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