Güneş enerjili insansız hava aracı tasarım ve üretimi

Bu tezde, güneş enerjisi ve Lityum iyon piller aracılığıyla kendi gücünü üreten insansız hava aracının tasarımı gerçekleştirilmiştir. Fotovoltaik hücreler ile üretilen elektrik enerjisini öncelikle uygun akım ve voltaj değerine getirmek için maksimum güç noktası izleyicisi (MPPT) adı verilen elektronik devre kullanılmış, daha sonrasında bu enerji hem itki sisteminin tahriğinde tüketilmiş hem de gece uçuşu için bataryalarda depolanmıştır. Bahsi geçen insansız hava arıcı, 24 saatlik kesintisiz gözetleme görevini icra edebilecek şekilde tasarlanmıştır. Güneş enerjili İHA, gözetleme görevini 2000 m. irtifada ve 2000 m. yarıçaplı bir sahada icra edecektir, bu sebeple ilgili irtifadaki havanın yoğunluğu, basınç gibi çevre koşullarına uygun biçimde uçuşunu sürdürebilecek kabiliyette tasarlanmıştır. Faydalı yük kapasitesi, bu tarz kesintisiz görevi başarıyla tamamlayabilmesi için en az 500 g. Olacak şekilde hesaplamalar yapılmıştır. Tasarım süreci; konsept tasarım, ön tasarım ve detay tasarım olmak üzere 3 ayrı fazdan oluşmaktadır. Her fazın kendine has problemleri ve bu problemlere çözüm yaratma metodu vardır. Tasarım aşamasına geçmeden önce, neden böyle bir çalışmaya ihtiyaç duyulduğu açıklanmış, geçmişte yapılan benzer çalışmalar literatür kısmında incelenmiştir. Konsept tasarım aşamasında, tasarımının gerçekleştirilmesi istenen güneş enerjili insansız hava aracının, özellikleri ve hangi şartlarda çalışacağı madde madde irdelenmiştir. Bu isterlerin yapılacak olan tasarım ile kaliteli ve en uygun biçimde karşılanabilmesi için Kalite Fonksiyon Dağılımı Analizi (QFD) yapılmıştır. Bu analiz ile, isterleri sağlayabilecek minimum özelliğe sahip İHA tasarımı için yol haritası belirlenmiştir. Tasarlanacak olan İHA'da uçuş süresi çok kritik olduğu için minimum boş ağırlığa ship olması, güneş ışığını herhangi bir engele maruz kalmadan doğrudan alabilmesi, aerodinamik olarak verimli bir tasarıma sahip olması, düşük maliyetli bir çözüm olması ve uzun süre havada kalacağı için basit bir tasarıma sahip olması en önemli tasarım kriterleridir. Uçağın konfigürasyon seçimi kısmında, uygun itki tipi seçimi, kanat yerleşim bölgesi seçimi, kuyruk şekli seçimi ve iniş kalkış metod seçimi yukarıdaki kriterlere göre objektif olarak yapılmıştır. Bu seçim sonucunda tasarlanacak olan uçağın final konfigürasyonu; üstten kanatlı, önden çekiş tipli tek motorlu, T tip kuyruklu, iniş takımsız olarak belirlenmiştir. Konsept tasarımı takiben yapılan ön tasarım kısmında, tasarlanacak uçağın görev profili detaylı olarak belirlenmiştir. Bu görevi gerçekleştireceği ortam koşulları ilgili hesaplamalarda kullanılmak üzere araştırılmıştır. Sonrasında benzer tipte uçakların kanat açıklığı, veter uzunluğu, kanat veter oranı, maksimum kalkış ağırlığı gibi karakteristik özellikleri incelenmiştir. Bu incelemelerde ortaya koyulan karakteristik özelliklere göre boyutlandırma çalışması yapılarak tasarım bir nebze olsun şekillenmeye başlamıştır. Uçağın ön tasarımına başlanırken öncelikli olarak, geçmiş çalışmalardan derlenen bilgiler ışığında detaylandırılmış ve ağırlık tahmini yapılmıştır. Bu öngörü vasıtasıyla komponent ve sistem bazında hangi ürünün ne kadar ağırlığa sahip olacağının kabaca kabülü yapılmıştır. Kabaca yapılan bu kabüldeki değerler kullanılarak uçağın aerodinamik analizleri yapılmıştır. Aerodinamik analiz esnasında öncelikle kanat profili belirlenmiş ve bu kanat profillerinin XFOIL programının arayüz ile çalışan uygulaması olan XFLR5 programında analizleri gerçekleştirilmiştir. Kanadın kesit profili MH115, kuyruğun kesit profili ise NACA006 olarak belirlenmiştir. Profillerin sürükleme değeri, uçuş süresini doğrudan etkilediği için profil seçimini yaparken sürükleme değerini düşük tutabilmek ve yüksek taşıma/sürükleme oranı yakalamak ön kıstas olmuştur. Kanat kesitleri belirlendikten sonra yine literatürdeki trendler göz önüne alınarak kontrol yüzeyi olan aileronlar, yatay ve dikey stabilizatörlerin boyutlandırılması yapılmıştır. 2 boyutlu analiz sonucu taşıma ve sürükleme değerlerini bulduktan sonra, uçağın görev boyunca hem itkinin hem de faydalı yüklerin tüketimi gözönüne alınarak ne kadar enerji harcayacağını bulmak için hesaplamalar gerçekleştirilmiştir. Çekilecek güc değerlerine göre sisteme uygun olacak motor pervane çifti, lityum iyon batarya seçimi, motor kontrolör seçimi, maksimum güç noktası izleyicisi seçimi ve uygun fotovoltaik hücre seçimi gerçekleştirilmiştir. Fotovoltaik hücrelerin sistem için gerekli olan gücü uygun gerilim ve akım değerlerinde üretebilmesi için kaç adet hücrenin gerekeceği ve bu hücrelerin kaçının sei kaçının paralel olarak birleştirileceği yapılan hesaplarla bulunmuştur. Uygun konfigürasyonda birleştirilen güneş panellerinin kapladığı alan ile toplam kanat alanı karşılaştırılarak yapılan boyutlandırma çalışmasının doğruluğ teyit edilmiştir. Ayrıca güneş panellerinin ürettiği enerji ile itki sistemi ve faydalı yükün toplamda tükettiği enerji karşılaştırılmış ve uçağın 24 saatlik kesintisiz gözlem uçuşunu gerçekleştireceği teorik olarak ispatlanmıştır. Daha önceki aşamalarda konsepti belirlenen ve ön tasarımı yapılan güneş enerjili İHA için yapısal komponentlerin Solid Edge programı kullanılarak detay tasarımı gerçekleştirilmiştir. Öncelikle kanadın gelen yükleri deforme olmadan taşıyabilmesi ve herhangi bir arızaya sebep olmaması için uygun dayanımda tasarlanması ile bu faza başlanmıştır. Sandviç karbon kompozitlerden oluşturulan dikine kesitlerin karbon tüpler ile birleştirilmesi ile ana karkas yapı oluşturulmuştur. Yine bu kanadın üzerine güneş panellerinin yerleştirilmesi için karbon kumaştan kanat yapısalları üzerine kaplama yapılmıştır. Yatay ve dikey stabilizatörde de benzer mantıkla ana yapılar oluşturulmuştur. Kuyruk sisteminin herhangi bir yapısal kırıma uğramadan gövdeye ilgili kuvvet ve momentleri iletebilmesi için yekpare karbon tüpten kuyruk bağlantısı yapılmıştır. Uçak gövde üzerine iniş gerçekleştireceği için yine dayanımı yüksek karbon kompozit kullanılarak bütün alt komponentleri muhafaza eden gövde tasarlanmıştır. İHA'nın itkisini sağlayacak olan tek motor ve pervane gövdenin önüne yerleştirilmiştir. Uçağın stabilite ve kontrolünü sağlayacak olan aileronlar, yatay ve dikey stabilizatörler mevcut kanatlardan uygun kesitlerin kesilerek seçilmiş olan uygun sevolar aracılığyla birleştirilmiştir. Yapılan tüm hesaplama ve tasarım çalışmalarına bakıldığnda ihtiyaç duyulan optimizasyon parametreleri ve tasarımın ileriki iterasyonlarında üzerinde durulması gereken konular belirlenmiştir.