilmiştir. Bu finansman yöntemleri aşağıdaki gibi özetlenebilir[8]. Havaalanı gelirleri: Havaalanı müşterilerinden alınan kira, katkı, yaklaşma ücretleri ile havaalanı imtiyazlarından oluşmaktadır. Havaalanı fonu: Havaalanı işletmelerini desteklemek için devletin oluşturduğu fondur. A.B.D.’de iki alt kategorisi vardır. Havaalanı ve havayolu bakım fonu: Bu fon havaalanı kullanıcılarından ve havayolu sistemini kullananlardan (uçak biletine, yakıtına, kargo navlun bedeline eklenen vergiler gibi) alınan vergilerdir. Havaalanı gelişim programı: Ulaştırma ana planında yer alan havaalanı planlama, havaalanı geliştirme, havaalanı kapasitesinin arttırılması ve gürültü uyum programları kapsamında devletin havaalanlarına fon aktarmasıdır. Eyalet blok yardım programı: Eyalet havaalanı sistem planlaması kapsamında planlanan havaalanı gelişimlerine, eyalet yönetimlerinin fon aktardığı bir yardım programıdır. Yolcu hizmet ücretleri: Ulusal hava ulaşım sisteminin emniyetini, güvenliğini ve kapasitesini

262

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

korumak, havaalanlarının faaliyetlerinden kaynaklanan gürültüyü ve etkilerini azaltmak ve hava taşıyıcıları arasındaki rekabeti kolaylaştırmak için hazırlanan havaalanı projelerinin finansmanının bir kısmı yolcudan alınan hizmet ücretleri ile karşılanmaktadır. Havaalanı bono piyasaları: A.B.D.’deki havaalanlarının neredeyse tümüne yakını finansman gereksinimlerini borçlanarak gidermektedirler. Borçlanma çoğunlukla bono çıkarma şeklinde olmaktadır. Devlet ve otorite yardımları: Hava taşıtları tescil vergisi, havaalanı lisans vergileri, pilot tescil vergileri ve havaalanı işletmecilerinden alınan gelir vergisinin bir kısmı havaalanı gelişim projelerinin finansmanı için havaalanlarına aktarılmaktadır. Yap-İşlet tipi finansman: Yaygın olarak kullanılan bu finansman türü havaalanlarındaki hangarlar, yakıt dağıtım sistemleri, terminal binaları ve oteller gibi bazı özellikli tesislerin finansmanında kullanılan bir yöntemdir. Faiz gelirleri: 1980’lerden önce sıkça kullanılan bir yöntem olan faiz gelirleri, havaalanlarının yaptıkları tasarrufu yüksek faizli kamu finansman bonolorı ile değerlendirerek gelir elde etme prensibine dayanmaktadır. Havayolu şirketleri, üçüncü şahıslar ve diğer kaynaklar: A.B.D.’de havaalanlarının birçoğunda havayolu şirketleri kendi terminal binaları ve destek ünitelerini inşa edebilmekte ve işletebilmektedirler. Bunun dışında üçüncü şahıslar da kargo, yakıt ve diğer teknik üniteleri yapıp işletebilmektedir. Avrupa Birliği’nde Havaalanı Finansmanı: 1990’lardan sonra yaşanan ekonomik ve siyasal değişimler sonucunda Avrupa devletlerinin havaalanları işletmeciliği konusundaki hizmet üreten ve işleten olma rolü, politika belirleyen ve serbestliği teşvik eden devlet anlayışına dönüşmüştür. Avrupa’daki havaalanlarında yaşanan bu değişimler sonucunda artan finansman gereksinimi için farklı finansman yöntemleri kullanılmıştır. Örneğin, 1986 yılında imzalanan Airport Act ve White Paper anlaşmasıyla İngiliz Havaalanları Otoritesi BAA bir limitet şirkete dönüştürülmüştür. Şirket hisseleri önce tamamen devletçe alınmış ve Londra Borsasında işlem görmeye başlamıştır. Bunun yanında Almanya’da havaalanları, bağımsız işletmeler olarak havaalanı şirketlerince çalıştırılmaktadır. Bu havaalanı şirketlerinin çoğunluğu eyalet ve yerel yönetimlerin, kalan kısmı ise federal devletin mülkiyetindedir. Avrupa Birliği olarak taşımacılık alt yapısının geliştirilmesi için havaalanı gelişim projelerine çeşitli fonlar ile finansal destek vermektedir. Bu fonları aşağıdaki gibi sıralamak mümkündür[8]:

263

Avrupa bölgesel kalkınma fonu (ERDF-The European Regional Development Fund): Birliğin yapısal en büyük 4 fonundan bir tanesi ERDF’dir. 1994-1999 yılları arasında taşımacılık alt yapısının finansmanı için üye ülkelere 13,9 milyar Euro kaynak sağlanmıştır. İtalya, İrlanda ve İspanya, ERDF fonlarından yararlanarak havaalanı alt yapısı gelişim projelerini finanse etmişlerdir. Uyum fonları: Birliğe üye olduktan sonra kullanılabilecek bir fondur. 2000-2006 döneminde 18 milyar Euro’luk uyum fonun %50’si taşımacılık alt yapısının finansmanına ayrılmıştır. Uyum fonları genelde yeterli yolcu akışı olan, büyük uluslararası havaalanlarının iyileştirme projelerini finanse etmekte kullanılmıştır. Örneğin, Yunanistan 4 hava trafik kontrol ünitesinin, Portekiz Madeira’daki Funchal havaalanının gelişimi için 160 milyon Euro’luk finansmanını uyum fonlarından karşılamıştır. ISPA (Instrument for Structural Policy for PreAccession): Birliğe katılmaya hazırlanan aday ülkeler için oluşturulmuş taşımacılık ve çevre projelerine yardımlar yapan hibe şeklinde bir fondur. 2000 yılından bu yana havaalanı alt yapı projelerine yardım sağlamaktadır. Bununla birlikte havaalanlarına verdiği destek çok kısıtlıdır. Örneğin Sofya havaalanının yolcu terminal projesine ISPA ile 50 bin Euro’luk bir hibe gerçekleştirilmiştir. Phare programı: Birliğe en son katılan 10 aday ülkeyi kapsayan bir destek programıdır. Bu program büyük alt yapı yatırımlarını da kapsayan yatırım desteği ve yönetsel iyileştirme konularına odaklanmıştır. Yıllık 1,5 milyon Euro’luk bir bütçeye sahiptir. Örneğin, Estonya’nın Tallinn havaalanı yolcu terminali ve diğer gelişim projeleri için Phare programından 2,5 milyon Euro’luk finansal destek sağlanmıştır. TEN-T projeleri (Trans –European Networks for Transport): 220 milyar Euro maliyeti olan Avrupa’daki deniz yolu, demir yolu ve karayolu ulaşım ağlarının alt yapısının planlandığı bir projedir. Lizbon havaalanı projesine finansal yardımda bulunmuştur. Fakat, daha çok havaalanlarına erişim imkanları kapsamında havaalanının demiryolu, karayolu bağlantıları için yapılmış projeleri finanse etmektedir. Avrupa Yatırım Bankası (EIB –European Invest Bank): Avrupa Birliği’nin uzun dönemli projelerinin finansmanını sağlayan bir koludur. EIB, Avrupa’daki havaalanı alt yapı projelerinin finansmanı için uzun dönemli kredi sağlayan en büyük kaynaktır. Örneğin 1994-1999 yılları arasında Portekiz’de yapılan havaalanı yatırımlarının tamamı, Yugoslavya’daki Belgrad, Podgorica ve Tivat havaalanlarının gelişim

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

projelerinin 48 milyon Euro’luk kısmı EIB tarafından finanse edilmiştir. Türkiye’de Havaalanı Finansmanı: A.B.D. ve Avrupa Birliği’nde mülkiyet ve işletme çoğunlukla özel sektöre devredildiği için birçok finansman yöntemi kullanılabilmektedir. Bunun yanında devlet elindeki havaalanlarında ise halka açılma gibi yöntemlerle finansman sağlanmaktadır. Fakat Türkiye’de mülkiyet ve işletme yapısı nedeniyle havaalanlarının çoğunluğu kamu yatırımlarıyla finanse edilmeye çalışılmaktadır. Son on yıldır özelleştirme çalışmaları kara tarafında terminal boyutuyla başlatılmıştır. Fakat henüz havaalanı kullanıcılarından alınan gelirleri doğrudan havaalanı geliştirme ve yenileme projelerine aktaran bir model mevcut değildir. Havaalanları elde ettikleri gelirleri hazineye devrettikten sonra havaalanı yatırımları için DPT (Devlet Planlama Teşkilatı) ve YPK (Yüksek Planlama Kurulu) kararı ile gelişimlerini finanse edebilmektedirler. Havaalanı Finansman Planının Hazırlanması Master planlamada alternatif planlamadan sonra ayrıntılı uygulama planları hazırlanır. Hazırlanan uygulama planları faaliyet tahminleri de dikkate alınarak finansal olarak değerlendirilmeye tabi tutulur. Finansal planlama aşaması temel olarak aşağıdaki adımları içerir[19]: Hava trafik tahminlerinin gözden geçirilmesi, Alternatif gelişim planları sonunda karar verilen gelişim programının toplam maliyetinin ortaya çıkarılması, Nakit akış gereksiniminin ve yatırımın geri dönüş hızının incelenerek havaalanının finansal performansının değerlendirilmesi ve yapılabilirlik analizinin hazırlanması, Havaalanı yatırımının operasyonel bütçesi, proforma bilançosu, tahmini nakit akış tabloları gibi muhasebe tabloları ile ortaya konulması, finansal kaynakların araştırılması ve fayda maliyet analizinin yapılması, Enflasyon, faiz oranları, kur gibi olası finansal risklerin; tahmin edilen gelirin azalmasına neden olabilecek ani trafik değişimleri, rekabet gibi ticari risklerin ve inşaat gecikmeleri gibi teknik risklerin hesaplanarak finansal planlamanın oluşturulması.

sistemin dar bir şekilde tanımlanması sistemin farklı yönlerinin göz ardı edilmesine sebep olmaktadır. Örneğin politik ayrılıklar, talep dalgalanmaları, hava araçlarının teknolojilerindeki değişime bağlı olarak havaalanlarının rollerinin değişimi gibi konuların dikkate alınmadığı dar sistem planlamalarında planlanan ve gerçekleşen durumlar arasındaki fark çok büyük olmaktadır. Bu ise hedeflerden sapmalara neden olmaktadır. Dolayısıyla finansal planlar etkin olarak uygulanamamaktadır. Havaalanı master planlama kapsamındaki aşamaların ve planların başarısı değerlendirmelerin geniş bir çerçevede iyi bir şekilde irdelenmesiyle mümkün olabilecektir. KAYNAKLAR [1] S. Savaş Ateş, Havaalanı Master Planlama Yaklaşımları ve Dünyadaki Diğer Havaalanlarında Uygulaması, (Eskişehir: Sosyal Bilimler Enstitüsü Sivil Havacılık Ana Bilim Dalı Yüksek Lisans Tezi, 2008) [2] Robert E. Caves ve Geoffrey D. Gosling, Strategic Airport Planning,(Amsterdam: Pergamon, 1999) [3] Norman Ashford ve Paul H. Wright, Airport Engineering, (3. Baskı, New York: A WileyInterscience Publication, 1992) [4] Richard de Neufville ve Amedeo Odoni, Airport Systems, (New York: McGrow Hill Comp. Inc. 2003) [5] International Civil Aviation Organization General Secretary (9184-AN Part 1) (2th Edition, Montreal: 2000) [6] International Civil Aviation Organization General Secretary, Airport Planning Manual Doc 9184-AN Part 2, (3th Edition, Montreal: 2002) [7] International Civil Aviation Organization General Secretary, Airport Planning Manual Doc 9184-AN Part 3, (1th Edition, Montreal: 1983) [8] Ünal Battal, “Bir Kamu Yatırımı Olarak Havaalanı Mülkiyet Yapısı ve Finansman Kaynakları”, (AMME İdaresi Dergisi, Cilt 39, Sayı 3, 3 Eylül 2006) [9] International Air Transportation Association, Airport Development Reference Manual, (9th Edition, Montreal: 2004)

VI. SONUÇ Havacılık gibi çok boyutlu ve kapsamlı sistemlerin anlamlı analizlerinin yapılabilmesi her zaman mümkün değildir. Çünkü sistemi etkileyen doğal unsuların birçoğunun farklı tetikleyicileri vardır. Örneğin uçuşların artmasının bölge ekonomisine sağlayacağı yararlar tam olarak hesaplanamaz. Diğer yandan

264

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

BİLGİ TEKNOLOJİLERİNİN HAVAYOLU ENDÜSTRİSİNE ETKİLERİ Yrd.Doç.Dr Ferhan KUYUCAK e-posta: [email protected] Anadolu Üniversitesi - SHYO - Sivil Hava Ulaştırma İşletmeciliği Bölümü, 26470 ESKİŞEHİR

ÖZET Bilgi teknolojileri tüm iş dünyasında olduğu gibi havayolu endüstrisini de çok boyutlu olarak etkilemekte ve yapısını değiştirmektedir. Bu çalışmanın amacı, havayolu endüstrisini bilgi ve bilgi teknolojisi boyutunda inceleyerek, bilgi teknolojilerinin havayolu endüstrisine etkilerini endüstri, firma ve strateji bazında tartışmaktır. I. GİRİŞ Tarım ve endüstri devrimi aşamalarını geçiren dünyamız bilgi devrimini yaşamaktadır. Endüstri toplumunun doğuşunda buhar makinesi, motor gibi enerji teknolojisinin oynadığı rolün bir benzeri bugün bilgi teknolojileri ile yinelenmekte ve günümüz toplumunu bilgi toplumuna dönüştürmektedir. [1] Yaşadığımız çağa adını veren bilgi, yaşamın her alanında derin etkiler yaratmakta; bu süreçte dünya ekonomisi de bilgi ekonomisine dönüşmektedir. İşletme faaliyetlerinin gerçekleştirilebilmesi için bilgiye duyulan gereksinim, geçmişten günümüze var olan bir olgu olmasına karşın, günümüzün işletmeleri için bilgi, diğer üretim faktörlerinin tamamlayıcı unsuru olmaktan çıkarak temel üretim faktörü haline gelmektedir. Yeni ekonomide bilgi, stratejik üstünlük sağlayan yegâne kaynak olma yolundadır.[2] Bilgiyi bu derece önemli bir stratejik varlık haline getiren unsur, teknoloji alanında yaşanan devrim niteliğindeki gelişmelerdir. Özellikle bilgi ve iletişim alanında yaşanan teknolojik ilerlemeler bilginin üretimini ve paylaşımını kolaylaştırdıkça bilginin önemi daha da artmaktadır. Bilgi teknolojisi terimi ile verilerin yaratılması, depolanması ve işlenmesi amacıyla kullanılan her türlü yazılım, donanım ve uygulamalar ifade edilmektedir. Bilgi ve iletişim teknolojileri terimi ise ses, metin ya da görüntü şeklindeki verilerin yazılım, donanım, ağlar ve medya aracılığıyla toplanması, depolanması, işlenmesi, iletilmesi ve sunulmasını ifade etmektedir. [3] Bilgi ve iletişim günümüzde ayrılmaz bir bütün haline geldiklerinden bu çalışmada bilgi teknolojileri (Information Technologies-IT) ifadesi, iletişim

teknolojilerini de (Information and Communication Technologies-ICT) kapsayacak şekilde kullanılacaktır. Günümüzde hemen her sektörün ayrılmaz bir parçası haline gelen bilgi teknolojileri aslında havayolu endüstrisi için çok da yeni uygulamalar değildir. Bilgisayar ortamında rezervasyon ve bilet satışına olanak sağlayan bilgisayarlı rezervasyon sistemleri (Computerized Reservation Systems-CRS) daha 1960’larda uygulamaya konulmuştur. Rezervasyon, satış ve stok takibi gibi işlemlerin elle yapılması sürekli büyüyen bir sektörde gün geçtikçe olanaksız hale geldiğinden bu sistemlerin arayışlarının 1950’lere hatta daha da eskilere gittiği görülmektedir. Gitgide geliştirilen ve 1970’lerde yaygınlaşmaya başlayan CRS’ler daha sonraları küresel dağıtım sistemlerine (Global Distribution Systems-GDS) dönüşmüş ve havayollarıyla seyahat acenteleri arasındaki bilgi alışverişinin temel aracı durumuna gelmiştir[4,5]. Daha sonra sadece rezervasyon ve satış amaçlı sistemlerin yanında birçok yeni bilgi teknolojisi uygulamaya konmuştur. Bilgi teknolojilerinden ilk ve en geniş kapsamlı yararlanan sektörlerden biri olarak bilgi teknolojilerinin havayolu endüstrisinde yaratmış olduğu değişimlerin incelenmesi önemlidir. II. BİLGİ TEKNOLOJİLERİNİN ETKİLERİ Parsons, bilgi teknolojilerinin etkilerini üç düzeyde ele almaktadır: endüstri, firma ve strateji düzeyi. Endüstri düzeyinde bilgi teknolojileri endüstrinin ürün ve hizmetlerini, pazar yapısını ve üretim ekonomisini değiştirmek suretiyle etkili olmaktadır. Firma düzeyinde alıcılar, tedarikçiler, ikame ürünler, yeni girenler ve rakiplerden oluşan rekabetçi güçler üzerinde etkili olmaktadır. Strateji düzeyinde ise, düşük maliyet liderliği, ürün farklılaştırma ya da pazar ya da niş ürünlerde yoğunlaşma stratejilerine etkileri ile firmanın stratejisini doğrudan etkilemektedir. [6] Bilişim teknolojilerinin bu üç düzeydeki etkileri, önce genel olarak, ardından havayolu endüstrisi bazında ele alınacaktır.

265

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ 2.1. Endüstri Düzeyindeki Etkiler Bilgi teknolojilerinin endüstri düzeyindeki etkileri ürünün ve üretim sürecinin diğer bir deyişle değer zincirinin bilgi yoğunluğuna göre farklılık göstermektedir. Değer zinciri yaklaşımı Porter tarafından rekabetçi avantaj sağlamada teknolojinin rolünü ortaya koymada temel araç olarak ortaya atılmıştır. Buna göre işletmeyi, bir dizi teknolojiden oluşan bir dizi faaliyetin toplamı olarak tanımlamak olanaklıdır. Değer zinciri işletmenin iç operasyonlarının rekabetçilik açısından analizi amacıyla kullanılır ve tasarım, üretim, pazarlama, satış ve satış sonrası hizmetleri temel faaliyetler, diğer faaliyetleri ise destek faaliyetleri olarak ayırır.[7] Şekil 1’de çeşitli endüstrilerde bilginin rolü ve yoğunluğundaki farklılıklar ürün ve süreçlerdeki bilgi açısından karşılaştırmalı olarak yoğunluğu

gösterilmektedir. Bilgi yoğunluğunun ve teknolojinin rolü ve önemi endüstrilere göre farklılık göstermektedir. Örneğin bankacılık ve sigortacılık sektörü her zaman bilgi yoğun sektörler durumundadır. Bu gibi endüstriler, elektronik veri işleme süreçlerinin ilk ve en hevesli kullanıcıları olmuşlardır. Buna karşın çimento ve madencilik gibi diğer bazı endüstriler ise, değer süreçlerinde fiziksel süreçlerin baskın olduğu işletmelerdir. [8] Porter ve Millar havayollarını gerek ürünün gerekse değer zincirinin bilgi yoğunluğu açısından yüksek düzeydeki endüstriler arasına yerleştirmişlerdir. Bilgi teknolojilerindeki gelişmeler bilgi yoğun endüstrileri çok derinden etkilerken, fiziksel süreçlerin yoğun olduğu bilgi yoğun olmayan endüstrilerin de fiziksel süreçlerinde dönüşümler meydana getirmektedir. [8]

Değer Zincirinin Bilgi Yoğunluğu

Ürünün Bilgi Yoğunluğu Yüksek Petrol arıtma

Düşük

Bankacılık Medya Havayolları

Çimento

Düşük

Yüksek

Şekil 1. Endüstrilere Göre Bilgi Yoğunluğu Matrisi Küresel ve çok bileşenli bir endüstri olarak hava taşımacılığı endüstrisi her şeyden önce bir bilgi endüstrisidir. Hava taşımacılığı endüstrisinde bilgi, farklı ve coğrafi olarak birbirinden ayrı mal ve hizmet üreticilerini bir arada tutan birleştirici bir unsurdur. Bu farklı taraflar bir ağ şeklinde örgütlenmişlerdir ve aralarındaki bilgi, iletişim ve hizmet akışı ile nihai ürün ortaya çıkmaktadır. Havacılık bilgi hizmetleri (AIS), hava seyrüsefer sistemleri ve benzeri sistemler hava taşımacılığının yapısında doğal olarak verilmesi gereken hizmetlerdir. [2] Hava taşımacılığı sisteminin nihai çıktısı olan emniyetli ve etkin hava taşımacılığının gerçekleşebilmesi için düzenleyici ve denetleyici ulusal ve uluslararası otoriteler, üretici firmalar, havayolları, havaalanları, yer hizmeti işletmeleri, eğitim kuruluşları, dağıtım kuruluşları, bakım kuruluşları ve nihai tüketici olarak sıralanabilecek tüm sistem elemanları arasında kusursuz bir bilgi akışının sağlanması gerekmektedir. Bu açıdan henüz ticari hava taşımacılığının gelişmediği dönemlerde bile, yüksek hacimdeki

bilginin doğru, zamanında ve güvenilir biçimde akmasının hava taşımacılığının temel gerekliliklerinden biri olduğu kabul edilmiştir. Günümüzün yüksek ölçüde rekabete açık ticari hava taşımacılığında ise, tüm bunlara ek olarak işletmenin varlığını sürdürebilmesi için bilgi hayati önem taşır hale gelmiştir. Bilginin bu derece yaşamsal önem taşıdığı bir çerçevede, farklı birimlerde üretilen ve hızlı ve doğru biçimde diğer süreç elemanlarına iletilmesi gereken bilginin elde edilmesinde, işlenmesinde, iletilmesinde ve depolanmasında bilgi teknolojilerinin kullanımı sürecin doğal bir parçası haline gelmektedir. Bu çerçevede bilgi teknolojileri bazı sektörlerde kolaylaştırıcı etki gösterirken; havayolu endüstrisi için bu etki dönüştürücü nitelikte olmaktadır. 1976’da AB.D.’de ilk CRS’lerin seyahat acentelerine bağlantılarının sağlanmasını izleyerek, bu sistemler havayolu bilet rezervasyon ve satış sürecinin temel elemanları haline gelmişlerdir.[9] Bilgi teknolojisi işin

266

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ yapılmasını kolaylaştırmakla kalmamış; doğrudan işin yapılış biçimi haline gelmiştir. İnternet yeni endüstriler yaratmakla kalmamakta, mevcut endüstrilerin de yeniden biçimlenmesine neden olmaktadır.[10] 1990’larda bilgi ve iletişim teknolojilerindeki hızlı gelişme ve özellikle internet havayollarına da yeni fırsatlar sağlamıştır. Bunun görünen yüzü; 1) internet yoluyla satış ve dağıtım, 2) elektronik biletlemedir. E-ticaretin bu yeni araçları ile havayollarına yepyeni bir elektronik pazar doğmuştur. Havayolları 1990’ların başından itibaren, önce GDS’lerdeki hisselerini satarak, onları bağımsız işletmeler haline getirmiş, daha sonra kendi web sitelerini kurmak ya da Orbitz, Expedia, Travelocity, Priceline, Otopenia gibi ortak bilet satış siteleri oluşturmak suretiyle seyahat acentelerini yavaş yavaş devreden çıkarmaya başlamışlardır.[5] Böylece seyahat acentelerinin havayolu dağıtım sürecindeki etkinliği azalırken, havayolu endüstrisinde bir aracısızlaşma dönemi başlamıştır. İnternet mevcut havayollarının dağıtım maliyetlerini azaltırken; aynı zamanda düşük-maliyetli olarak adlandırılan havayolu işletmecilik biçiminin ortaya çıkmasına da öncülük etmiştir. İnternetin ticari amaçla kullanımından önce de düşük maliyet kavramını uygulayan havayolları bulunsa da internet devrimi ile birlikte düşük maliyetli taşımacılık havayolu endüstrisinin hızla büyüyen bir dalı haline gelmiştir. Örneğin 1996 başında internet üzerinden bilet satışına başlayan Southwest’in acente yoluyla bilet satış maliyeti bilet başına $10 iken, web sitesinden satışın maliyeti yalnızca $1 olarak gerçekleşmiştir[11,5]. Böylece elektronik biletleme havayolu endüstrisi için birim maliyetlerini düşürmek yoluyla üretim ekonomisini etkilediği görülmektedir. İnternetin ve diğer bilgi teknolojilerinin havayolu endüstrisindeki geniş kapsamlı etkilerinden bir diğeri ise, son dönemlerde gitgide artan kendine kendine hizmet (self-service) uygulamalarıdır. Bu şekilde personele gerek kalmadan elektronik rezervasyon, biletleme, check-in uygulamaları yerine getirilmektedir. Kendi kendine hizmet uygulamaları

sayesinde havayolları maliyetlerini azaltırken, müşteriler için de daha basit ve hızlı bir hizmet sunum olanağı doğmaktadır. Kendi kendine hizmet uygulamalarının gelecekte çok daha yaygın uygulamalara dönüşeceği öngörülmektedir.[12] 2.2. Firma Düzeyindeki Etkiler Bilgi teknolojilerinin firma düzeyindeki temel etkileri işletmenin iş yapma biçimini değiştirmek yoluyla gerçekleşmektedir. Kurumsal Kaynak Planlaması (Enterprise Resource Planning-ERP), intranet, ekstranet, internet ve diğer bilgi teknolojisi uygulamaları işletmenin içsel ve dışsal süreçlerinde kullanılmaktadır. Hatta bu uygulamaların bir adım daha ileri götürülerek Kurumsal Uygulama Mimarisi şeklinde bütünleştirildiği de görülmektedir. Şekil 2’de Kurumsal Uygulama Mimarisi (Enterprise Application Integration-EAI) görülmektedir.[13] Müşteri ilişkileri yönetimi (Costumer Relationship Management-CRM) ve tedarik zinciri yönetimi (Supply Chain Management-SCM) yazılımları, veri tabanı havuzları, intranet ve ekstranetler de günümüzde işletme sistem bütünleşmesinde çeşitli şekillerde kullanılan uygulamalardır. [14,2] Bugünün iş dünyasında işletme bilgi sistemi uygulamaları işletme sınırlarını aşarak müşterileri, tedarikçileri, iş ortaklarını ve elektronik pazaryerlerini kapsayacak biçimde genişlemekte ve bu amaçla çok çeşitli uygulamalardan yararlanılmaktadır.[15,2] Havayolları yoğun biçimde çeşitli içsel ve dışsal bilgi sisteminden faydalanmaktadır.[16,17] Uçuş tarife yönetimi, ekip planlaması, operasyonal kontrol, bakım planlama, istasyon kontrol, kargo takip, muhasebe finans gibi işlevsel bilgi sistemleri ve karar destek sistemleri içsel sistemler ve intranetlere örnek olarak verilebilir. Bilgisayarlı rezervasyon sistemleri aslında dışsal sistemler olup, aynı zamanda stok yönetimi, pazarlama ve satış, gelir ve hâsılat yönetimi, biletleme ve kalkış kontrol amaçlarına da hizmet etmektedir

Tedarikçiler

Müşteri İlişkileri Yönetimi Pazarlama - Satış - Hizmet

Müşteriler

Şekil 2. Kurumsal Uygulama Mimarisi

267

Ortaklar

Kurumsal Kaynak Planlama İçsel İşletme Süreçleri

Ortak İlişkileri Yönetimi Satış - Dağıtım

Bilgi Yönetimi İşbirliği - Karar Desteği

Çalışanlar

Tedarik Zinciri Yönetimi Satın Alma - Tedarik

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Hava taşımacılığı sisteminin her elemanı faaliyetleri için ağır biçimde dışsal partnerlere yani sistemin diğer elemanlarına bağımlıdır. Dolayısıyla üretim zincirindeki her işletme birbirlerinin tedarikçisi ve müşterisi durumundadır. Tüm havayolları faaliyetleri için havaalanı altyapısına gereksinim duyarlar. Bundan dolayı, havayollarının iniş slotlarının ve kapıların istenmesi, iniş ve kalkışlar konusunda bilgilenme, gecikme durumunda slot değişikliği, uçuş yollarının bildirilmesi ve operasyonlarının koordinasyonu için havaalanı ve hava trafik kontrol sistemleriyle etkileşimlerini sağlayacak uygun sistemleri geliştirmeleri gerekmektedir. Ayrıca havayolunun tedarikçilerinin en önemlilerinden biri olan yer hizmeti işletmeleri yakıt temini, check-in, yük kontrolü, ikram ve temizlik gibi işlevleri havayolu adına yerine getirmektedir.[2] Bunlar ve diğer tüm partnerleri ile etkili iletişimi sağlamak üzere kurulan ekstranetler havayolu açısından büyük faydalar getirmektedir. Bunun yanı sıra havaalanı operasyonlarında kullanılan CUTE (Common Use Terminal Equipment), bagaj yönetim, kayıp bagaj takip ve güvenlik sistemleri de havayollarının etkinliğini artırmaktadır. İnternet havayolları için her türlü işlevsel alanda büyük fırsatlar vaat etmekte ve gün geçtikçe e-ticaret başta olmak üzere diğer işletme süreçlerini de etkilemektedir.[18] Kendi kendine hizmet kiosk uygulamaları, yolcuların bir görevli için kuyrukta beklemeden, rezervasyon, check-in, boarding kartı alma, yer seçme, sık uçucu millerini kontrol etme, bir üst sınıfa yükselme taleplerini gerçekleştirme, bilet satınalma, e-bilet makbuzlarını alma ya da bagaj checklerini yapma gibi uygulamaları yapabilmelerini olanaklı kılmaktadır. Her geçen gün daha fazla havayolu havaalanlarında kendilerine ait kiosklar kurma yoluna gitmektedir. Mobil ticaret ise havayolu endüstrisi için pek çok fırsat vaat etmektedir. Mobil telefonlar, kişisel dijital asistanlar (PDA) ve diğer kablosuz araçlar halen uçuş araştırma ve rezervasyon, uçuş değiştirme, güncellenmiş iniş ve kalkış bilgisini alma, hızlı check-in ve doğrudan yer seçebilme amacıyla kullanılmaktadır. [16,17] Görüldüğü üzere bilgi teknolojileri havayolu hizmet üretim sürecinin her aşamasında yoğun biçimde kullanılmaktadır. Bu nedenle bilgi teknolojilerinin firma düzeyindeki etkilerinin havayolu işletmeleri için daha belirleyici nitelikte olması, beklenen bir durumdur. Bilgi teknolojilerinin firma düzeyindeki etkilerini analizde Porter’ın “Beş Güç Modeli” uygun bir çerçevedir. Porter’a göre bir işletmenin kârlılığını belirleyen ve endüstri yapısını oluşturan beş temel faktör bulunmaktadır. Bunlar, rekabetin şiddeti, alıcıların gücü, tedarikçilerin gücü, ikame ürünler ve piyasaya yeni girişlerdir.[7] CRS’ler ve internet başta olmak üzere bilgi teknolojilerinin havayolu endüstrisi için firma düzeyinde özellikle piyasaya girişte ve rekabette yaratmış oldukları etkiler engel ve

kolaylıklar olarak ortaya çıkmaktadır. Havayolu endüstrisinin yoğun biçimde ulusal ve uluslararası düzenlemelere bağlı bir endüstri oluşu gibi sektörel engelleri dışarıda tutarak yapılacak bir değerlendirmede, CRS’lerin yüksek düzeydeki yatırım maliyetleri nedeniyle her havayolu tarafından kurulamaması ve CRS’lerde yer almamanın havayolları için sektörde var olmama gibi bir anlam taşıması nedeniyle 1990’lara kadar olan dönemde piyasaya giriş engellerini artırdıkları söylenebilir. Özellikle CRS sahibi havayolu için bu, başlangıçta çok stratejik bir üstünlük yaratmıştır. Daha sonra diğer rakiplerin çıkması ile bu durumun stratejik etkisi nispeten azalmış ve birkaç GDS firması sektöre hakim duruma gelmiştir. İnternetle birlikte pazara giriş engellerinin özellikle pazarlama ve satış maliyetlerinin minimuma indirilmesi yoluyla azaldığı söylenebilir. Bilgi teknolojilerinin yaygınlaşması tedarikçilerle havayolu arasındaki ilişkileri de etkilemiş, her iki taraf için de alternatif arama ve seçme sürecini kolaylaştırmıştır. Yer hizmetleri gibi genellikle tedarikçi sayısının kısıtlı ve tedarikçi değiştirme maliyetlerinin yüksek olduğu durumlarda etkileri kısıtlı olsa da bilgi teknolojilerinin özellikle hammadde ve malzeme temini açısından havayolunun pazarlık gücünü artırması söz konusudur. İnternet özellikle alıcıların yani havayolu müşterisinin gücünü de önemli ölçüde artırmıştır. Yolcunun havayolu ya da seyahat acentesine bağımlılığı azalmış, alternatifleri değerlendirme ve en uygun olanı seçme parmağının ucuyla yapılabilecek bir işlem haline gelmiştir. İnternet ve diğer bilgi teknolojilerinin bu olumlu etkilerinin yanında endüstri düzeyinde olumsuz etkileri de olabilmektedir. İnternet ve telekonferans gibi sistemlerin gitgide yaygınlaşması özellikle iş amaçlı havayolu taşımacılığına olan talep üzerinde negatif etki göstermektedir. Çok yüksek oranlarda olmamakla birlikte seyahat etmek yerine bu yöntemlerle iletişim kurmayı ve toplantılar düzenlemeyi tercih eden işadamlarının sayısı her geçen gün artmaktadır. 2.3. Strateji Düzeyindeki Etkiler Bilgi teknolojilerinin stratejik düzeydeki etkileri düşük maliyet liderliği, ürün farklılaştırma ya da pazar ya da niş ürünlerde yoğunlaşma stratejilerine etkileri ile değerlendirilmektedir. Bilgi teknolojilerinin havayolu endüstrisinde stratejik düzeydeki etkilerine en iyi örnek CRS’ler olarak verilmektedir. CRS’ler yıllar içinde, GDS’lere dönüşerek yalnızca havayolu endüstrisi için değil; otel ve araba kiralama hizmetlerinin sunumuna ve aynı zamanda diğer havayollarının da rezervasyon ve stoklarının takibine de olanak sağlayan sistemlere dönüşmüşlerdir. Bu dönüşümle GDS’lerde yer almak havayolları için temel rekabet unsurlarından biri haline

268

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ gelmiş ve GDS sahibi işletmeleri rakiplerine karşı üstün duruma getirerek stratejik avantaj yaratmıştır. Bu sistemler sayesinde havayolları için sık uçucu programları, müşteri ilişkileri yönetimi, gelir yönetim uygulamaları gibi yenilikler uygulanabilir hale gelmiş; aynı zamanda havayollarına diğer havayollarına kendi sistemlerini pazarlamak suretiyle bu sistemleri gelir getiren ve işletme için ayrı bir kar merkezine dönüştürme fırsatı sunmuştur. Rakip havayollarını sisteme dahil edip etmeme avantajını da ortaya çıkarmıştır. Daha sonraları taklit edilse de bu ürünler, sahipleri olan havayolları için farklılaşmış bir ürün sunma olanağı yaratmıştır. Günümüzde ise internet düşük maliyetli havayolu iş modelinin temel itici güçlerinden biri durumundadır. İnternet, bir havayoluna düşük maliyetli taşıyıcı özelliği kazandıran ve jenerik stratejilerden maliyet liderliğini benimsemesine yardımcı olan temel araçlardan biri durumuna gelmiştir. Ürün ve hizmet farklılaştırma stratejisini benimseyen havayolları için ise müşteri ilişkilerini geliştirmede ve hizmet kalitesini artırmada bilgi teknolojileri önemli avantajlar sunmaktadır. Örneğin tarihsel müşterileri verilerini tutarak bunlara göre müşterilerine özel hizmetler sunma yoluyla işletmeler farklılaştırma stratejisini benimseyebilirler. Havayollarının müşteri ilişkileri yönetimi, kabin içi eğlence hizmetleri, kendi kendine hizmet uygulamaları gibi uygulamalarda bilgi teknolojilerinden etkin biçimde yararlanmaları müşteri açısından işletme imajını farklılaştırmaktadır. Mobil teknolojiler yardımıyla havayolları belirli bir bilgiyi kişisel dijital asistanları ya da cep telefonları yardımıyla yolcularına doğrudan ve en kısa sürede ulaştırabilmekte ve hizmeti kişiselleştirebilmektedir. [19] Aynı zamanda veri madenciliği yöntemleriyle havayolları kendi veri havuzlarından müşterilerine ait verileri ilişkisel bir biçimde düzenleyebilmekte ve buna uygun olarak hizmet geliştirebilmektedir. Sık uçucu programları ve müşteri profili veritabanlarının bütünleştirilmesi ile çok daha yüksek değer yaratacak bir yönetim bilgi sistemi oluşturmak olanaklı hale gelmektedir.[20] Bilgi teknolojilerindeki gelişmelere paralel olarak bu alandaki gelişmeler havayolları için önemli fırsatlar vaat etmektedir. III. SONUÇ Bilgi teknolojileri havayolu endüstrisinde geçmişten günümüze yapısal bir dönüşüm yaratmaktadır. Havayolu işletmeleri için endüstri, firma ve strateji düzeyinde bilgi teknolojilerinin kendi rekabet çevrelerindeki etkilerinin ortaya konulması ilk önemli adımdır. Havayolu yöneticileri bu çerçeveyi baz alarak stratejik, taktik ve operasyonel düzeylerde bilgi teknolojilerinin kullanımının yaratacağı, fırsat ve tehditleri, işletmelerinin güçlü ve zayıf yanlarını analiz ederek bir bilgi teknolojisi stratejisi benimsemek durumundadır. Havayolları için bilgi teknolojilerini

günümüz küresel pazarında işletmenin en önemli rekabet araçlarından biri haline geldiği unutulmamalıdır. Bu çalışmada bilgi teknolojilerinin havayolu endüstrisine etkileri kavramsal olarak endüstri, firma ve strateji boyutlarında ele alınmıştır. Bu konuda uygulamaya dayalı ve geniş kapsamlı yeni çalışmaların yapılması hem akademik hem de sektörel açıdan önemlidir. KAYNAKÇA [1] V.Bozkurt, Enformasyon Toplumu ve Türkiye, Üçüncü Basım. İstanbul: Sistem Yayıncılık, 2000. [2] F.Kuyucak, Havaalanlarında Değer Odaklı Yönelimli Bilgi Sistemlerinin Yönetim Kullanılması ve Atatürk Havalimanı Terminal İşletmeciliği Uygulaması, Anadolu Üniversitesi Sosyal Bilimler Enstitüsü, Yayınlanmamış Doktora Tezi, Haziran 2007. [3] _______ Information and Communication Technologies A Worlbank Group Strategy, Washington D.C.: The Worldbank Group, 2002. http://www.worldbank.org 12.03.2008. [4] F.Alamdari, Regional Development in Airlines and Travel Agents Relationship, Journal of Air Transport Management, 8, 2002, pp.339-348. [5] E.Kaya ve F.Kuyucak, Havayollarında E-Ticaret İşlemleri ve Muhasebeleştirilmesi, Kayseri 5. Havacılık Sempozyumu, HASEM 2006’ya sunulan bildiri, 13-14 Mayıs 2006. [6] G.L.Parsons, Information Technology: A New Competitive Weapon, Sloan Management Review, 25:1, 1983:Fall, pp.3-14. [7] M.E.Porter, Competitive Advantage: Creating and Sustaining Superior Performance. New York: The Free Press, 1985. [8] M.E.Porter ve V.E. Millar, How Information Gives You Competitive Advantage, Harvard Business Review, July-August 1985, pp.149–174. [9] A.Poon, Tourism, Technology and Competitive Strategy, CABI Pub., 1993. [10] M.E. Porter, Strategy and Internet, Harvard Business Review, March 2001, pp.63-88. [11] J.A.O’Brien, Management Information Systems, McGraw-Hill, Irwin International Edition, 2002. [12] Airline IT Trends Survey 2007, www.sita.aero, 12.03.2008 [13] J.A.O’Brien ve G.M.Marakas, Management Information Systems, 7th Edition, Boston: McGraw-Hill Irwin, 2006. [14] L.E.Mendoza, M.Pérez ve A.Grimán, Critical Success Factors for Managing Systems Integration, Information Systems Management, 23, 2, Spring 2006, pp.56-75.

269

HaSeM'08 Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ [15] M.A. Roth, D.C. Wolfson, J.C. Kleewein ve C.J. Nelin, Information Integration: A New Generation of Information Technology, IBM Systems Journal, 41, 4, 2002, p. 563. [16] D.Buhalis, eTourism Information Technology for Strategic Tourism Management, Harlow: Financial Times Prentice Hall, 2003. [17] D. Buhalis, eAirlines: Strategic and Tactical Use of ICTs in the Airline Industry, Information & Management, 41:805–825, 2004. [18] D.Jarach, The Digitalisation of Market Relationships in the Airline Business: The Impact and Prospects of E-Business, Journal of Air Transport Management, 8, 2002, pp.115-120. [19] N.K.Taneja, Driving Airline Business Strategies Through Emerging Technology. Aldershot: Ashgate Publishing Limited, 2002. [20] T.G.Fluoris ve S.L.Oswald, Designing and Executing Strategy in Aviation Management, Ashgate: Hamphshire, 2006

270

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

İNFRARED ISITICI FİLAMENTLER Ömer UZASLAN1

Nurhan KARABOĞA2

Email: [email protected] 1, 2

Email: [email protected]

Elektrik-Elektronik Mühendisliği Bölümü Erciyes Üniversitesi, KAYSERİ

ÖZET Hava alanı terminalleri gibi hem genişlik hem de yükseklik bakımından oldukça büyük mekanların ısıtılması ve ısı kontrolünün sağlanması oldukça zordur. Bu tür mekanların sıradan panel ısıtıcılar ile ısıtılması güç olmaktadır. Panel ısıtıcılar ve hava perdeleri, havayı ısıtmakta ve ısınan hava genleşerek yükseleceğinden insanların kullandığı bölgeyi terk etmektedir. Bu yüzden bu tarz yerlerde güneş ışığına benzer bir ısı kaynağının kullanılması daha uygun olacaktır. İnfrared teknolojisi, ısının ışıkla taşınma şeklidir. Dalga boyu aralığı, 0.76 - 300 µm arasında değişmektedir. İnfrared ışıklarının sarı, mavi, yeşil vb. gibi diğer ışıklardan farkı ise, ısıyı diğerlerinden daha fazla taşıyabilmesidir. Turuncu renginde olup, güneşin doğuşu ve batışı sırasında net olarak görülebilen ışıklar infrared ışıklar olarak bilinmektedir. Elektrikli infrared ısıtıcı filamentler, temel olarak iletken bir tel ve bu telin temas yüzeyini kapatan cam bir tüpten oluşmaktadırlar. Bu çalışmada öncelikle infrared teknolojisi anlatılarak daha sonra ısıtmada bu teknolojinin kullanılması ve infrared ısıtma sistemlerinin avantajları hakkında bilgiler verilmiştir. Anahtar Sözcükler: İnfrared, rezistans, elektrikli ısıtıcı, tasarruflu ısınma. I.GİRİŞ Bir ortama ısı geçişi, iletim (kondüksiyon), taşınım (konveksiyon) ve ışınım (radyasyon) olmak üzere üç farklı biçimde gerçekleşebilir. Isı geçişi, her zaman bir sıcaklık farkının olmasını gerektirir. Isı geçişinin yönü daima yüksek sıcaklıktaki ortamdan, düşük sıcaklıktaki ortama doğrudur. İletim, bir maddenin, enerjisi daha fazla olan moleküllerinden yakındaki diğer moleküllere, moleküller arasındaki etkileşim sonucunda enerji geçişidir olarak bilinmekte ve katı, sıvı veya gaz ortamlarda gerçekleşebilmektedir. Sıvılarda ve gazlarda iletim, moleküllerin rastgele hareketleri sırasında birbirleriyle çarpışmaları sonucunda oluşmaktadır. Katılarda ise moleküllerin sabit düzen içindeki titreşimleri ve serbest elektronların hareketleri sonucunda gerçekleşmektedir. Işınım, maddenin atom veya moleküllerinin elektron düzeninde olan değişmeler

sonucunda yayılan elektromanyetik dalgalar veya fotonlar aracılığıyla gerçekleşen enerji aktarımıdır. Bu çalışmanın ikinci bölümünde ışıma ile enerji aktarımı konusunda bilgi verildikten sonra üçüncü bölümde infrared ısıtıcı filamentler ve infrared teknolojisinin avantajları, neden bu kadar çok tercih edildiği hakkındaki araştırma sonuçları anlatılmıştır. Son bölümde ise genel bir değerlendirilme yapılarak sonuçlar açıklanmıştır. II. IŞIMA İLE ENERJİ AKTARIMI İnfrared 18. yüzyılda Sir Frederic William tarafından keşfedilmiştir. Hearschel, renk tayflarının ne kadar ısı taşıdığını görmek amacıyla yaptığı deneyler sonucunda, ısıyı en fazla kırmızı ışığın taşıdığını tespit etmiştir[1]. Bu deney, ‘renge göre ışımalar’ (colorific rays) olarak bilinse de daha sonra ‘infrared’ olarak değiştirilmiştir. İnfrared Latince bir kelime olup, kırmızı ötesi anlamına gelmektedir. Sanayide yoğun olarak 1980 yılından sonra kullanılmaya başlanmıştır. İmalatta verdiği olumlu sonuçlar neticesinde sanayide kullanımı hızla yaygınlaşmış, pek çok sektörde; kurutma, tavlama, pişirme vb. amaçlarla kullanılmaya başlanmıştır. Şekil 1’de beyaz ışığı oluşturan ve enerji taşıyan ışık tayfları görülmektedir.

Şekil 1- Işık Tayfları İletim ve taşınımdan farklı olarak, ışınımla ısı geçişi cisimler arasında boşluk olması durumunda da vardır. Işınımla ısı geçişi ışık hızında gerçekleşmektedir. Güneşten dünyaya gelen ısı, arada boşluk olduğundan, iletkenlik ve taşıma yoluyla yayılamaz, bu yayılım

271

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ışınımladır. Isı geçişi uygulamalarında söz konusu olan, bir cismin belli bir sıcaklıkta olmasından dolayı yaydığı ısıl ışınımdır. Isıl ışınım, x ışınları, gama ışınları, mikro dalgalar ve radyo dalgaları gibi diğer elektromanyetik ışınımdan farklıdır. Mutlak sıfır sıcaklığın üzerinde sıcaklığa sahip tüm katı, sıvı ve gazlar ışınımı belirli ölçülerde yayarlar, yutarlar ve geçirirler. Fakat katı cisimler için ışınım bir yüzey olgusu olarak ele alınabilmektedir. Çünkü metal, tahta, taş gibi cisimlerin iç bölgelerinde yayılan ışınım yüzeye erişmeden yutulur, sadece yüzeye birkaç mikron yakınlığındaki bir bölgede yayılan ışınım yüzeyden dışarı çıkar. Benzer biçimde, yüzeye gelen ışınım da birkaç mikron kalınlığındaki bir bölgede yutulur. Isıtmada infrared teknolojisi, ısının ışıkla taşınma şeklidir. Uzay boşluğunu geçerek dünyamıza kadar gelen ve dünyayı ısıtan, 0,76 - 300 µm dalga boyu aralığındaki güneş ışıkları, infrared ışıklardır. İnfrared ışıkları ısıyı, sarı, mavi, yeşil vb. diğer ışıklara göre daha fazla taşıyabilmektedir. Turuncu renginde olup, güneşin doğuşu ve batışı sırasında net olarak görülebilmektedir[2]. Infraredin en büyük özelliği, havayı ısıtmadan yani havayı aracı olarak kullanmadan doğrudan, objeleri ısıtmasıdır. Günümüzde infrared ışıkları, haberleşme alanında, tıbda, ısıtma sistemlerinde geniş bir kullanım alanına sahiptir. Özellikle ısıtma sistemlerinde kullanımı, ısıtılması güç olan alanları sağlıklı, verimli ve ekonomik olarak ısıtabildiği için hızla yaygınlaşmıştır.

hiçbir katkısı olmayıp, bu enerji sadece akım taşıyan telin ısınmasında kullanılırdı.

Şekil 2: Tungsten Tel İkili çift olarak üretilmiş bu teller yüzey alanı maksimum olacak şekilde spiral veya çokgen sarılarak maksimum ışınım elde edilmektedir. Şekil 3 ve Şekil 4’de sırasıyla spiral ve çokgen olarak sarılmış teller verilmektedir.

II.I İNFRARED ISITICI FİLAMENTLER Elektrikli infrared ısıtıcı filamentler temelde, iletken bir tel ve bu telin temas yüzeyini kapatan cam bir tüpten oluşmaktadırlar. Filament içerisindeki elektrik akımını taşıyan tel için çeşitli metaller veya metal alaşımları kullanılmakla birlikte, bu tip filamentlerde kullanılan en yaygın olarak kullanılan tel, yüzey alanı maksimum olacak şekilde dairesel olarak sarılmış ikili veya çoklu tungsten teldir. Birim uzunluk ve sarım teknikleri dikkate alındığında en yüksek enerjinin tungsten tellerden elde edilebilmesi, bu tel çeşidinin infrared ısıtıcı filamentlerde yoğun olarak kullanılmasının başlıca nedeni olmaktadır. Tugstene göre daha az enerji veren alternatif filament telleri karbon ve ya demir alaşımları, krom ve alüminyum teller de kimi uygulamalarda kullanılmaktadır[3]. Şekil 2’de iki çiftli olarak üretilmiş, spiral sarıma hazır tungsten tel görülmektedir. Önceleri elektrikli ısıtıcılarda kuartz filamentler kullanılmakta idi. Bu filamentlerin en büyük dezavantajı kullandığı elektrik enerjisinin sadece bir bölümünü ortama ısı enerjisi olarak vermesiydi. Bunu yaparken de önce kendisinin ısınması için belirli bir zamana ihtiyaç duymaktaydı. Bu süre zarfında şebekeden çekmiş olduğu elektriğin ortam ısısına

272

Şekil 3: Spiral Olarak Sarılmış Tungsten Tel

Şekil 4: Çokgen Olarak Sarılmış Tekli Tel

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Isıtmada hava moleküllerinin kullanılması, ısının iletiminde yaşanan dezavantajlardan birisidir. Kuartz rezistans kullanılan elektrikli ısıtıcılarda, cihazın temasa açık metal aksamının çok fazla ısınması yanma, yangın çıkarma, elektrik aksamına zarar verme gibi birçok problemi de beraberinde getirmekteydi. Isının infared ışıma ile taşınması bu sorunların çözülmesini sağlamıştır. Karbon filamentler, endüstriyel üretim için çok hassas, ince, kolay kopan ve elde edilebilen ısı enerjisi açısından çok yetersiz olmaktadırlar. Ama FeCrAl alaşımı kullanılan filamentlere göre, ısınma ve ısıtma süreleri çok daha hızlıdır. Işımanın daha yüksek olması için akım taşıyan tel ile cam kafes (tüp) arasına halojen gibi bazı gazlar doldurularak elde edilen filamentler de mevcuttur. Yüksek enerjili bu filamentler genel olarak endüstriyel ısıtmada, fırınlamada kullanılmaktadırlar. Bu tip filamentlerde ısı ile birlikte ortama göz ile görülebilen ışık da verilmektedir[4]. İnfrared ışıma yapan rezistansların yaklaşık 40sn. olan ışımaya başlama süreleri, yaklaşık 160sn. olan kuartz filamentlerin ısınma sürelerinden çok daha düşüktür. Ama bu yeni teknolojinin asıl tasarruf sağlayan kısmı ısının ışıma ile ortama aktarılmasıdır. Bu sayede rezistans ile üretilen ısı, parlak yüzeyli (Krom-Nikel, Alüminyum gibi) bir reflektör, bir ayna ile ortama anında aktarılmaktadır. Böylece cihaz yüzeyinin ısınmasının, ısınan havanın cihaz üzerinde yoğunlaşmasının da önüne geçilerek ortam ısının bir an evvel istenilen değere ulaşması sağlanmaktadır. Ayrıca ışıma ile ulaşılan cisimlerin sıcaklıkları da yükseltilerek ortam ısının hissedilen değerinin yükselmesi sağlanmaktadır. Bu da infrared sistemlerin en büyük avantajlarından biridir. Şekil 5’de, bütün bu faktörler göz önüne alınarak hazırlanmış filament verimlilikleri grafik olarak gösterilmektedir.

Şekil 6: Işıma Değerleri Tungsten tel kullanılan bir infrared ısıtıcı filament belli bölümlerden oluşmaktadır: tekbir eksen etrafında homojen aralıklar ile, temas yüzeyi maksimum olacak şekilde sarılmış tungsten malzemeden imal edilmiş, ikili veya üçlü burgular ile kuvvetlendirilmiş tel, bu telin dış yüzey ile elektriksel temasını kesen seramik veya camdan imal edilmiş boru veya tüp, tungsten teli gergili ve yatay eksen üzerinde sabit tutan, aynı zamanda bağlantı uçlarını oluşturan, ısıya dayanıklı metal çubuklar, ve bu çubuklar etrafındaki porselen izolasyon malzeme. Şekil 7’de bu şekilde hazırlanmış tipik bir ısıtıcı rezistansı gösterilmektedir[5].

Şekil 7: Tungsten Filamentin Dış Görünümü Tungsten filament kullanılan bir infrared ısıtıcıda, tel üzerinden akım geçmeye başladığında telin renginin zamanla portakal rengine döndüğü görülür. Bu, filamentin yüksek sıcaklığa ulaştığını göstermektedir çünkü yüksek sıcaklığa ulaşan bütün cisimler, ışıma yapmaktadırlar. Temel olarak ısıtmada ışıma tekniğinin kullanılmasındaki amaç, verimliliğin artırılmasıdır. Yüksek ısıdaki cisimlerin yapmış olduğu ışıma, Stefan-Boltzmann Kanunu olarak bilinen ve aşağıda verilen bir eşitlik ile hesaplanmaktadır.

Şekil 5: Verim Tablosu Şekil 6’da ise farklı malzemelerin, farklı değerlerindeki ışıma değerleri verilmektedir[2].

ısı

273

P = eσA(T 4 − T 4 c)

(1)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Eşitlik 1’de, P yayılan net güç, e kullanılan alaşıma göre değişen salım gücü, A yayılım alanı, T yayılım ısısı, σ Stefan sabiti 5,669661 x 108 Wm-2K4 ve Tc çevre ısısı olarak tanımlanmaktadır. Tablo 1’de tungstenin ısıl özdirencine ait bilgiler verilmektedir.

İnfrared ısı, enerji tasarrufu sağlamaktadır. Harcadığı elektriğin yaklaşık % 96’sını ısı enerjisine dönüştürmektedir. Kuartz ısıtıcılar ile 1 saatte ısıtılabilen alan, infrared sistemler ile yaklaşık 40 dakikada aynı ısıya ulaşabilmektedir.

Tablo 1:Tungstenin Isıl Özdirenci

İnfrared ısı, anında ısıtmaya başlamaktadır. Isının, her zaman kullanılmayan alanlarda, hava alanı terminallerinde, geçiş kapılarında, lokantalarda, laboratuarlarda, tapınaklarda vb. gibi çok uzun süre yerine kısa süreler için gerekli olduğu durumlarda infrared sistemler son derece kullanışlı olmaktadır. Aksi takdirde alanın kullanılmaya başlamadan önce ısıtılması ısınma maliyetinin artmasını sağlayacaktır.

R/R300K 7.14 8.28 9.44 10.03 12.46 15.63

Isı [K] 1500 1700 1900 2000 2400 2900

Özdirenç μΩ cm 40.36 46.78 53.35 56.67 70.39 88.33

Eşitli 1 kullanılarak, ısıtılması gereken alan veya yüzey için gerekli olan P gücü hesaplanabilir. Güç hesaplandıktan sonra karbon fiber, halojen, tungsten vb. gibi kullanılacak filament türünün seçimi yapılmaktadır. Filamentten elde edilecek güç ile doğru orantılı olacak şekilde tel kesiti ve tel uzunluğu aşağıda verilen eşitlikten yararlanarak hesaplanmaktadır.

(2) Filament yapımında kullanılan tel için rezistans hesabı, Eşitlik 2 ile hesaplanmaktadır. II.II İNFRARED TEKNOLOJİNİN AVANTAJLARI Genişlik ve yükseklik bakımından büyüklük arz eden mekanlarda tercih edilen infrared ısının avantajları aşağıda verilmektedir: İnfrared ısı, havayı ısıtmadan insanları ısıtmaktadır. havada serbest olarak hareket eden infrared ısı için cisimler ısıtma alanını teşkil etmektedir. Dolayısı ile ısı, hava tarafından emilmemektedir. Konvansiyonel ısıtmada çevredeki hava ısıtılmakta ve ısınan hava sürekli yükselerek ısınması gereken alandan uzaklaşmaktadır. İnfrared ısıda, yüzeylerin ısınması sağlanmaktadır. İnfrared ısı, alan kontrolü esnekliği sağlamaktadır. Kuartz, panel veya hava perdeleri tarzındaki ısıtıcılar havayı ısıtıp, havanın sirkülasyonu ile ısının yayılmasını sağladıkları için ısıtılacak ortamın büyüklüğü önemli olmaktaydı. Ama infrared sistemlerde ısı, doğrultu boyunca taşındığı için ortamın esnek olarak ısıtılması, yani sadece bir bölümünün ısıtılması mümkün olmaktadır. Bu da tasarruf açısından önemli olmaktadır.

İnfrared ısı, ısıtılacak alan içerisindeki havayı doğrudan ısıtmadığı için, hava içerisinde bulunan su buharı kurumamaktadır dolayısıyla infrared ısı sağlıklı ısıtmaktadır. Ayrıca hava sirkülasyonuna yol açmadığı için bakterilerin bir yerden başka bir yere taşınmasının da önüne geçmektedir. Otobüs terminalleri, hava alanları, tren garları gibi toplumun büyük bir kesimi tarafından sıklıkla kullanılan geniş alanlarda kullanımının yaygınlaşmasının nedenlerinden biri de budur. İnfrared ısı güvenli bir ısı kaynağıdır. Akım taşıyan tel ile ortam arasında elektriksel yalıtımı sağlayan seramik veya cam tüp ihtiva ettiğinden dolayı güvenlidir, kaçak akımlara izin vermez. Banyo gibi aşırı nemli ortamlarda dahi çalıştırılabilmektedir. İnfrared ısıtıcıların çalışma ömrü uzundur. Çevresel değişkenlerden etkilenmesi, kuartz tüplere kıyasla daha az olmaktadır. İnfrared ısıtıcıların yaklaşık 8000 saat olan çalışma ömürleri diğer ısıtıcılara oranla çok daha uzundur[6]. III. DEĞERLENDİRME VE SONUÇ Kıymetli bir enerji kaynağı olan elektriğin %96’sını ısı enerjisine dönüştürerek ortama veren infrared ısıtıcılar günümüzde, çok daha fazla kullanılmaya başlanmıştır. İnfrared teknolojiye sahip ısıtma sistemleri kullanılırken dikkat edilecek olan en önemli nokta, bu sistemlerin ek bir ısıtıcı sistem olarak kullanılması durumunda kullanışlı olduğudur. Aksi takdirde ısıtılmak istenen ortamın sadece elektrik enerjisi kullanılarak ısıtılması maliyeti artıracaktır. Gelişen teknoloji ve Ar-Ge bölümlerinde yapılan teknik iyileştirmeler neticesinde önümüzdeki yıllarda yeni gelişmeler ümit edilmektedir.

274

Kaynaklar [1] http://coolcosmos.ipac.caltech.edu//cosmic_c lassroom/ir_tutorial/ [2] Tr. J. of Engineering and Environmental Sciences 22 (1998) 131-144

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

[3] Physical Properties of Materials, Fostoria Industries [4] Proper Infrared Heat Lamp Use for Efficient Livestock Production, Joseph M. Zulovich Department of Agricultural Engineering, Web maintenance 5/30/07 [5] GE Consumer & Industrial,Specialty ighting Halogen Industrial Quartz Heat Lamp QH1MT3/R 235V 1000W Tehnical marketing data sheet [6] MaximuS Infrared Isıtıcı Ar-Ge Departmanı, Yatırım Araştırması Raporları.

275

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

PID DENETİM ORGANI KULLANARAK UÇAKLARDA KALKIŞ ve İNİŞ HALİNDE YUNUSLAMA (PITCH) AÇISI KONTROLÜ Şahin YILDIRIM

Sertaç SAVAŞ

Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Mekatronik Mühendisliği Bölümü, 38039 KAYSERİ [email protected] ÖZET

II. UÇAK SİSTEMİ

Yolcu uçaklarında kalkış ve iniş halinde; arka ve burun kısmının zemine çakılmaması için burun eğim açısının (yunuslama) en optimum şekilde kontrol edilmesi gerekir. Bu çalışmada, optimum PID kazanç parametrelerini Ziegler-Nichols metodu kullanarak tespit ederek; Adaptive PID denetim organı dizayn edilmiştir.

Yerçekimini yenmiş olan her şeyin uçtuğu söylenebilir fakat güvenli bir uçuşun bir amaca hizmet edebilmesi için havada seyreden cismin dengeli ve kontrol edilebilir olması gerekmektedir.

Simülasyon sonuçlarından da görüleceği gibi, farklı kalkış ve iniş referans yörüngelerine göre eğim açıları kontrol edilmiştir. I. GİRİŞ Son yıllardaki ileri uçak teknolojisi gelişmelerine rağmen, uçak sistemlerinde iniş ve kalkış halinde birçok istenmeyen kazalarla karşı karşıya kalınmaktadır. Bunlardan en önemlisi uçağın yunuslama (Pitch) açısının en iyi şekilde kontrol edilebilememesidir. Mini insansız hava araçlarında gözlem ve hedef izleme işlemlerini gerçekleştirmek üzere 2 eksenli yalpa çemberli bir kamana kontrol sisteminin tasarımı Kuzey ve arkadaşları tarafından yapılmıştır [1]. Ayrıca bir prototip imal edilerek, özellikleri teorik tasarımla mukayese edilmiştir. PID kontrol organı dizaynı konusunda, 6 serbestlik dereceli raylı taşıt titreşimlerinin aktif kontrolü için, bulanık PID kontrolör tasarımı Metin ve arkadaşları tarafından gerçekleştirilmiştir [2]. Konforlu bir yolculuk için raylı taşıt gövdesi ve özellikle yolcu koltuğu titreşim genlikleri ve ivmelenmeleri minimize edilmiştir. Kontrol teorisinin klasik problemlerinden biri olan Sarkaç Sistemi PID denetim organı ve tam durum geri besleme ile kontrolü Kizir ve arkadaşları tarafından araştırılmıştır. Yöntemlerinde, sarkaç istenen dikey pozisyona 10 sn içerisinde getirilmiştir. Ayrıca her iki yöntemde, tam durum geri-besleme yönteminin daha gürbüz olduğunu ispatladıkları vurgulanmaktadır [3].

Kanat, uçakları havada kaldırmaya yetse de uçağın görevini başarıyla ve güvenli bir şekilde yerine getirebilmesi için uçuş denetimlerine ihtiyaç vardır. Uçuş denetimleri pilotun uçağı tüm hareket eksenlerinde kontrol edebilmesini sağlar. Bir uçağın tam olarak denetlenebildiğini söylemek için bir pilotun bu üç eksende de uçağın hareketine hakim olması gerekmektedir. Bunlar, düşey, boylamasına, yanal eksenlerdir. Düşey eksen, uçağı tepesinden diklemesine kesen eksendir. Bu eksen etrafındaki harekete “sapma” hareketi denir. Sapma hareketi uçağın burnunu sağa ya da sola hareket ettirmektedir. Sapma hareketini sağlayan temel kontrol yüzeyi dümendir. Bu hareket geminin ya da arabanın sağa ve sola gerçekleştirdiği hareketlere benzetilebilir. Boylamasına eksen, uçağın burnundan kuyruğuna uzanan ve uçağı boylamasına kesen eksendir. Bu eksen etrafında gerçekleştirilen harekete yuvarlanma ya da yatma denir. Yatma hareketi uçağın yere göre olan düzlemsel açısını değiştirir. Pilot tarafından bu hareket yatırgaçlarca (Aileron) kontrol edilir. Bu çalışmada uçağın kalkış ve iniş halinde oluşan hareket sonucu, yanal eksen, bir kanat ucundan diğer kanat ucuna uçağı enlemesine kesen eksendir. Bu eksen etrafındaki harekete yunuslama denir. Yunuslama uçağın hücum açısını değiştirmesi, tırmanma ya da dalış konumuna geçmesidir. İrtifa dümeni bu hareketin temel kontrol yüzeyidir. Uçak Sisteminin Fiziki Modeli ve Sistem Denklemi Bir uçağın hareket denklemi çok kompleks ve altı lineer olmayan diferansiyel denklemden oluşmaktadır.

276

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Bundan dolayı, belirli kabuller altında; bu denklemler yanal ve boyuna doğrultuda lineerleştirilebilir.

Bir uçağın temel koordinat eksenleri ve etkiyen kuvvetleri şematik olarak Şekil 1’de gösterilmiştir.

Burun eğim açısı kontrolü, bir boyuna doğrultudaki problemdir ve uçağın burun eğimini kontrol eden otomatik kontrol sistem dizayn edilebilir. Kaldırma Kuvveti

x θ γe

υ

α

x'

Hava Direnci

δe

z', Ağırlık Kuvveti

z

Şekil 1. Bir uçağın temel koordinat eksenleri ve etkiyen kuvvetleri. Uçağın, sabit hızda ve yükseklikte sabit tepkide olduğu kabul edilirse, böylece itme kuvveti ve hava direnci ihmal edilerek, kaldırma kuvveti ve ağırlık birbirini dengeler. Burun açısı değişse bile bütün koşullar altında uçağın hızı değişmez.

Bu kabuller altında, bir uçağın hareket denklemi aşağıdaki şekilde yazılabilir.

α& (t) = μ(t) Ω σ(t) ⎡⎢− (C L + C D ) α(t) + ⎛⎜ 1 − C L ⎞⎟ q(t) − (CW Sinγ e ) θ(t) + C L ⎤⎥ ⎝ μ ⎠ ⎣ ⎦ q& (t) =

μΩ

2 I yy {[C M − η (C L − C D )] α(t) + [C M 1 + σ C M 2 (1 − μ C Li )] q(t) + (η CW Sinγ e (t)) δ e (t)}

α : atak açısı q : baş eğimi oranı θ: baş açısı δe: Yükselti dümeni saptırma açısı μ=

ρ e Sc 4m

ρe : uçağın etrafını çevreleyen havanın yoğunluğu S : Kanat platform alanı c : avaraj tel boyu m : Uçağın kütlesi

Ω=

(3)

2u c

(1)

(2)

(4)

u : Denge uçuş hızı CT : İtme kuvveti sabiti CD : Hava direnci sabiti CL : Kaldırma kuvveti sabiti CW : Ağırlık kuvveti sabiti CM : Burun eğim açısı momenti sabiti γe : Uçuş yolu açısı

σ=

277

1 1 + μ CL

= sabit

(5)

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Iyy : Normalleştirilmiş atalet momenti

η = μ σ C K = sabit

t ⎛ 1 de ⎞ ⎜ δ e (t ) = K p ⎜ e(t ) + ∫ e(t )dt + Td ⎟⎟ dt ⎠ Ti 0 ⎝

(6)

(7)

şeklindedir. Kullanılan yaklaşık türev PID denetim organı ise;

III. PID DENETİM ORGANI Kontrol sistemlerinde en sık kullanılan denetleyici yapısı Oransal-İntegral-Türevsel (PID) kontrolördür. Bu tip denetim yapısının avantajı, denetleyici sisteminin kolayca gerçekleşebilmesidir. Özellikle düşük işlem hızı olan mikrodenetleyicilerde PID kontrolör kullanılmaktadır. Diğer taraftan kullanım basitliğine rağmen, sağladığı performans gelişmiş denetleyici sistemlere göre düşüktür [4]. Denetlenecek sistemin dinamik yapısına bağlı olarak PID denetiminde yer alan üç temel denetim etkisinin mümkün olan en basit bileşimleri kullanılması tercih edilebilir. Uçaklarda kalkış ve iniş halinde yunuslama açısının Adaptif PID denetim organı ile kontrolünün blok diyagramı Şekil 2’de şematik olarak gösterilmiştir.



δ e ( s) = K p ⎜⎜ e( s) + ⎝

⎞⎛ 1 1 ⎞ e( s) + Td s ⋅ e( s) ⎟⎟⎜ + 1⎟ (8) Ti s Ns ⎝ ⎠ ⎠

şeklindedir. Denetim organının kazanç parametreleri ZieglerNichols Sürekli titreşim metodu kullanılarak belirlenmiştir. PID denetim şekli, üç temel denetim etkisinin üstünlüklerini tek bir birim içinde birleştiren bir denetim etkisidir. İntegral etki sistemde ortaya çıkabilecek kalıcı-durum hatasını sıfırlarken türev etkide, yalnızca PI denetim etkisi kullanılması halinde, sistemin aynı bağıl kararlılığı için cevap hızını artırır. Buna göre PID denetim organı; çok iyi bir şekilde kazanç parametreleri tespit edildiğinde, sistemde sıfır kalıcı durum hatası ile hızlı cevap sağlar.

PID denetim yasasına göre, yükselti dümeni saptırma açısı δe(t), denetim sinyali; Kazanç Ayarlama Algoritması

Referans Yunuslama Açısı Sinyali Üretici

θR(t)

e(t) +

-

PID Denetim Organı

Bozucu Etkenler

δe(t)

Uçak Sistemi

θG(t)

Şekil 2. Bir uçağın kalkış halinde burun eğim açısının Adaptif PID denetim organı kontrol sisteminin şematik görünümü. θR : Referans uçak yunuslama açısı θG : Gerçek uçak yunuslama açısı

sistem parametrelerinin değiştirilmesi gerekliliği bu sistemler için bir dezavantaj olarak verilebilir [5].

Son yıllarda; sık kullanılan denetleyiciler, Yapay Zeka ve Bulanık Mantık kullanan denetleyicilerdir. Yapay Zeka ve Bulanık Mantık kullanılan denetleyicilerde yüksek performans elde etmek mümkün olmakla birlikte, Yapay Zeka ve Bulanık Mantık uygulamalarında; önceden bir eğitim aşamasının gerekmesi ve her yeni konum fonksiyonuna göre

IV. SİMÜLASYON Bu bölümde, farklı kazanç parametrelerine göre PID denetim organı kullanılarak, modellenmiş bir uçağın iniş ve kalkış hali için yunuslama (Pitch) açısı MATLAB Simulink toolbox kullanılarak kontrol edilmiştir. PID denetim organı kazanç parametreleri;

278

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Ziegler-Nichols kriteri yardımıyla optimum olarak tespit edilmiştir. Şekil 3(a) ve (b)’de görüldüğü gibi, uçağın kalkış hali için hata çok küçük olup, iniş halinde ise istenen açı değişimine ulaşmak için belli bir gecikme zamanı söz konusudur. Bu zaman yaklaşık 2 sn’dir. Farklı PID kazanç parametreleri için kontrol yaklaşımı Şekil 4(a) ve (b)’de, kalkış ve iniş hali için verilmiştir. Burada, uçağın her iki durumunda da, tam alçalma ve yükselme anlarında kalıcı bir durum hatası söz konusudur.

Şekil 5(a) ve (b)’de ise optimum olarak tespit edildiğini ifade eden kazanç parametreleri, en iyi performansı ve kontrol edilebilirliği vermiştir. Referans yunuslama açı değişimi ile sistemin verdiği yaklaşımda hata yok denecek kadar azdır. Son Şekil 6(a) ve (b)’de grafiksel değişimde; yüksek orantı kazancında; sistemin cevabı referans giriş açısal değişimine göre çok farklılık göstermektedir.

Şekil 3. Farklı kazanç parametreli Yaklaşık Türevli PID denetim organı ile açısal değişimler, (Kp=300, Ki=15, Kd=3), (a) Uçağın kalkış hali, (b) Uçağın iniş hali.

279

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 4. Farklı kazanç parametreli Yaklaşık Türevli PID denetim organı ile açısal değişimler, (Kp=3.08, Ki=6.16, Kd=6.16), (a) Uçağın kalkış hali, (b) Uçağın iniş hali.

Şekil 5. Farklı kazanç parametreli Yaklaşık Türevli PID denetim organı ile açısal değişimler, (Kp=22, Ki=35, Kd=26), (a) Uçağın kalkış hali, (b) Uçağın iniş hali.

280

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 6. Farklı kazanç parametreli Yaklaşık Türevli PID denetim organı ile açısal değişimler, (Kp=100, Ki=5, Kd=1), (a) Uçağın kalkış hali, (b) Uçağın iniş hali. V. SONUÇLAR VE İRDELEME Bir yolcu uçağının matematiksel modeli çıkarılarak, son yıllarda; ilerleyen teknolojiye göre, uçakların iniş ve kalkış halinde artan kazalarına önlem teşkil edecek, iniş ve kalkış halindeki yunuslama açısı adaptif yapı özelliğine sahip PID denetim organının farklı kazanç parametreleri ile kontrol edilmiştir. Sonuçlarda göstermiştir ki; Ziegler-Nichols prensibi uygulanarak tespit edilen kazanç parametreli PID denetim organı en iyi yaklaşımı göstermiştir (Şekil 5). Bu tip PID denetim organının deneysel uygulamalarda da iyi sonuçlar verebileceği belirgindir. KAYNAKLAR [1] Kuzey, N.B., Yemencioğlu, E., Kuzucu, A., 2 Eksenli Yalpa Çemberli Kamera Kontrol Sistemi Tasarımı, TOK’07, Otomatik Kontrol Ulusal Toplantısı, İstanbul, s.89-94, 5-7 Eylül 2007.

[2] Metin, M., Güçlü, R., Yazıcı, H., Yalçın, N.S., Raylı Taşıt Titreşimlerinin Bulanık PID Kontrolör ile Aktif Kontrolü, TOK’07, Otomatik Kontrol Ulusal Toplantısı, İstanbul, s.77-82, 5-7 Eylül 2007. [3] Kizir, S., Bingül, Z., Oysu, C., Ters Sarkaç Probleminin PID ve Tam Durum Geri-Besleme Yöntemleri ile Kontrolü, TOK’07, Otomatik Kontrol Ulusal Toplantısı, İstanbul, s.49-54, 5-7 Eylül 2007. [4] Yıldırım, Ş., Erkaya, S., Uzmay, İ., Design of Neural Controller System for Concorde Aircraft, Journal of Automatic Control and Computer Science, 38, 3, 53-63, 2004. [5] Daş, T., Dülger, C., Mathematical Modeling, Simulation and Experimental Verification of a SCARA Robot, Simulation Modelling Practice and Theory, Vol:13, pp. 257-271, 2005.

281

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

UÇAK İÇİ OFDM TABANLI KABLOSUZ İNTERNET ERİŞİMİ M. Nuri SEYMAN1 1

e-posta : [email protected] 1

Gökçen ÖZDEMİR2 2

e-posta : [email protected]

Necmi TAŞPINAR2 e-posta 3 : [email protected]

Kırıkkale Üniversitesi, Kırıkkale Meslek Yüksekokulu Elektronik Haberleşme Bölümü, 71450 KIRIKKALE 2 Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Elektrik-Elektronik Mühendisliği Bölümü, 38039 KAYSERİ

ÖZET Günümüz havayolu ulaşımında havacılık gezgin uydu servislerinin (aeronautical mobile satellite services : AMSS) kullanılabileceği kararı sayesinde uçak içinde internet bağlantısı mümkün olmaktadır. Uçak içinde internet erişimini kablosuz olarak sağlamak için yüksek hızlarda veri iletimine olanak sağlayan dikgen frekans bölmeli çoğullama (orthogonal frequency division multiplexing:OFDM) yöntemini kullanan IEEE 802.11a ile kablosuz ağ bağlantısı yapılabilir. Bu bildiride, IEEE 802.11a kablosuz ağın performansını değerlendirmek için toplanabilir beyaz Gaussian gürültülü (additive white Gaussian noise: AWGN) ve Rayleigh sönümlemeli kanalda iletim durumu göz önüne alınarak farklı modülasyon türleri için bilgisayar benzetimleri yapılmıştır. I. GİRİŞ İnternet uygulamalarının her geçen gün artması ve hayatın her safhasına girmesiyle beraber hemen hemen her yerde internet bağlantısına ihtiyaç duyulmaktadır. Özellikle uzun uçuşların yapıldığı hava yolu ulaşımında müşteri memnuniyetini sağlamak için internet erişiminin sağlanması gerekliliği bir hayli fazladır. Bu sebeple WRC-03 (world radio communication conference) konferansında alınan karar gereği 14-14.5 GHz`lik frekans bandında havacılık gezgin uydu servislerinin (aeronautical mobile satellite services : AMSS) de kullanılabileceği kararı alınmıştır. AMSS servisleri, uydu aracılığı ile uçakta internete erişim olanağı sağlamaktadır. Şekil 1’de uçakta internet erişiminin mümkün olması için gerekli olan düzenleme yer almaktadır. Bu yapıya göre; EUTELSAT IIF4 (12.5o Batı) yada EUTELSAT AB2 (8o Batı) uyduları yardımıyla uçağa internet bağlantısı 14 GHz yer-uydu bağı ve 12 GHz uydu-yer bağı frekansları ile yapılmaktadır. Ayrıca uçakta sağlanan internet erişiminin kablosuz olarak kabin içindeki yolcuların kullanabilmesi için yüksek hızlarda veri transferine

olanak sağlayan tekniklerin kullanılması gerekmektedir [1-2]. Çoğullama yöntemleri sayesinde mevcut band genişliği olabildiğince verimli bir şekilde kullanılarak kablosuz ortamlarda yüksek hızlarda veri iletimi mümkün olmaktadır . Çoğullama yöntemlerinden biri olan dikgen frekans bölmeli çoğullama (orthogonal frequency division multiplexing:OFDM) da iletilmek istenen veri birbirine dikgen olan alt kanallarda iletilmekte ve bu sayede hem band genişliği verimli bir şekilde kullanılmakta hem de çoklu yol yayılımları yüzünden meydana gelebilecek veri kayıpları en aza indirilerek yüksek hızlarda veri iletimi sağlanmaktadır. OFDM’nin tercih edilme sebeplerinden birisi frekans seçici sönümleme ya da dar bant girişime karşı direnci artırmasıdır [3-6]. OFDM, sahip olduğu bu avantajlar dolayısıyla özellikle kablosuz ağlarda kullanılabilmektedir. Bu sebeple IEEE 802.11a ve HIPERLAN//2 ağları için standardize edilmiş olup uçak içi yüksek hızlarda kablosuz internet erişimi sağlamak için de kullanılabilir bir yöntemdir [7,9].

Şekil 1. Uçaklardaki internet bağlantısı.

282

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 2. OFDM blok diagramı. Bu çalışmanın 2. bölümünde OFDM`nin temel prensipleri anlatılacaktır. 3. bölümde kablosuz ağlarda yer alan veri paket yapısı tanıtılacaktır. 4. bölümde IEEE 802.11a parametreleri temel alınarak yapılan farklı kanallarda iletim durumlarında farklı modülasyon türlerine göre bit hata oranlarını gösteren benzetim sonuçları verilecektir. 5. bölüm ise sonuç kısmıdır. II. DİKGEN FREKANS BÖLMELİ ÇOĞULLAMA (OFDM) OFDM tekniği yüksek hızlı veri akışını birkaç adet paralel düşük hızlı veri akışına bölen ve bu düşük hızlı veri akışlarını birkaç taşıyıcı ile modüle etmek için kullanılan veri iletim tekniğidir [4]. Şekil 2’de genel bir OFDM sisteminin blok diyagramı görülmektedir. Seri veri akışı öncelikle kanalda meydana gelebilecek olan çeşitli bozulmalara karşı kodlanmakta ve sonrasında kablosuz kanaldan iletilmek için gruplanarak modüle edilmektedir. Daha sonra seriparalel dönüştürücü yardımıyla parelele dönüştürülen veri sinyallerine kanal kestirimini ve eşzamanlamasını sağlamak için kullanılan pilot tonlar eklenir. Pilot tonlar eklendikten sonra X( k ) sinyalinin zaman domenine çevrilmesi için FFT si alınır. Bu durumda N alt taşıyıcı sayısını göstermek üzere zaman domenindeki x ( n ) sinyali aşağıdaki denklemle ifade edilir: N −1

x (n ) = ∑ X (k )e j2 πnk / N

n = 0,1,...., N − 1

(1)

⎧x ( N + n ) xf = ⎨ ⎩ x (n )

n = − N G ,....,1 n = 0,1,.., N − 1

(2)

Daha sonra sinyal kanaldan iletilir. Bu durumda alınan sinyal aşağıdaki gibi ifade edilir: y f (n ) = x f (n ) ⊗ h (n ) + w (n ) (3) ifadesinde h (n ) kanal darbe cevabı ve toplamsal beyaz Gaussian gürültüsüdür. frekans seçimli çoklu yollu sönümlemeli iletilmesi durumunda kanal darbe cevabı h (n ) gibidir: L −1

h ( n ) = ∑ α l δ( n − τ l )

(3) w (n ) ise Sinyalin kanaldan aşağıdaki

(4)

l =0

Burada α l , l . yolun zaman değişimli kompleks kazancı; τ l ise l . yolun gecikmesidir. Alıcı tarafta çevrimsel ön takı çıkarıldıktan sonra vericide yapılan işlemlerin tersi yapılarak sinyal yeniden elde edilir [5]. III. IEEE 802.11a VERİ PAKETİ YAPISI Şekil 3’te kablosuz ağların bir türü olan IEEE 802.11a’nın veri paket yapısı yer almaktadır [9].

k =0

Semboller arası ve kanallar arası girişimden korunmak için sinyale Denk.(2) ile belirtilen çevrimsel ön takı (cyclic prefix: CP) eklenir.

283

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Şekil 3. IEEE 802.11a veri paketi yapısı.

Toplamdaki değeri 8 μs olan kısa OFDM ön-ek sembolleri yardımıyla gönderilen veri paketlerinin başlangıç zamanları tespit edilmekte ve aynı zamanda çeşitli sebeplerle meydana gelebilecek olan zaman ve frekans kaymalarının tespiti yani eşzamanlama yapılmaktadır. Diğer 8 μs lik uzun OFDM ön-ek sembolleri yardımıyla kanal kestirim işlemi yapılmaktadır. Bir OFDM veri paketi ise 0.8 μs koruma arası ve 3.2 μs lik veri sembollerinin toplamından oluşmaktadır [3]. IV. BENZETİM SONUÇLARI Benzetimlerde Tablo 1’de yer alan IEEE 802.11a parametreleri kullanılmıştır.

Şekil 4. AWGN kanal için bit hata oranları.

Şekil 4’e göre BPSK modülasyon kullanılarak yapılan iletim diğer modülasyon türlerine göre en düşük bit hata oranlarını vermiştir. Şekilden de görüldüğü üzere en yüksek bit hata oranlarını 64QAM modülasyon türü ile yapılan iletim vermiştir. BPSK veri iletim hızı konvolüsyon kod oranına bağlı olarak 6 ile 9 Mbit/s, QPSK veri transfer hızı 12-18 Mbit/s, 16QAM veri transfer hızı 24-36 Mbit/s, 64QAM veri transfer hızı ise 48-54 Mbit/s arasındadır. Verilen değerlere bağlı olarak bit hata oranı en az olan BPSK nın veri hızı en az olmakta, bit hata oranı en fazla olan 64QAM ‘in ise veri transfer hızı en fazla olmaktadır.

Tablo 1. IEEE 802.11a sistem parametreleri. Parametre Örnekleme Frekansı

20 MHz

Alt Taşıyıcı Pilot Alt Taşıyıcı Toplam Alt taşıyıcı FFT Boyutu IFFT/FFT süresi ( TIFFT )

48 4 52 64 3.2 μs

Koruma Arası Süresi

TFFT / 4 = 0.8 μs BPSK,QPSK,16QAM, 64QAM AWGN, Rayleigh Sönümlü kanal

Modülasyon Tipi Kanal Tipi

Değeri

Sistemin performansını değerlendirmek için AWGN ve Rayleigh sönümlemeli kanallarda iletim durumları incelenmiştir. Modülasyon türü olarak BPSK, QPSK, 16QAM, 64 QAM kullanılmıştır. Şekil 4’te AWGN kanalı için elde edilen bit hata oranları görülmektedir.

Şekil 5. Rayleigh sönümlemeli kanal için bit hata oranları.

Şekil 5’te ise kapalı ortamlar için tipik değeri maksimum 100 ns gecikme yayılımına sahip Rayleigh sönümlemeli kanal için bit hata oranları yer almaktadır. Rayleigh kanalda elde edilen bit hata oranı değerlerine göre AWGN kanalında olduğu gibi BPSK modülasyon

284

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

türü ile yapılan iletim en düşük bit hata oranı değerlerine sahipken 64QAM modülasyon türü ise en yüksek bit hata oranlarına sahiptir. V. SONUÇLAR VE ÖNERİLER Bu çalışmada, uçak içi kablosuz internet erişimi sağlamak için kullanılabilecek OFDM tabanlı IEEE 802.11a sisteminin performansının değerlendirilmesi amacıyla bilgisayar benzetimleri yapılmıştır. Yapılan benzetim sonuçlarına göre, gerek AWGN gerekse Rayleigh sönümlemeli kanallarda iletim durumlarında BPSK modülasyon türü ile yapılan iletimde en az hatalar elde edilmiştir. Ayrıca 64QAM ile yapılan iletimde ise en fazla hatalar elde edilmiştir. Ancak 64QAM, en yüksek iletim hatasına sahip olmasına rağmen veri transfer hızı 54 Mbit/sn ile en fazla hıza sahip modülasyon türüdür. Bu sebeple uçak içi kablosuz internet erişiminde performansın yüksek olması istendiği durumlarda BPSK yada QPSK modülasyona sahip modemler tercih edilirken veri transfer hızının daha fazla olmasının istendiği durumlarda 16QAM yada 64 QAM modülasyon türüne sahip modemler tercih edilerek kabin içi kablosuz internet bağlantısı yapılmalıdır. KAYNAKLAR [1] World Radiocommunication Conference (WRC03) reports, Geneva, Switzerland, 9 June- 4 July 2003. [2] L. Ahlin, J. Zahder, Principles of Wireless Communications, Studentlitteratur, ISBN 91-4400762-0, 1998 [3] J. Heiskala, J. Terry, OFDM Wireless LANs: A Theoretical and Practical Guide, Sams Publishing, ISBN 0-67232-572-0, 2001. [4] L. J. Cimini, Analysis and Simulation of Digital Mobile Channel Using Orthogonal Frequency Division Multiplexing, IEEE Transactions on Communications, Vol 42(2), pp. 2908-2914, 1994. [5] O. Edfors, An Introduction to Orthogonal Frequency-Division Multiplexing, Report, 1996. [6] R. Van Nee, R. Prasad, OFDM for Wireless Multimedia Communications, Artech House, London, Publishers, ISBN 0-89006-530-6, 2000. [7] P. Gee, H. Zaghloul, Wideband Orthogonal Frequency Division Multiplexing (W-OFDM), WiLAN’s W-OFDM Patents, US patent 5 282 222, June 20, 2000. [8] T. Onizawa, A Fast Synchronization Scheme of OFDM Signals for High Rate Wireless Communications, IEICE Transactions on Communications, E82-B(2), pp.455-463, 1999. [9] P802.11/D7.0, Part 11: Wireless LAN Medium Access Control (MAC) and Physical Layer (PHY)

285

specifications: High Speed Physical Layer in the 5 GHz Band, IEEE, Piscataway, NJ, 1999.

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

YANKISIZ ODA VE EM PROBLEMLERİNDE KULLANIMI Mehmet ERLER

Murat Ekici

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 38039 KAYSERİ

ÖZET Gelişen elektronik sektörünün insanlığın hizmetine sunduğu ve günlük hayatımızın vazgeçilmez birer parçası haline gelen elektronik cihazların göründükleri kadar masum olmadıkları hakikati, bu cihazların hem sağlık hem de güvenlik açısından sorgulanmasını kaçınılmaz hale getirmiştir. Elektronik cihazlar, bulundukları ortamdaki EM dalgalardan etkilenebildikleri gibi, kendileri de ortamda bulunan bir başka canlıyı yada elektronik cihazı yaydıkları EM dalgalar aracılığıyla etkilemektedirler. Bu etkinin sayısal değerinin belirlenebilmesi için de özel test ortamlarına ihtiyaç duyulmaktadır. Bu test ortamları, elektronik cihazların EMC ve EMI testlerinin yüksek doğrulukta gerçekleştirilefbilmesine olanak sağlamaktadır. Bu çalışmada günümüzde kullanılması zorunlu hale gelmiş olan bu test odalarının (Yankısız oda) yapıları ve kullanım alanları hakkında genel bir bilgi verimiştir. I. GİRİŞ Elektromanyetik uyumluluk (Electromagnetic Compatibility: EMC), elektronik ve elektrikli aygıt, gereç ve sistemlerin içinde bulundukları elektromanyetik (EM) ortamlarında, kendileri çok yüksek EM ışınımları yaratmamak koşuluyla, normal ve tatminkar çalışmalarını yerine getirebilmeleri, birbirleriyle uyum içinde yaşayabilmeleridir [1-9]. Cihaz veya sistemler her zaman elektromanyetik parazitlere maruz kalmaktadır ve her elektrikli cihaz , az veya çok bir elektromanyetik parazit üretecidir. Söz konusu parazitlerin temelinde yatan neden akım veya gerilimdeki ani değişimlerdir. Bu parazitler, teller veya kablolar üzerinden iletim yoluyla veya elektromanyetik dalgalar biçiminde ışımayla yayılabilirler. Parazitler, artan gerilim ve akım değerleriyle birlikte güçlenmektedir. Elektronik devreler giderek daha duyarlı hale gelmektedir. Duyarlı devreler ile parazit kaynağı devreler arasındaki uzaklıklar daha da azalmaktadır. Aynı EM ortamında bulunan bir radardan, bir alıcı/verici telsizden ve bir uçağın savaş sistemlerini denetleyen mikroişlemci kartından çıkan EM dalgaların yüksekliklerinin ve frekanslarının, bu

aygıtların birbirlerine zarar vermeden, uyum içinde çalışabilecekleri şekilde düzenlenmesi gereklidir. Elektronik aletlerin ve özellikle sayısal (digital) sistemlerin hem sivil, hem de askeri ortamlarda günden güne çoğalması ve çeşitlenmesi, ve çalışma frekanslarının yükselmesi, bu uyumu bozar. Bu sebeple ortaya çıkan bozulmaya elektromanyetik girişim (Electromagnetic Interference-EMI) denir [1-9]. Modern uçaklarda kullanılan yüksek yoğunluktaki alıcı-verici telsizler ve elektronik malzemeler elektromanyetik girişim problemini birincil öncelikli duruma getirirler. Bu tür platformlarda eşzamanlı çalışma durumunda elektromanyetik uyumluluğun sağlanması bir hayli zordur. Eğer iki antenin çalışma frekansları arasındaki fark yeterli değilse, bu iki antenin eşzamanlı çalışması ciddi problemler ortaya çıkarabilir. Kuplaj ile bir vericiden diğer alıcıya aktarılan güç çıkış katlarında problem veya arızalara sebep olabilir. Bu nedenle EMC/EMI, ürün geliştirme ve üretimin tüm aşamalarıyla kurulum ve kablolama sırasında dikkat edilmesi gereken çok önemli bir kriterdir. Son yıllarda ortaya çıkan bazı eğilimler sayesinde de EMC/EMI her zamankinden daha önemli bir hale gelmiştir [1-9]. Ayrıca günümüzde EMC/EMI , standartlara da dahil edilmiş olup yasal bir gereklilik haline gelmiştir. Özellikle üretilen cihazların Avrupa Birliği üyesi ülke pazarlarında yerlerini alabilmeleri için bu cihazların gerekli EMC/EMI testlerinden geçtiğinin simgesi olan "CE" işareti ve taşıtlar için de "e" işareti yasal bir zorunluluktur. Bu amaçla, TÜBİTAK-UME Elektromanyetik Metroloji Laboratuvarı EMC Birimi'nde EMC testlerinin tam uyumlu (fully compliance) bir şekilde yapılarak endüstriyel ürünlere "CE" ve "E" işaretlerinin verilebilmesi için gerekli test laboratuvarları ve ölçüm sistemleri kurulmuştur. Kurulan test laboratuvarları ve ölçüm sistemlerinin uygunluğu EMC konusunda Avrupa'nın Fransa'daki akredite laboratuvarı LCIE (Laboratoire Central des Industries Electriques) ve İngiltere'deki metroloji enstitüsü NPL (National Physical Laboratory) tarafından ölçümlerle teyit edilerek de raporlanmıştır [10].

286

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

Yukarıda bahsedilen sebeplerden ve yapılan çalışmalardan görüldüğü üzere, elektromanyetik girişim her geçen gün daha sık karşımıza çıkmakta ve bu durum EMC konusunu daha da önemli kılmaktadır. II. YANKISIZ ODA YAPILARI EMC/EMI testlerinin gerçekleştirilebilmesi için elektromanyetik açıdan boş uzay ortamına ve girişim direncine sahip yalıtılmış (Shielded), yankısız (Anechoic) odalara ihtiyaç duyulmaktadır. Yankısız odalar, elektromanyetik açıdan duyarlı RF ölçümlerinin gerçekleştirilebilmesi için kontrollü test ortamı yaratan özel tesislerdir. Genellikle düzgün (Uniform) olmayan alanları ve duran dalgaları bastıran soğurucularla döşenmiş metalik odalardır. Yankısız oda testlerinin doğruluk payının artırılabilmesi için RF sistemlerin platformu ile birlikte test edilmesi gerekmektedir [11-12]. Bunun yanısıra yankısız odalar, ebat, boyut ve kabiliyetleri açısından belirli sınırlamalara sahiptir. Yankısız odaların boyutları bakımından belirli sınırlamaları olmasıyla birlikte, bir savaş uçağını içerisine alabilecek büyüklükte kurulmuş olanları da vardır [11-12]. Bu durum, RF sistemlerin test edilebilmesi için kurulması gereken yankısız oda test laboratuarlarının çok yüksek maliyetlere sahip olmasına sebep olmaktadır. Bu yüksek maliyet değerlerinden dolayı EMI/EMC testlerinin bilgisayar destekli gerçekleştirildiği yankısız oda çalışmaları da mevcuttur [13]. Ancak daha önceki çalışmalarda da belirtildiği gibi bilgisayar destekli testlerin doğrulanabilmesi için de halen yankısız oda testlerine ihtiyaç vardır. İşte bu yüzden elektronik cihazların, Anten paterninin, RF sistemlerin, EMI/EMC testlerinin, kesin bir doğrulukta gerçekleştirilebilmesi için yankısız oda testleri bilimsel bir zorunluluk haline gelmiştir. Yankısız odalar; yarı yankısız (Semi-Anechoic) ve tam yankısız odalar olarak sınıflandırılabileceği gibi RF girişime (RFI) karşı yalıtımlı ve yalıtımsız olarak da sınıflandırılabilir. Yankısız oda tipi test edilecek sistemin ve yapılacak ölçümün niteliğine bağlı olarak belirlenir[14]. Şekil 1. de görülen yankısız oda test düzeneği, uçak burun radomlarının EM etkilerinin test edildiği bir çalışmada kullanılan yankısız oda test düzeneğidir.

Şekil 1. Yankısız oda test düzeneği II.1 • • • • • • • •

Açık Saha Test Alanı (Asta) Serbest yansıtma alan boyutları: > 100 m x 100m Topraklanmış yüzey genişliği: 18 m x 22 m Maksimum ölçüm mesafesi: 10 m Döner tabla: Çap 3m, tonaj 3 ton Anten kulesi tarama yükseklik aralığı: 1- 4 m NSA (Normalize Saha Zayıflatması) değeri: £ ± 1 dB (30 MHz - 1000 MHz) ASTA'da yapılan kalibrasyonlar: 30 MHz 40 GHz frekans aralığında yönlü antenler ASTA'da yapılan testler: 30 MHz - 40 GHz frekans aralığında ışınımla yayınım (radiated emission) [10].

Şekil 2. Açık Saha Test Alanı, Uzak Görünüş [10]

Şekil 3. Açık Saha Test Alanı, Yakın Görünüş [10]

287

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ yapılması için tasarımlanmıştır. ANSI C63.4 ve EN50147'ye göre yapılacak yayılım ölçmelerine de tam uyumludur. Bu oda FCC onayına uygundur [14].

Şekil 4. Kompakt Yankısız Oda [10] Şekil 2 ve Şekil 3’de bir açık saha test alanının uzakyakın görüntüsü ve Şekil 4’de ise bir kompakt yankısız oda resmi verilmiştir. II.2 Kompakt Yankısız Oda (Piramit Döşeli) Piramit döşeli KYO'nın (CAC - Compact Anachoic Chamber) boyutları 7,3 x 4 x 3,7 metredir. IEC 100043'e göre 80 MHz - 1 GHz aralığında tam uyumluluk bağışıklık deneyleri yapılması için tasarımlanmıştır. Yayılım (emisyon) ölçümlerinde, ön uyumluluk deneylerine uygundur [10]. II.3

Geniş amaçlı tasarlanmış bir yankısız oda ile yapılabilecek testler; • EMI, EMC, Anten paterninin ölçülmesi, • Geliş açısı (angle–of–arrival/AOA) ölçümleri, • Elektronik Karşıt Önlemleri (Electronic counter measures/ECM), • EW (Electronic Warfare)/Avyonik entegrasyon ölçümleri, • Sistem eşik seviyesi duyarlılığı ölçümü, • Tepkime zamanı ve Alıcı doyum ölçümleridir. [15]. III. YANKISIZ ODA ARACILIĞI İLE GERÇEKLEŞTİRİLECEK TESTLER Yankısız oda ölçüm düzenekleri yapılacak testin içeriğine özel düzeneklerdir [15]. 1. EMI/EMC Testleri : Elektromanyetik çevresel testler, çok basamaklı testlerdir ve aşağıda bahsedilen sistem testlerini içerir.

Kompakt Yankısız Oda (Ferrit Döşeli)

Ferrit döşeli KYO'lar tipik olarak 7 x 3 x 3 metre boyutlarındadır. IEC 100043'e göre 26 MHz - 1 GHz aralığında tam uyumluluk bağışıklık deneyleri yapılması için tasarımlanmıştır. Yayılım (emisyon) ölçümlerinde, ön uyumluluk deneylerine uygundur [14]. II.3.1 3 Metre Odası Ferrit döşeli 3 metre odasının boyutları 8,8 x 6,1 x 5,2 metredir. Bu model, IEC 100043'e göre 26 MHz - 1 GHz aralığında tam uyumluluk bağışıklık deneyleri yapılması için tasarımlanmıştır. ANSI C63.4 ve EN50147 'ye göre yapılacak yayılım ölçmelerine de tam uyumludur. Bu oda FCC onayına uygundur [14]. II.3.2 5 Metre Odası Ferrit döşeli 5 metre odasının boyutları 11 x 6,7 x 5,5 metredir. Bu model, IEC 100043'e göre 26 MHz - 1 GHz aralığında tam uyumluluk bağışıklık deneyleri yapılması için tasarımlanmıştır. ANSI C63.4 ve EN50147 'ye göre yapılacak yayılım ölçmelerine de tam uyumludur. Bu oda FCC onayına uygundur [14]. II.3.3 10 Metre Odası 3 ve 5 metre odalarına benzer yapı ve performansta olan, ferrit döşeli 10 metre odasının boyutları 18 x 13 x 8 metredir. Bu model, IEC 100043'e göre 26 MHz 1 GHz aralığında tam uyumluluk bağışıklık deneyleri

EMI EMC RFC -

Elektromanyetik girişim Elektromanyetik uyumluluk Radyo frekansı uyumluluğu

Test altındaki sistem, harici bir RF kaynak vasıtasıyla hava aracı sisteminin birden fazla çalışma modunda yayın yaparak, sistemler arası uyumluluğu test etmek için uyarılır. Testin amacı girişimleri ve kuplajlama parametrelerini belirlemektir. Test altındaki sistemin performansı, belirlenmiş test amaçlarının ölçümleri sonucunda hesaplanır. EMC, EMI ve RFC testleri aşağıdaki gibi tanımlanabilir. 1.1. EMI Testleri : EMI testleri genelde tek bir ekipmana veya altsisteme uygulanır. EMI testleri ışınım alınganlığı, ışınım salımı testleri, iletim duygunluğu testleri ve iletim salımı testlerini içermektedir. 1.2. EMC Testleri : EMC testleri bir sistem platformu üzerine kurulmuş ölçüm ekipmanı ve alt sistem uyumluluğunu kapsamaktadır. Asıl amaç hava aracı üzerindeki uyarıcı sistem (kaynak) aktifken tek başına ekipman veya alt sistem (uyarılan) performansının gözlenmesidir. Harici kaynak radyasyonundan etkilenme durumu aşağıdaki faktörler göz önünde bulundurularak değerlendirilmelidir:

288

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

a. Elektromanyetik tehlikelere yakın olacak şekilde alçak uçuş durumunu tanımlayan çevresel yayın ortamlarının sağlanması. b. Test edilecek sistemin, hava aracı üzerindeki yalıtım etkinliği ve kılıfının göz önünde bulundurulması. c. Hava arcının kritik sistemlerinin ve sayısal uçuş kontrol sistemlerinin, test edilecek olan sistemden etkilenme oranının ölçülmesi. Test koşullarının analiz edilecek sistem gereksinimlerine ve gerekli elektromanyetik çevresel koşullara uygunluğunun sağlanması gerekmektedir. Sistemde meydana gelecek olan bir problem, tamamen bir sonuç değil meydana gelen problemi incelemek için bir neden olacaktır.

işaret ile uyarılır. İşaret güç yoğunluğu, işaret algılanıncaya ve tanımlanıncaya kadar artırılır. Ardından işaret güç yoğunluğu, algılama kaybolana kadar azaltılır. Bu sayede test edilen sistemin çalışma eşik seviyesi tespit edilmiş olunur. 6. RF Polarizasyon Testleri : Test edilecek sistem, bilinen bütün elektromanyetik polarizasyona sahip RF işaretler ile uyarılır ve sistem performansı üzerine olan etkisi incelenir. Polarizasyon test düzeneği ve doğrulama metodu sistemin gerektirdiği polarizasyon doğruluğu gereksinimlerine bağlıdır. Diğer bir deyişle, EMC cihaz ve sistemlerin hedeflenmiş çalışma koşullarında olumsuz şekilde diğer sistemlerden etkilenmeden veya diğer sistemleri etkilemeden çalışabilme yeteneğidir.

1.3. RFC Testleri : 7. Radom Testleri : RFC testleri EMI/EMC testlerinin bir alt parçasıdır. RFC testleri alıcı veya verici antenlere sahip ekipmanlar veya alt sistemlere uygulanır. Aşağıdaki RFC gerçekleştirilir :

testleri,

sistem

seviyesinde

a. Anten-Anten izolasyonu b. Işınım harmonik bileşenleri

Bir radomun anten paternine yaptığı etkinin ne ölçüde olduğunun anlaşılabilmesi için temel bir test düzeneğine ihtiyaç vardır. Ancak böyle bir test düzeneği sayesinde, bir radomun etkilerinin tam olarak anlaşılması mümkündür. Uygun düzenlenmiş bir test düzeneği Şekil 5 de gösterilmiştir. Bu düzenleme ile hem hava araçlarında hem de diğer araçlarda kullanılan radomların etkilerinin test edilmesi mümkün olmaktadır [16].

2. Anten Paterni Ölçümleri : Sinyal analizör

Anten paterni ölçümleri bir kaynak ve bir ölçüm anteni aracılığı ile dönen bir sistem üzerinde gerçekleştirilir. Antenin paterninin platformu ile birlikte ölçülmesi doğruluğu açısından önemlidir.

anten Test Edilen Sistem

3. ECM Testleri :

Platform anten

ECM testleri, ilgili işaretlere uyarılan sisteminin karşıt ölçüm performansını belirlemek için kullanılmaktadır. Test edilecek sistem, yankısız odada uygun biçimde yerleştirildikten sonra tehdit edici olan işaret ile uyarılır. Alıcı antenler vasıtası ile sistem performansı izlenir.

Bilgisaya

Şekil 5. Yankısız oda ile radom testi IV. SONUÇ

4. EW/Avyonik Entegrasyon Testleri : EW/Avyonik entegrasyonu testleri birden fazla EW/Avyonik sistemin tek bir platforma monte edildiğinde çalışabildiğini doğrulamak için gerçekleştirilir. 5. Sistem Eşik Seviyesi Testleri : Test edilecek sistem, sistem duyarlılığının ve sistem işleme eşik seviyesinin belirlenmesi için harici RF

EMC/EMI testlerinin gerçekleştirilebilmesi için elektromanyetik açıdan boş uzay ortamına ve girişim direncine sahip yalıtılmış (Shielded), yankısız (Anechoic) odalara ihtiyaç vardır. RF sistemlerin test edilebilmesi için kurulması gereken yankısız oda test laboratuarlarının çok yüksek maliyetlere sahip olması kaçınılmaz bir gerçektir. Ancak daha önceki çalışmalarda da belirtildiği gibi bilgisayar destekli testlerin doğrulanabilmesi için de halen yankısız oda testlerine ihtiyaç vardır. Hava araçlarında kullanılan

289

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

anten sistemlerine, radom etkilerinin çözümlenmesi ve radomun sistem üzerine elektromanyetik etkilerinin doğru bir şekilde ölçülebilmesi için de yankısız odalar kullanılmalıdır.

[12]

Sonuç olarak, elektronik cihazların, Anten paterninin, RF sistemlerin, EMI/EMC testlerinin ve radom testlerinin, kesin bir doğrulukta gerçekleştirilebilmesi için yankısız oda testleri bilimsel bir zorunluluk haline gelmiştir.

[13]

TEŞEKKÜR Bu çalışma, Erciyes Üniversitesi Araştırma Projeleri Birimi tarafından FBA-06-27 ve FBA-06-30 numaralı projelerle desteklenmiştir. KAYNAKLAR

[14] [15]

[1] AYDEMİR M.E., GÜNEL T., itüdergisi / dmühendislik Cilt:5, Sayı:3, Kısım:1, 85-94 Haziran 2006 [2] GÜREL L., “Savunma Sistemlerinde Elektromanyetik Uyumluluk (EMC) ve EMC Eğitimi” [3] GÜREL L., “Elektromanyetik Uyumluluk Benzetimleri”, Bilkent Universitesi, Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Bölümü Bilkent, Ankara. . [4] GÜREL L., “Sayısal elektromanyetik bilimi, elektromanyetik uyumluluk ve Avrupa Topluluğu,” Elektrik Mühendisliği 6. Ulusal Kongresi, s. 645-648, Bursa, Eylül 1995. [5] GÜREL L., “Elektromanyetik uyumluluk ve sayısal elektromanyetik bilimi,” Savunma Sanayi’ndeki Teknolojik Gelişmeler Sempozyumu, s. 621-626, Kara Harp Okulu, Ankara, Haziran 1997. [6] GÜREL L., ŞENDUR İ. K. , “Computational Investigation of Radiation from Conducting Boxes with Arbitrary Apertures,” International Symposium on Electromagnetic Compatibility, Roma İtalya. Eylül 1998. [7] GÜREL L., “Elektromanyetik uyumluluk standartları ve bilgisayar simülasyonları,” Elektromanyetik Kirlilik Etkileri Sempozyumu 1999, s. 61-64, Ankara, Kasım 1999. [8] GÜREL L., “Savunma Sistemlerinde Elektromanyetik Uyumluluk (EMC) ve EMC Eğitimi,” Savunma Sanayi Sempozyumu-2000, s. 416-423, Ankara, Kasım 2000. [9] GÜREL L., “Askeri Sistemlerin Elektromanetik Uyumluluğunun (EMC) Önemi ve EMC Eğitimi,” 1. Uluslararası Uzay Sempozyumu: Dünyadaki Uzay Faaliyetleri ve Türkiyenin Potansiyeli, s. 395-402, Ankara, Mayıs 2001. [10] www.gyte.edu.tr [11] ROTHENHAUSLER, M., RİTTER, J., “Mode Stirring Chambers for full size aircraft tests: concept- and design-studies”, 33rd European

[16]

290

Microwave Conference, Vol. 3, pp.1031 – 1034, 7-9 Oct. 2003. ALİ, E.F.“Electronic warfare testing at the Benefield anechoic facility”, IEEE Autotestcon Proceedings, pp. 232-243, 22-25 Sep 1997. FLOREAN,D., “Computer aided prediction and experimental validation of radiated emission from a shielding box with different size apertures”, IEEE International Symposium on Electromagnetic Compatibility, Vol. 1, pp. 195 – 198, 13-17 Aug. 2001. www.esenel.com/Panashield/panashield.htm YAPICI A.Ç., EKİCİ M., ÇİFLİKLİ C., “Havacılıkta Elektromanyetik Problemlerin Yankısız Oda Ölçümleri Aracılığıyla Çözümlenmesi“ Kayseri VI. Havacılık Sempozyumu HaSeM06 s. 127-129, Nevşehir EKİCİ M., YAPICI A.Ç, ÇİFLİKLİ C., “Hava Araçlarında Kullanılan Anten Sistemlerine Radom Etkilerinin Bilgisayar Destekli İncelenmesi “ Kayseri VI. Havacılık Sempozyumu HaSeM06 s. 430-433, Nevşehir.

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

LMS ALGORİTMASI İLE GÜRÜLTÜ GİDERİCİ TASARIMI Nurhan KARABOĞA1 , Süheyla Koyuncu2

1

Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Bölümü, Erciyes Üniversitesi, Kayseri 1

2

e-posta : [email protected] ,

ÖZET Bu çalışmada, uyarlamalı FIR süzgeçlerde gürültü giderme konusu incelenmiştir. Gürültü giderme işleminin başarımını ölçmek için literatürde bulunan ve oldukça sık kullanılan klasik algoritmalardan LMS algoritması kullanılmıştır. Yine farklı süzgeç derecelerinde, gürültü gidermenin başarımları üzerine karşılaştırmalı çalışmalar yapılarak algoritmanın performansı gözlemlenmiştir.

1.

GİRİŞ

Gürültü giderme, çoğu mühendislik problemlerinin en temel sorunlarından birini teşkil etmektedir. Sayısal ses iletişim sistemlerindeki önemli uygulamalar, arzu edilen ses işaretini gürültü işaretinden çıkarıp gürültüyü uzaklaştırmaya yöneliktir. Eklenebilir gürültüyle bozulmuş bir işaret tahmininin en genel yolu, nispeten değişmemiş işarete izin verirken gürültüyü bastırmaya yönelik bir filtre vasıtasıyla gürültülü işareti süzmektir. Belirtilen amaçlar için kullanılan filtreler sabit ya da uyarlamalı olabilirler. Sabit filtrelerin tasarımı, hem işaretin hem de gürültünün önceki bilgilerine dayalı olmalıdır fakat uyarlamalı filtreler, kendi parametrelerini otomatik olarak ayarlama kabiliyetine sahiptir ve tasarımları işaretin ya da gürültünün özelliklerinin önceki bilgilerine çok az ihtiyaç duyularak veya hiç gerek duyulmaksızın yapılmaktadır[1]. Gürültü giderme birçok uygulamada çok fazla avantaja sahip olan optimal filtrelemenin bir çeşididir. İşaretin algılanamadığı ya da zayıf olduğu gürültü alanındaki noktalara yerleştirilen bir veya daha fazla sensörden elde edilmiş yardımcı ya da referans giriş kullanılır. Giriş filtrelenir ve işaret ve gürültünün her ikisini de içeren ana(primary) girişten çıkartılır. Sonuç olarak, gürültü zayıflatılır ve elimine edilir. Eğer filtreleme ve çıkarma uygun bir uyarlamalı filtre tarafından kontrol edilirse, birçok durumda işaretin bozulması veya çıkış gürültü seviyesinin artması gibi küçük risklerle gürültü indirgeme uygulaması yine çoğu durumda başarılabilir. Uyarlamalı gürültü gidermenin uygulanabildiği durumlarda, direkt filtrelemeyle başarılması zor veya imkansız olan gürültü giderimi belli dereceye kadar başarılabilmektedir.

e-posta: [email protected]

Bu çalışmada çok kullanılan LMS algoritması, stokastik türeve dayalı bir algoritmadır. Algoritmanın en önemli özelliği basit bir yapıya sahip olması, korelasyon fonksiyon hesaplamalarını ve matris terslendirmelerini içermemesidir. LMS algoritması, 1959’da Widrow ve Hoff tarafından desen tanıma makinalarında kullanılmıştır [2]. İkinci ve üçüncü bölümlerde sırasıyla Uyarlamalı Gürültü Giderme ve LMS Algoritması hakkında bilgi verilmektedir. Yine üçüncü bölümde, ikinci ve sekizinci dereceden ve farklı SNR değerlerine sahip Uyarlamalı filtreler için gürültü gidermede, LMS algoritmasının nasıl uygulandığı konusu anlatılarak elde edilen simülasyon sonuçları sunulmaktadır. 2.

ADAPTİF GÜRÜLTÜ GİDERME

Güvenilir gürültü giderim metotları ses işaretinden gürültüyü etkili bir şekilde ayırabilmektedir. Gürültü karakteristikleri olarak işaretin önceki durumunun bilinmemesi ve zamanla değişebilmesi sayılabilmektedir. Bu gürültü karakteristiklerini izlemeye ve tanımaya yatkın uyarlamalı sistemlerin kullanılması önemli olmaktadır. Gürültü giderimi için uyarlamalı filtreleme uygulamaları geniş bir alanda kullanılmaktadır. Bir uyarlamalı gürültü giderici sistem çıkışı, uyarlamalı süreç için hata işareti olarak yerine getirilmektedir[3]. Uyarlamalı gürültü gidermedeki ilk çalışmalar 1957 ile 1960 yılları arasında General Electric Company’de çalışan Howells, Applebaum ve arkadaşları tarafından yapılmıştır. Yardımcı bir anten ve iki ağırlıklı basit bir uyarlamalı süzgeçten türetilen referans girişi kullanan anten yan kulak (sidelobe) giderimi için bir sistem oluşturmuşlardır[3]. Bu ilk çalışma zamanında, çok az araştırmacı uyarlamalı sistemlerle ilgilenmekteydi ve çok ağırlıklı uyarlamalı süzgeçlerin gelişimi henüz başlamıştı. 1959’da Stanford üniversitesinde Widrow ve Hoff LMS uyarlamalı algoritmasını ve Adaline olarak bilinen örnek tanımlama (pattern recognition) şemasını, uyarlamalı doğrusal eşik lojik elementi için bulmuşlardır[4]. Bilgi işareti s(n), ilintisiz bir gürültü olan n0 ile toplanan işareti alan algılayıcıya bir kanal üzerinden

291

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

iletilir. Toplam bilgi işareti ve gürültü, (s(n)+n0(n)), gidericinin öncelikli girişini oluşturur. İkinci bir algılayıcı, bilgi işaretiyle ilintili olmayan ama n0(n) gürültüsüyle ilintili olan n1(n) gürültüsünü alır. Bu algılayıcı, gürültü gidericiye referans girişini sağlar. n1(n) gürültüsü, n0(n)’ nin yakın bir kopyası olan bir y(n) çıkışını üretmek için süzülür. Bu çıkış, s(n)+n0(n) girişinden s(n)+n0(n)–y(n) sistem çıkışını üretmek için çıkartılır. Uyarlamalı süreçte kullanılan hata işareti uygulamanın doğasına bağlıdır. Gürültü giderme sistemlerinde amaç sistem çıkışı olan s(n) + n0(n) – y(n)’ yi üretmektir ki bu s(n) işaretine, en küçük kareler hassaslığında en uygun olandır. Bu amaç, sistem çıkışını uyarlamalı süzgece geri besleyerek ve tüm sistem çıkış gücünü küçültmek için uyarlamalı bir algoritma üzerinden süzgeci ayarlayarak gürültüsünün veya s(n) başarılmaktadır. n0(n) işaretinin daha önceki bazı bilgileri düşünülebilir ve n1(n)’e filtre tasarlanmadan önce veya gürültü giderme işareti y(n)’yi üretmeye adapte olmadan önce gerek duyulabilir. İster istatistiksel ister deterministik olsun s(n), n0(n) veya n1(n) bağıntıları daha önce bilinen bir bilgiye ihtiyaç duymazlar. Uyarlamalı gürültü gidericinin blok diyagramı Şekil 1.’de gösterilmiştir[5]. Temel olarak bir uyarlamalı gürültü giderici ana (istenen) ve referans adı verilen iki girişe sahiptir. Şekilde s(n) bilgi işaretini gürültü işaretini, n1(n) tanımlamaktadır. no(n) referans işaretini ve ε(n) hata işaretini tanımlamaktadır.

3.

SİMÜLASYON SONUÇLARI

Simülasyonlar ikinci ve sekizinci dereceden uyarlamalı FIR filtreler için gerçekleştirilmiştir. Bu çalışma için, Eşitlik 1 ile tanımlanan işaretler kullanılmıştır. N, örnekleme periyodu’dur ve bu çalışma için 2048 olarak alınmıştır. s(n) = sin(3πt2/8N2)

n=1, 2 ,…, 2048

d(n) = s(n) + n0(n)

(1)

Eşitlik 1’de verilen s(n) bilgi işaretine, gürültü n0(n) işareti eklenmiştir ve bu işaret d(n), işareti olarak adlandırılmıştır. n0(n) normal dağılımlı rastgele gürültü işaretidir. Referans işaret n1(n), n0(n) ile ilintili olan bir gürültü işaretidir. Referans işareti n1(n) filtre girişinde verilmektedir, d(n) olarak gösterilen giriş işareti de filtre çıkışıyla karşılaştırılarak hatanın elde edilmesini sağlayan işaret olarak kullanılmaktadır. Çalışmada, hatayı minimize etmek için LMS algoritması kullanılmıştır. LMS algoritması uyarlamalı sistemlerde yaygın olarak kullanılan bir lineer uyarlamalı filtreleme metodudur[6]. Bu algoritmanın temelini karesel hatanın beklenen değerinin minimize edilmesini temel alan bir optimizasyon algoritması olan en hızlı iniş (steepest descent) algoritması oluşturmaktadır. işaret 3

2

1 Genlik 0

-1

-2

-3 0

200

400

600

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 2: Bilgi işareti, s(n)

Şekil 1: Uyarlamalı gürültü giderici Şekil 1.’deki sistemde referans giriş, filtre çıkışı üzerinde, bağımlı bir hata işaretine cevap veren LMS algoritması vasıtasıyla, kendi darbe cevabını otomatik olarak ayarlayan uyarlamalı bir filtre ile işlenmektedir. Böylece uygun algoritmayla filtre, değişen şartlar altında çalışabilmekte ve hata işaretini minimize etmek için kendi kendini sürekli olarak yeniden ayarlayabilmektedir.

Şekil 2’de s(n) bilgi işareti gösterilmektedir. Şekil 3’de ikinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültü işareti n0(n) gösterilmektedir. Şekil 4’de ikinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n) ve Şekil 5’de yine ikinci dereceden bir filtrede SNR=8 dB olduğunda LMS algoritması kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin çıkışı gösterilmektedir. Şekil 6’da aynı filtre için SNR=8 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi gösterilmektedir.

292

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ gürültü

Filtre çıkışı

3

3

2

2

1

1

Genlik 0

Genlik 0

-1

-1

-2

-2

-3

0

500

1000 1500 Ornekleme Noktalari

2000

2500

Şekil 3: İkinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültü işareti n0(n).

-3

0

200

400

600

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 5: İkinci dereceden bir filtrede SNR=8 dB olduğunda LMS algoritması kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin çıkışı.

Ana işaret 3

hata 3

2 2 1 1 Genlik 0

Genlik 0

-1 -1 -2 -2 -3 0

500

1000 1500 Ornekleme Noktalari

2000

2500 -3

Şekil 4: İkinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n)=s(n)+n0(n). Şekil 5’dan görüldüğü gibi filtre çıkışı arzu edilen işareti yaklaşmayı başarmış olsa da tam olarak yakalayamamaktadır. Şekil 6’da verilen hatanın da hızlı bir şekilde düştüğü görülmektedir. Şekil 7’de ikinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğundaki gürültü işareti, n0(n) gösterilmektedir. Şekil 8’de ikinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n) ve Şekil 9’da yine ikinci dereceden bir filtrede

0

500

1000 1500 Ornekleme Noktalari

2000

Şekil 6: İkinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi SNR=10 dB olduğunda LMS algoritması kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin çıkışı gösterilmektedir. Şekil 10’da aynı filtre için SNR=10 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi gösterilmektedir. Aynı uzunluktaki filtre için S/N oranının artması durumunda, Şekil 9 incelenecek olursa, filtre çıkışının arzu edilen işareti daha iyi yakaladığı görülmektedir. Şekil 10’da hatanın gelişimi incelenirse, Şekil 6’ya göre sonuca daha hızlı şekilde yakınsadığı görülmektedir.

293

2500

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ gürültü

filtre çıkışı

3

3

2

2

1

1 Genlik 0

Genlik 0

-1

-1

-2 -2

-3

-3 0 0

200

400

600

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 7: İkinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğundaki gürültü işareti n0(n).

200

400

600

Şekil 13: Sekizinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğunda LMS algoritması kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin filtre çıkışı

Ana işaret

hata

3

3

2

2

1

1

Genlik 0

Genlik 0

-1

-1

-2

-3

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

-2

0

200

400

600

-3

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 8: İkinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n)=s(n)+n0(n). Filtre çıkışı

500

1000 1500 Ornekleme Noktalari

2000

2500

Şekil 10: İkinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi gürültü

3

3

2

2

1

1

Genlik 0

Genlik 0

-1

-1

-2

-3

0

-2

0

200

400

600

-3

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 9: İkinci dereceden bir filtrede SNR=10 dB olduğunda LMS algoritması kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin çıkışı.

0

200

400

600

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 11: Sekizinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültü işareti, n0(n).

294

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin çıkışı gösterilmektedir. Şekil 18’de aynı filtre için SNR=10 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi verilmiştir. Aynı uzunluktaki filtre için S/N oranının artması durumunda, Şekil 17 incelenecek olursa, filtre çıkışının arzu edilen işareti daha iyi yakaladığı görülmektedir. Şekil 18’de hatanın gelişimi incelenirse, Şekil 14’e göre sonuca daha hızlı şekilde yakınsadığı görülmektedir.

ana işaret 3

2

1 Genlik 0

-1

Farklı SNR değerlerinin filtre çıkışına etkisi Tablo 1’de verilmektedir. Tabloda, ikinci ve sekizinci dereceden filtreler için 8 ve 10 dB’lik gürültü durumlarında elde edilen ağırlıklar verilmektedir.

-2

-3

0

200

400

600

800 1000 1200 1400 1600 Ornekleme Noktalari

1800 2000 gürültü

Şekil 12: Sekizinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n)=s(n)+n0(n).

3

hata

2

3

1

2

Genlik 0

1 Genlik 0

-1

-2

-1

-3

-2

-3

0

500

1000 1500 Ornekleme Noktalari

0

200

400

600

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 15: Sekizinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğundaki gürültü işareti, n0(n).

2000

2500

ana işaret

Şekil 14: Sekizinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi

3

2

Şekil 11’de sekizinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültü işareti, n0(n) gösterilmektedir. Şekil 12’de sekizinci dereceden bir filtre için SNR=8 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n) ve Şekil 13’de yine sekizinci dereceden bir filtrede SNR=8 dB olduğunda LMS algoritması kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin çıkışı gösterilmektedir. Şekil 14’de aynı filtre için SNR=8 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi gösterilmektedir. Şekil 13’den görüldüğü gibi filtre çıkışı arzu edilen işareti yaklaşmayı başarmıştır. Şekil 14’de verilen hatanın da hızlı bir şekilde düştüğü görülmektedir. 15 ile 18 arasındaki verilen şekillerde yine sekizinci dereceden filtreler kullanılarak elde edilen sonuçlar verilmiştir. Şekil 15’de SNR=10 dB olduğundaki gürültü işareti, n0(n) gösterilmektedir. Şekil 16’da SNR=10 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n) ve Şekil 17’de SNR=10 dB olduğunda LMS algoritması

1 Genlik 0

-1

-2

-3 0

200

400

600

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 Ornekleme Noktalari

Şekil 16: Sekizinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğundaki gürültülü işaret d(n)=s(n)+n0(n).

295

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ Tablo 1: LMS algoritması ile 8 ve 10 dB’lik gürültü durumlarında, ikinci ve sekizinci dereceden süzgeçler için elde edilen katsayılar

Filtre çıkışı 3

2

L=2

Katsayılar

1 Genlik 0

W1 W2

SNR=8dB 0.0170 1.0094 L=8

-1

-2

-3

SNR=10dB -0.0632 0.9225

0

200

400

600

800 1000 1200 1400 Ornekleme Noktalari

1600 1800 2000

Şeki1 17: Sekizinci dereceden bir filtrede SNR=10 dB olduğunda LMS algoritması kullanıldığında uyarlamalı gürültü gidericinin çıkışı. hata

W1 W2 W3 W4 W5 W6 W7 W8

SNR=8dB -0.1042 -0.0809 -0.0716 -0.0649 -0.0544 0.0356 -0.0235 0.9822

SNR=10dB -0.2725 -0.2332 -0.2048 -0.1900 -0.1667 -0.1368 -0.1242 0.8725

3

2

1 Genlik 0

-1

-2

-3

0

500

1000 1500 Ornekleme Noktalari

2000

2500

Şekil 18: Sekizinci dereceden bir filtre için SNR=10 dB olduğunda örnekleme sayısına göre hatanın gelişimi 4. SONUÇ Bu çalışmada, uyarlamalı FIR süzgeçler için, literatürde oldukça sık kullanılan klasik tekniklerden olan LMS algoritmasıyla uyarlamalı gürültü giderici tasarlanmıştır. İkinci ve sekizinci dereceden farklı işaret/gürültü oranlarına sahip rastgele gürültü işaretiyle uyarlamalı gürültü giderici tasarımı gerçekleştirilmiştir. Farklı SNR değerleri için başarılı bir uyarlamalı gürültü gidericinin tasarlanabildiği simülasyon sonuçlarından görülmüştür.

296

5. KAYNAKÇA [1] E. C. Ifeachor and B.W. Jervis, Digital Signal Processing, A Practical Approach, Prentice Hall, 2002. [2] Price, K., Storn, R., A Simple Evolution Strategy for Fast Optimization. Dr. Dobb’s Journal, 264, 18-24, 1997. [3] Koyuncu, C.A., Farksal Gelişim Algoritmasının İncelenmesi ve İşaret Kestiriminde Kullanılması, Erciyes Üniversitesi, Yüksek Lisans Tezi, Kayseri, 2006. [4] Yang, G., Chen, I-Ming: Task Based Optimization of Modular Robot Configurations: Minimized Degree-of-Freedom Approach, Mechanism and Machine Theory, 35, 517–540, 2000. [5] Yiğit, Nalan, “Farksal Gelişim Algoritması Kullanılarak Adaptif Gürültü Giderici”, Yüksek Lisans Tezi, Erciyes Üniversitesi, 2007 [6] Graupe, D., Efron, J. A., An Output-Whitening Approach to Adaptive Active Noise Cancellation, IEEE Trans. On Circuits and Systems, 38, 11, 1306–1313, 1991.

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

ARAÇ TESPİT YÖNTEMLERİNİN DEĞERLENDİRİLMESİ Mehmet Ali SOYTÜRK 1

Mehmet Emin YÜKSEL 2

e-posta: [email protected]

e-posta: [email protected]

1

2

Erciyes Üniversitesi, Sivil Havacılık Yüksekokulu, 38039 KAYSERİ Erciyes Üniversitesi, Mühendislik Fakültesi, Elektrik-Elektronik Müh. Bölümü, 38039 KAYSERİ ÖZET

İnsan kaynaklı hataların en aza indirilerek araca ait değerlendirmenin hızlı bir şekilde sayısal olarak yapılabilmesini sağlayan bilgisayar destekli otomatik araç tespit sistemleri son yıllarda oldukça önem kazanmıştır. Bu tür sistemler ile karayolunda bulunan araçların yoğunluk saatleri, araç türleri, hızları, ve benzeri özelliklerine ait çeşitli istatistiksel raporların tutulabilmesi ayrıca bu verilerin sayısal ortamda saklanabilmesi bu tür sistemleri çok kullanışlı yapmaktadır. Araç tespitinde kullanılan yöntemler aracın bulunduğu ortama ve gereken tespit hızına göre değişiklik göstermektedir.

Dolayısıyla bulunulan şartlar ve gereksinimler doğrultusunda yöntem geliştirmek, problemin çözümünde ekonomik ve daha pratik bir çözüm olabilmektedir. Ortamda bulunan aracı belirlemek için kullanılan sistemleri görsel temelli olanlar ve olmayanlar olarak iki ana guruba ayırmak mümkündür. Görsel temelli sistemlerde uygun konuma yerleştirilmiş bir kamera ile alınan görüntü üzerinde imge işleme teknikleri kullanılarak araç bulunmaya çalışılırken görsel temelli olmayan sistemlerde ise algılayıcı olarak bazen bir manyetik sensör bazen de bir radar sistemi kullanılabilmektedir.

I. GİRİŞ

II. YÖNTEMLER

Araç tespiti için kullanılan sistemler çok farklı şekilde tasarlanabilmektedir. Bununla beraber araç tespiti için araca ait verilerin elde edilmesinde aracın belirleyici özelliklerinden simetrik yapılı olması, düz ve keskin hatlı kenar çizgilerine sahip olması, tek ve homojen bir renge sahip olması ve büyük metal bir kütleden oluşması gibi bazı özellikleri dikkate alınmaktadır. Bu ve benzeri özelliklerden bir veya daha fazlası aynı anda değerlendirilerek çok farklı ortam ve şartlarda bulunan araçlar hakkında detaylı bilgi elde edilebilmektedir.

Görsel temelli olmayan sistemlerde, aracın büyük bir metal kütle olması gerçeğinden yola çıkılarak geliştirilen yöntemlerin başında manyetik sensörlü sistemler gelmektedir. Dünyanın manyetik etkisinden dolayı ortamda bulunan düzgün manyetik alan çizgileri, ortamda ferro-manyetik bir cisim olması durumunda, Şekil-1’de göründüğü gibi relüktansı düşük ferromanyetik bir element olan demir alaşımları ile üretilmiş araç üzerinden geçerek doğrultusunu değiştirmektedir. Manyetik alan çizgileri üzerinde oluşan bu sapmanın zamana göre değişimi, hassas manyetik algılayıcılar üzerinden sayısal ortama alınarak çeşitli algoritmalar yardımıyla analiz edilmekte ve analiz neticesinde alan çizgileri üzerinde sapmaya neden olan cismin (aracın) boyutları, kısmen biçimi ve hızı hakkında gerekli bilgi elde edilebilmektedir.

Araç tespitinde kullanılacak olan yöntemi, aracın bulunduğu şartlara göre bulunduğu ortamdan aracın ayırt edilebilmesindeki zorluklar ve kısıtlamalar belirlemektedir. Hareket halindeki aracın sensör algılama bölgesinde küçük bir zaman aralığında bulunduğu veya video görüntüsünden araç tespit ve takip edilmesinin söz konusu olduğu durumlarda araç tespiti için geliştirilen yöntemin hem yazılım hem de donanım açısından hızlı bir şekilde araç tespiti yapabilmesi gerekmektedir. Bu ise detaylı araç bilgisi elde etmeyi güçleştirecektir. Öte yandan bazı araç tespit uygulamalarında araca ait detaylı veri gerekmeyebilir. Bu gibi durumlarda ise sadece basit anlamda ortamda aracın olup olmadığına bakılmaktadır ki bu, geliştirilen yöntemin oldukça hızlı olabilmesine imkan verecektir.

Kullanılan algılayıcı sayısı arttırılarak aracın boyut ve biçimi hakkında daha detaylı bilgi sağlanması mümkün olmakla beraber algılayıcıların araca yakın bir noktaya yerleştirilmesi zorunluluğu bazı uygulamalar için yöntemi kullanışsız yapabilmektedir. Ayrıca algılayıcı sayısının artması analiz edilmesi gereken veri miktarını arttıracağından sistemin cevap süresini uzatacaktır. Michael J. ve Lucky S. çalışmalarında, ortamdaki manyetik alan değişimi ile orantılı olarak çıkışında

297

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

elektriksel değer üreten algılayıcılar kullanarak araç tespit ve sınıflandırmasını gerçekleştirmişlerdir [1].

olarak da sistemin cevap süresi kısalmaktadır. Video görüntüsü üzerinde işlem yapılırken, saniyede 20-30 resim alındığı göz önünde bulundurulduğunda sistemin cevap hızı daha da önem kazanmaktadır.

Şekil-1 Manyetik alan çizgilerinin metal bir kütle olan araç tarafından bozulması. Görsel temelli olmayan sistemlerde kullanılan diğer bir yöntem ise radar bazlı bir sistem kullanmaktır. Radar sinyalleri ile özellikle cismin uzaklığı ve Doppler etkisi kullanılarak hızı belirlenebilirken, Jianxin Fang ve arkadaşlarının kullandığı gibi hareket eden araçtan yansıyan sürekli dalgaların zaman-frekans ekseninde oluşturduğu şeklin analizi ile kısmen aracın biçimi hakkında da bilgi sahibi olunabilmektedir. Jianxin Fang ve arkadaşları, K-bandında çalışan modüle edilmemiş sürekli dalga radarı yol üzerinde hakim bir noktaya yerleştirmiş ve yoldan geçen araçlardan yansıyan dalgaların Doppler frekanslarındaki zamana göre değişimlerini analiz ederek aracın hızı ve şekli hakkında bilgi sağlamışladır [2]. Araç tespitinde kullanılan yöntemlerin büyük bir bölümünü bir kamera aracılığıyla aldığı görüntüyü analiz ederek araç tespiti yapan görsel temelli sistemler oluşturmaktadır [3-18]. Bu tür sistemlerin fazlaca tercih edilmesinde, algılayıcı olarak kullanılan kameranın gelişen teknoloji ile birlikte çözünürlük ve hızındaki artmaya karşılık fiyatı ve boyutlarındaki düşüş önemli rol oynamaktadır. Ayrıca kamera ile alınan veri çok miktarda bilgiyi bünyesinde barındırmaktadır. Burada önemli olan nokta, alınan verinin iyi analiz edilerek araca ait gerekli bilginin hızlı ve doğru bir şekilde çıkarılabilmesidir. Alınan görüntü içerisinden istenen bilgilerin elde edilmesinde çok çeşitli imge işleme teknikleri kullanılmakla beraber yapılan çalışmaların bir çoğunda Şekil-2’de görüldüğü gibi öncelikle alınan görüntüye ait kenar imgesi elde edilmekte daha sonra ise bu kenar imgesi analiz edilerek gerekli bilgi sağlanmaktadır. Çünkü kenar imgesi, elde edildiği görüntüye ait hemen tüm veriyi ihtiva etmekte ve resimde bulunan nesnelerin sınırları belirlemektedir. Sadece kenarların bulunduğu bölgelerdeki piksellerin ele alınarak üzerinde işlem yapılması gereken hesap sayısını azaltmakta, buna bağlı

Şekil-2 Karayolunda hareket halinde olan araca ait görüntünün kenar imgesi. Kenar imgesinde olan araca ait kenarların birbirine göre konumları ve mesafesi dikkate alınarak oluşturulan modele göre imge içinde yapılan aramada araç tespiti ve sınıflandırılması gerçekleştirilebilmektedir. J. Collado ve arkadaşları ayrıca G.D. Sullivan ve arkadaşları model bazlı araç tespiti yönünde çalışmalar yapmışlardır [3] [4]. Görsel temelli sistemlerde doğal olarak alınan resimde bulunan aracın görünüş açısı büyük önem taşımaktadır. Bu sebeple geliştirilen yöntemdeki model ve gerekli algoritmalar aracın önceden belirlenen bir açıdan görünümünü tanıyacak şekilde tasarlanmaktadır. Örnek olarak karayolunun yanında bulunan bir noktadan alınan görüntü içerisindeki aracın tanınması için geliştirilen yöntemin, yolun üstünde hakim bir noktaya yerleştirilen kameradan alınan görüntüdeki aracı tanıyabilmesi için sistemin bu görünüş açısına göre aracı tanıyabilecek şekilde yeniden düzenlenmesi gerekecektir. Çünkü genel olarak aracın yandan görünümü, önden veya üsten görünümüne benzememektedir. Ayrıca resme dahil olan nesneler de görüş açısına bağlı olarak değişmektedir. Üstten görünümde imge içerisinde araçların dışında çoğu kez sadece karayolu varken yandan görünümde geliştirilen algoritmayı yanıltabilecek şekilde bir çok farklı nesne görüntüsü resme dahil olabilmektedir. Algılayıcının görsel temelli olması veya olmaması uygulanacak olan yöntemi büyük ölçüde değiştirmekle beraber verilerin analizinde kullanılan algoritmalar, sezgisel veya türeve dayalı yapıları ile algılayıcı türünden bağımsız şekilde alınan verideki bazı

298

HaSeM'08

Kayseri VII. Havacılık Sempozyumu 15-16 Mayıs 2008, KAYSERİ

özelliklerin araştırılarak amaçlan modele en uygun olanının bulunmasında önemli rol oynamaktadır. Literatürde araç tespit ve takibi üzerine yapılan çalışmalarda bu ve benzeri yöntemlerin bir veya daha fazlası birlikte kullanılabilmektedir. Literat