Dört kanatlı mikro hava aracı tasarımı ve kontrolü

Mikro hava araçları sabit kanatlı, döner kanatlı ve kanat çırparak uçan araçlar olmak üzere genel olarak üç başlıkta incelenebilir. Aracın boyutları küçüldükçe kanat yapısına bağlı olarak Reynolds sayısı azalmaktadır. Böylece sabit kanatlı ve döner kanatlı mikro hava araçlarının aerodinamik verimliliği azalmaktadır. Kuşların ve böceklerin dinamik yapısı, manevra kabiliyeti, sürati ve çevikliği kanat çırparak uçan mikro hava araçları üzerine yapılan araştırmaların her geçen gün artmasına sebep olmaktadır. Bu çalışmada, manevra kabiliyetinin daha iyi olması ve quadcopter hareketine benzer hareket etmesi sebebiyle kanat çırparak uçan dört kanatlı mikro hava aracı tasarlanmaya çalışılmıştır. Her kanat için ayrı tahrik elemanı kullanılmıştır. Eyleyici olarak dc servomotor kullanılmasına karar verilmiştir. Kanat mekanizması olarak dört çubuk mekanizması tercih edilmiştir. Dört çubuk mekanizmasının tercih edilmesinin sebebi bu işlev için gereken aktarma oranının sağlanabileceği bir mekanizma olmasıdır. Ayrıca, dört çubuk mekanizmasının diğer mekanizmalara göre üretiminin kolay olması ve sürtünmeden kaynaklanan enerji kaybının daha az olması bu mekanizmanın seçiminde önemli rol oynamıştır. Bunun dışında, dört çubuk mekanizmasının ağırlığının daha hafif olacağı düşünülmüştür. Motorun dönme hareketinden kanat çırpma hareketi elde etmek için kol sarkaç mekanizması kullanılmıştır. Kanat çırpma aralığı ölü konum sentezi yapılarak belirlenmiştir. Salınım açısıyla kanadın kaldırma kuvveti doğru orantılı olduğundan salınım açısı mümkün olduğunca yüksek seçilmeye çalışılmıştır. Kanadın yukarıdan aşağıya hareketi ile aşağıdan yukarıya hareketinin süresi eşit tutulmaya çalışılmıştır. Mekanizmadaki uzuv boyutlarının birbirine oranı bağlama açısı optimizasyonu yapılarak hesaplanmıştır. Optimizasyonda kol sarkaç mekanizmasının salınım açısı ve krankın açık ölü konumdan kapalı ölü konuma geçtiği açı verilerek bağlama açısının doksan dereceye göre sapmasının minimum olması için gereken uzuv boyutları bulunmuştur. Hesaplamada biyelin uzunluğunun krankın uzunluğuna oranı değişken olarak tutulmuş ve krank, biyel ve sarkaç uzunlukları sabit uzva bağlı olarak bulunmuştur. Kanat uzunluğu belirlendikten sonra sabit uzvun uzunluğuna karar verilmiş böylece krank, biyel ve sarkaç uzunlukları hesaplanmıştır. Krank açısı verilerek konum analizi yapılmıştır. Daha sonra krank açısal hızı verilerek hız analizi yapılmıştır. İvme analizi için gerekli denklemler elde edilmiş ve krank açısal ivmesi verilerek ivme analizi yapılmıştır. Uzuvların ağırlık merkezlerinin ivmeleri, atalet kuvvetleri ve momentleri hesaplandıktan sonra dinamik kuvvet analizi yapılmıştır. Böylece kanadın kaldırma kuvvetiyle ihtiyaç duyulan tork arasındaki ilişki bulunmuştur. İhtiyaç duyulan tork değeri açıya bağlı olarak değiştiğinden, krankın bir tur dönüşü için tork değeri hesaplanmıştır. Böylece belirlenen kaldırma kuvveti için ihtiyaç duyulan maksimum tork değeri elde edilmiştir. Bu tork değerini elde edebilecek tahrik elemanı olarak uygun motor ve redüktör seçimi yapılmaya çalışılmıştır. Mikro hava aracının havalanması için gerekli olan torku sağlayabilecek uygun motor bulunamamıştır. Oldukça hafif ve güçlü bir motor seçilerek bir deney düzeneği üzerinde gerekli testlerin yapılmasına karar verilmiştir. Farklı malzemeler kullanılarak kanat mekanizması üretilmiştir. Mekanizmanın delrinden üretilmesine karar verilmiştir. Gövde üretiminde ise delrin ve kestamit kullanılmıştır. Üretim aşamasında kanat uzunluğu değiştirilmeden mekanizmanın uzuv boyutları küçültülerek aracın ağırlığı azaltılmaya çalışılmıştır. Ayrıca gövde kısmı mümkün olduğunca boşluklu yapıda üretilmiştir. Farklı malzemeler kullanılarak kanat tasarımı yapılmıştır. Kanat kısmında karbon fiber çubukla desteklenmiş naylon kullanılmasına karar verilmiştir. Mikro hava aracının kontrolü için uçuş kontrol ünitesi kullanılmıştır. Motor direk akımla sürülemeyeceğinden motor ile mikrodenetleyici arasındaki bağlantıyı sağlaması için hız kontrol ünitesi kullanılmıştır. Batarya veya güç kaynağı kullanılarak sistem çalıştırılmıştır. Kanatların birbirinden bağımsız hareketi incelenmiştir. Hava aracının matematiksel modeli elde edilmiştir. Sistem bilgisayar programında modellenerek simulasyonu yapılmıştır. PID kontrolcü kullanılarak kapalı çevrim kontrol yapılmıştır. Simulasyonda gaz kelebeği, yalpalama açısı, yunuslama açısı ve yönelme açısı kontrol edilmiştir. Hava haracının hareketi, aracın üç eksende dönmesine izin veren deney düzeneğinde test edilmiştir.