TEKNOFEST
HAVACILIK, UZAY VE TEKNOLOJİ FESTİVALİ
HELİKOPTER TASARIM YARIŞMASI FİNAL TASARIM RAPORU
TAKIM ADI: Aerospace and Aviation Research Club
TAKIM ID:16729-163
TAKIM ÜYELERİ: Erkut Müvezzin, Mevlüt Can Demir
DANIŞMAN ADI: Prof. Dr. Kadir Çavdar Prof. Dr. Necmettin Kaya
TAKIM LİDERİ ADI SOYADI: Erkut Müvezzin
1.TASARIM TANITIMI 1.1.Tasarım Genel Fikri
Tasarım, yüksek hızda bir helikopter oluşturmak için Comanche-66, Sikorsky S-97 Raider ve Sikorsky SB-1 Defiant modellerinden referanslar alınarak gerçekleşecektir.
Tasarımda tek pilota göre tasarlanmış kokpit, yüksek yatay ve tırmanma hızı için çift rotor pervaneler, arkadan itki kuvveti ve egzoz gazını dağıtmak için kuyruk kısmına dik konumlandırılacak pervane, radarlardan gizlenebilmesi için özel kaplama, silahlı saldırılara karşı korunması için zırh, tank savar ve havadan havaya füzeler kullanılan, 250 kg’lık yük taşınabilme istemlerine karşı uygun bir tasarım yapılmıştır. Helikopter modeli Türkiyede de bulunan bir kartal türü olan Kaya Kartalından esinlenilerek ismi belirlenmiştir. Evrensel olarak bu kartal türü ‘Golden Eagle’ olarak adlandırılmaktadır.
Bundan dolayı helikopter modelinin evrensel olarak bilinmesi için ‘Turkish Golden Eagle’ olarak adlandırılmıştır. Helikopter renkleri isminden dolayı altın ve siyah renk tonlarında tasarlanmıştır.
1.2.Özgünlük
1.2.1.Stealth (Gizlilik) özelliği: Tasarımda tüm dış komponentler helikopter içerisinde tutularak ve motordan çıkan egzoz gazı helikopter içerisinde olabildiğince uzun mesafe dolaştırılarak tahliye edilmektedir. Tahliye işlemi için NOTAR ® anti-tork teknolojisi referans alınmıştır. NOTAR ® sisteminde hava tahliyesi kuyruğun yan taraflardan değil;
arka pervaneye dik kuyruk bölümden yapılacaktır.[1] Toplam radar profili mümkün olduğunca düşürülecektir. Böylece düşman radarlarına yakalanmamayı hedeflemektedir.
1.2.2.Hidrojen Jeneratörü: Hidrojen jeneratörü düşük miktarla, yüksek mesafe gidebilmeyi, bunun yanı sıra hidrojen pilleri ise elektronik aksamlar için güç üretimi sağlamaktadır. Bu amaçtan ötürü yakıt tasarrufu ve ekonomiklik sağlayacaktır.
1.2.3.Dış Kaplama (Boya): Helikopterin kızıl ötesi takip edilebilirliğinin azaltılması için, LWIR (8μm-12μm) alt bandında belirlenen frekans aralıklarında çalışan, bölgenin ihtiyacına göre belirlenmiş optimum yayınım değerine sahip kaplama/boya kullanımı hedeflenmektedir.
1.2.4.Hızlı Bakım ve Yakıt İkmali: Kaplama birçok panelden oluşturulacak ve olası tehditlerden sonra personel tarafından kolayca çıkarılıp tamir edilecektir veya yakıtı yenilenebilecektir.
1.3.Sistemin Yüksek Hızlı Seyir, İniş ve Kalkış için Kullanacağı Yöntemler
Helikopterlerde taşıma kuvveti elde edebilmek için pervane kullanılır. Helikopterin turboşaft motoru şaftı döndürür ve şafta bağlı olan pallerde bu sayede döner. Paller hava içinde hareket ettikleri için üst yüzeylerinde alçak basınç, alt yüzeylerinde ise, yüksek basınç oluşur. Bu basınç farkı taşıma kuvvetini meydana getirir. Yükselme hareketi yapabilmek için pallerin devir sayısının ve hücum açısının (pallerin havayı karşılama açısı) artması gerekir. Pallerin bu hücum açısını ise collective pitch kontrol kolunu yukarı kaldırarak, hücum açısını arttırıp Şekil 1’de ki gibi helikopteri dik ‘y’ doğrusunda havalandırma hareketi sağlayacaktır. Kol aşağı doğru indirilip pallere gelen hücum açısı azaltılıp alçalma hareketini sağlayacaktır. [2]
Şekil 1: Helikopter yükselme Şekil 2: Collective pitch kol ve ve alçalma hareketi [3] hücum açısına etkisi [3]
Pervanenin dönme düzlemi eğildiğinde, yani pervanenin oluşturduğu taşıma kuvvetinin yönü değiştirildiğinde, helikopter ileri-geri ve sağa-sola doğru hareket eder. Böylece helikopterin hava içinde hareket etmesi sağlanır. Helikopterin pervanelerinin eğilme hareketini sağlayan kol, cyclic pitch kontrol koludur ve bu kol ileri, geri, sağa, sola 4 farklı hareket yapabilir.
Şekil 3: a) İleri hareket [3] b) Geri hareket [3] c) Yanal hareket [3]
Şekil 3.a’da cyclic pitch kolu ileri itilir, pervaneler öne doğru eğilir ve helikopter ileri hareket eder. Şekil 3.b’de cyclic pitch kolu geri çekilir pervaneler geriye doğru eğilir ve helikopter geri hareket eder veya yavaşlatma için kullanılır. Şekil 3.c’de cyclic pitch kolu sağa çekilir pervaneler sağa doğru eğilir ve sağa doğru dönüş hareketi yapar. Sola dönmek isteniyorsa kol sola çekilir pervaneler sola doğru eğilir ve sola dönüş gerçekleşir.
Şekil 4: Anti tork pedalları [3] Şekil 5: Cyclic pitch kolu [3]
Pervane sürekli döndüğü için (gövde üzerinde yarattığı moment nedeniyle) helikopterin gövdesini de döndürmeye çalışır. Bunu engellemek için normalde helikopterin kuyruğunda daha küçük olan bir pervane daha kullanılır. Anti tork pedalları ile kuyruktaki pervanenin dönme yönleri değiştirilip gövde üzerindeki dönme momentini sönümler.
Ayrıca sönümleme miktarı değiştirilerek gövdenin dönüşü de sağlanabilir. Fakat tasarlanacak helikopterde ana rotorda üst üste iki pervane vardır ve bu pervanelerden biri momentin yönüne zıt yönde dönerek momenti eşitleyip helikopteri olduğu yerde dönmesini engeller. Bu sayede ise arka kuyruktaki klasik küçük pervane konumlandırmak yerine, helikoptere itki kuvveti uygulanacak biçimde konumlandırılacaktır ve ayrıca bu konumlanma sayesinde ek olarak egzozdan çıkan gazı çabuk dağıtacaktır.
Şekil 6: Helikopter kalkış ve iniş senaryosu [3]
2.ALT SİSTEMLER
2.1.Kullanılacak Alt Sistemler ve Mekanizmalar
2.1.1.X2 Technology™: Çift pervane teknolojisi kullanılmıştır ve kuyruk rotoru helikopterde itki kuvveti sağlamak için kullanılmıştır. Bu teknoloji ile belirlenen hıza, daha yüksek irtifaya ve menzile ulaşması hedeflenmiştir.
2.1.2.Active Rudders And Elevators: Helikopter tasarımında diğer helikopter tasarımlarında kullanılan sabit kuyruk yerine uçağın seyir, iniş ve kalkış durumlarına bağlı olarak hareketli bir şekilde tasarlanmıştır. Böylece pilot tarafından uçuş kontrolü daha sağlıklı bir şekilde gerçekleşmiştir.
2.1.3.ASELSAN ASELFLIR-300T: Elektro-Optik keşif, gözetleme ve hedef belirleme sistemleri ile yüksek hızlı helikopter çevre tehditlerine karşı pilot tarafından fark edilecek, çevreyi gözetleme (istihbarat) ve yük bırakmak için gerekli asgari şartların olmasını değerlendirilmiştir.
2.1.4.ROKETSAN UMTAS Anti-Tank Füzesi ve Havadan Havaya Füze: Yük bırakılma durumunda çevrede olabilecek tehditlere karşı korunmak ve savunmak için 6 (3x2) adet anti-tank füzesi 2 (2 x 1) havadan havaya füze entegre edilmiştir.
2.1.5.Active Vibration Control: Rotorda oluşan titreşimi önleyici bir sistem entegre edilmiştir. Bu sayede parçaların titreşim ve rezonanstan kaynaklı hasarlar azaltılıp parça ömürlerinin uzaması amaçlanmıştır.
2.1.6.Honeywell T55-l-714A Motor: Helikopter için gerekli gücü karşılamak adına 4,867 shp (3,629 kW) gücünde turboşaft motoru kullanılmıştır.
2.1.7. Robot Kol Mekanizması: Kargo yükleme veya indirmede kullanılacak olup toplam 4 kolu olan ve kolları hidrolik sistemler sayesinde hareket ettirilebilen, bağlı olduğu elektrik motoru sayesinde ise dikey yönde aşağı yukarı hareket ettirebilmektedir.
2.1.8. Vites Kutusu: Motorda üretilen gücü şaftlar, miller ve dişlilerle beraber rotor grubuna dönme hareketi üretmek için kullanılmıştır.
2.1.9. Elektrik Motoru: İki elektrik motoru kullanılmıştır. İlk motor robot kol mekanizmasını makara yardımı ile dikey yönde hareket ettirmesi için diğeri ise arka rotorda mil ile beraber dönme hareketi sağlaması için kullanılmıştır.
2.1.10.Arka Rotor: Helikoptere itki kuvveti oluşturmak ve motordan çıkan egzoz gazının dağıtılması için kullanılmıştır.
2.1.11. İniş Takımı: İniş takımları helikopterin zeminde dengede durabilmesi için iki adet teker ön kısımda bir teker kuyruk kısmında olacak şekilde konumlandırılmıştır.
2.1.12. Kabin: Kabin bölümünde helikopter kullanımına destekçi göstergeler, paneller, sistemler, sensörler, hedef belirleyiciler, cyclic pitch kolu, collective pitch kolu, tork pedalları, pilot koltuğu ve diğer aviyonik sistemler kullanılmıştır.
2.2.Kullanılacak Alt Sistemlerin Helikopter Üzerindeki Yerleşimi
Alt sistemlerin konumları Şekil 7’de belirtilmiştir. Hacimleri ise Tablo 9’da bulunan ağırlık kırılım tablosunda belirtilmiştir.
Şekil 7: Alt sistemlerin helikopter üzerindeki yerleşimi 1.) Arka Rotor
2.) Egzoz Çıkışı 3.) Motor 4.) Vites Kutusu
5.) Active Vibration Control 6.) Ana Rotor
7.) Elektrik Motoru 8.) Yakıt Tankı 9.) Kokpit
10.) Aselsan Aselflr-300T 11.) Robot Kol
12.) Kargo 13.) İniş Takımı
14.) Active Rudders And Elevators
Füzeler ve bağlı olduğu lançerler gizli olup yan kapaklar açılınca gözükmektedir.Şekil 8’de füzeler ve lançerler gözükmektedir.
2.3. Aviyonikler
1.) Aviyonik Sistemler Aydınlatma Kontrol Paneli (Savronik) 2.) Aydınlatma Çözümleri ve Kontrol Panelleri (Seles Es) 3.) Cn235 Kokpit Uçuş Enstrümanları (Teksav)
4.) Çevresel İklimlendirme Birimi (Anova)
5.) El Tipi Lazer İşaretleyici (5. Ana Bakım Fabrika Müdürlüğü) 6.) Frekans Dönüştürücü Ünite-Fcu (Teksav)
7.) Gerçek Zamanlı Aktarma ve Görüntü Arşivleme Sistemi (Baykar) 8.) Gerçek Zamanlı İşletim Sistemi (Tübitak)
9.) Gerotor Hidrolik Pompa (Anova) 10.) Görev Bilgisayarları (Aselsan) 11.) Görev Sistemleri (Aselsan) 12.) Gösterge Sistemleri (Aselsan) 13.) Haberleşme Sistemleri (Aselsan)
14.) Harici Kayıt Birimi (5. Ana Bakım Fabrika Müdürlüğü) 15.) Hava Aracı Takip Sistemi (Tübitak)
16.) Hava Arabirim Ünitesi (Pavotek)
17.) Hava Hızı ve İrtifa Kontrolcüsü (5. Ana Bakım Fabrika Müdürlüğü) 18.) Hava Uzaktan Kontrol Sistemi (Pavotek)
19.) Htaws Helikopter Arazi Farkındalık ve Uyarı Sistemi (Ayesaş) 20.) İniş Takımı Parçaları ve Asambleleri (Alp Havacılık)
21.) Kör Altimetre (5. Ana Bakım Fabrika Müdürlüğü) 22.) Mems Dönü Ölçer (5. Ana Bakım Fabrika Müdürlüğü) 23.) Mikro Evirici (Tübitak)
24.) Ortana Radar Altimetre (Ortana)
25.) Taarruz Helikopter Tipi Lazer İşaretleyici (5. Ana Bakım Fabrika Müdürlüğü) 26.) Tusaş Anka-S Yer Yönetim Sistemleri (Pavotek)
27.) Helikopter Aviyonik Sistemini Soğutma Cihazı (Isıso) 28.) Uçuş Kontrol Bilgisayarları (Aselsan)
29.) Uçuş Kontrol Bilgisayarı ve Uç Bağlantı Birimi (Meteksan) 30.) Veri Kayıt Sistemi (Sdt) [4]
2.4.İtki Sistemlerinin Tercihi ve Yerleşimi
İtki sistemi helikopterin üstünde ana rotor ve arkasında yardımcı rotor olmak üzere iki tip pervane kullanılmıştır. Ana rotorda iki pervane üst üste (X 2 Technology™) çapı 10 metre olan, toplamda 8 bıçaklı pervane bulunmaktadır. Üst üste iki pervane seçilme sebebi ise hız artımındaki verimi arttırdığından dolayıdır. Ayrıca bu çift pervaneler birbirine zıt yönde çalışıp oluşacak momenti eşitleyecek bu sayede arkada ek olarak yatay bir pervaneye gerek duyulmamaktadır. Arkadaki yardımcı pervane ise çapı 2 metre ve 8 bıçaklı olup, kuyruğa dik şekilde konumlandırılmıştır. Bu sayede itki kuvveti sağlayıp yatay hızını artmaktadır. Aynı zamanda egzoz gazını dışarıya hızlı dağıtmaya yardımcı olmaktadır.
Şekil 8: İtki sistemleri gösterimi
2.5.Kargo Bırakma ve Yükleme Sistemi
İlk olarak yük taşımak için 0,80 m x 2 m x1 m boyutlarında alüminyum konteynır kasa kullanılmıştır. Bu kasa kötü arazi koşullarında zarar görmemesi ve taşınacak yükü koruması için arazi şartlarına ve darbelere karşı sönümleyici özelliği bulunan kauçuk veya poliüretan malzemeleri ile taban ve 4 yan yüzeyi kaplanmıştır. Konteynır helikoptere örümcek kol mekanizması şeklinde robotik bir kol mekanizmasıyla sarılacak ve düşey hareketi robotik kol mekanizmasına halat ile bağlantısı bulunun elektrik motoru ile yapılmıştır.
Şekil 9: Kargo sistemi
2.6.Toplam Kargo Hacminin Değişiminin, Tasarıma ve Helikopterin Performansına Etkileri
Kargo hacminin artması; paralı yükün artmasıyla doğru orantılıdır. Paralı yük arttıkça motor performansı için daha fazla güç gereklidir. Tablo 1’de kargo yüklenmesine durumlarına göre performans karşılaştırılması yapılmıştır ve verilerin tamamı EK-1’te verilmiştir.
Tablo 1: Kargo yüklenmesi durumlarına göre performans değerleri
m(kg) V(km/s) V(m/s) Re Ma vi fa Rd cp_horizontal P_horizontal(kW) (kW) P(kW)
5500 0 0 0 0 0 18,16346 1,5125 0 0 0,063072 0,000871943 1702,850861 3529 2362,177
5500 100 771,6049 27,77778 538765,4779 0,083668 11,0407 1,5125 502,0995 0,096458 0,038339 0,000654614 1278,421098 3529 2362,177 5500 200 3086,42 55,55556 1077530,956 0,167336 5,9051 1,5125 2008,398 0,192915 0,020505 0,000569358 1111,921353 3529 2362,177 5500 300 6944,444 83,33333 1616296,434 0,251004 3,9545 1,5125 4518,895 0,289373 0,013732 0,000698737 1364,590352 3529 2362,177 5500 400 12345,68 111,1111 2155061,911 0,334672 2,9682 1,5125 8033,592 0,38583 0,010307 0,001011978 1976,329903 3529 2362,177 5500 450 15625 125 2424444,65 0,376506 2,6387 1,5125 10167,51 0,434059 0,009163 0,001208543 2360,209632 3529 2362,177
5250 0 0 0 0 0 17,74585 1,5125 0 0 0,061622 0,000831356 1623,586438 3529 2362,177
5250 100 771,6049 27,77778 538765,4779 0,083668 10,5919 1,5125 502,0995 0,096458 0,03678 0,000623773 1218,191131 3529 2362,177 5250 200 3086,42 55,55556 1077530,956 0,167336 5,6389 1,5125 2008,398 0,192915 0,019581 0,000552035 1078,090685 3529 2362,177 5250 300 6944,444 83,33333 1616296,434 0,251004 3,7747 1,5125 4518,895 0,289373 0,013108 0,000687088 1341,840079 3529 2362,177 5250 400 12345,68 111,1111 2155061,911 0,334672 2,8331 1,5125 8033,592 0,38583 0,009838 0,001003229 1959,244905 3529 2362,177 5250 450 15625 125 2424444,65 0,376506 2,5186 1,5125 10167,51 0,434059 0,008746 0,001200766 2345,021397 3529 2362,177
3.PERFORMANS ve HESAPLAR
3.1.Boyutlandırma Yöntemi ve Kullanılan Araçlar
Boyutlandırma Tablo 2’de bulunan 10 askeri tip helikopterin verilerinin ortalamaları ve kıyaslamaları yapılarak elde edilmiştir. Tablodaki helikopterlerin üretimi geçmiş yıllara dayanmakta ve maliyet harcamaları dengesi hesaba katıldığında biraz ağır ve yavaş oldukları görülmektedir. [5]
Tablo 2: Helikopter ortalama değerleri
Günümüzde gelişen ve gelişmeye devam eden kompozit malzeme teknolojisi ile tasarımda maliyet söz konusu olmadığı için tasarlanacak helikopter daha mukavemetli, daha verimli, daha uzun ömürlü olması öngörülmektedir. Bu avantajlardan yararlanılarak helikopter boyutları Tablo 3’te verilmiştir.
Tablo 3: Helikopter Boyutları
Mil Mi- 24
Sikorsky UH-60
Black Hawk
Bell AH-1 SuperCobra
Kamov Ka-50
Kawasaki OH-1
Eurocopter Tiger
Eurocopter AS532 Cougar
Boeing–
Sikorsky RAH-66 Comanche
TUSAŞ T-129
Atak Boeing AH-64 Apache
17,5 19,76 13,94 16 12 14,08 15,53 14,28 13,64 17,73
6,5 5,13 4,09 4,93 3,8 3,83 4,92 3,37 3,96 3,87
8500 4819 2998 7700 2450 3060 4350 4218 2900 5165
12000 11113 4536 10800 3558 6000 9000 7896 5000 10333
17,3 16,36 13,39 29 11,36 13 15,6 12,19 11,9 14,63
450 592 576 545 550 800 573 485 571 476
335 296 282 315 278 315 249 307 278 293
3200 2320 1342 3600 1220 1944 2370 2332 2028 2520
15,446
Yükseklik(m) 4,44
Motor(kw) 2287,6
Rotor Çapı(m) 15,473
Menzil(km) 561,8
Azami Hız(km/s) 294,8
Boş Ağırlık(kg) 4616
Azami Kalkış Ağırlık(kg) 8023,6
HELİKOPTERLER ORTALAMA
DEĞERLER Uzunluk(m)
450 km/s (225 knot) 900 km
1 Pilot 2,7 m 2,5 m 12,8 m 1400 kg 5500 kg 4733 shp 2 koaksiyel × 11 m 2 m (8 palli pervane) Motor
Ana Rotor Çapı Arka Rotor Çapı Maksimum Seyir Hızı
Menzil Mürettebat
Yükseklik Genişlik
Uzunluk Boş Ağırlık (gövde)
Dolu Ağırlık
Tasarım için SIKORSKY SSC-A09 kanat profili seçilmiştir ve Şekil 7’de gösterilmiştir.
Şekil 10: SIKORSKY SSC-A09 kanat profili [6]
EK-2’de tasarımda malzeme tayini yapılmıştır. Aramid Fiber(Kevlar-49) malzemesinin kullanım amacı dielektrik özellliği bulunup radar sistemlerine karşı soğurucu özelliğine sahiptir. Kevlar ve kevlar peteği malzemesi motor ve çevresine tayin edilmiş olup titreşim sönümleme özelliğine sahiptir. Kanopi kısmı ise tek parça halinde indiyum-oksit kalay kaplama ile kaplanarak elektromanyetik dalga sönümleme için oluşturulmuştur.[7]
Ayrıca helikopterde kokpit alt bölgesi pilotu ve yakıt tankını korumak için Fazıl® -H tipi zırhlar ile kaplanmıştır.[8]
3.2.Genel Performans Hesaplamaları
Helikopter hız hesaplamaları Microsoft Excel, MATLAB programları kullanılarak yapılmıştır. Tablo 4’te hesaplamalar için sabit parametreler verilmiştir. EK-3’te MATLAB programında yazılan kodlar verilmiştir.
Hesaplamalarda SSC-A09 kanat profiline ait tüm parametreler göz önünde bulundurulmuştur. Kaldırma kuvveti (Cl), sürükleme kuvveti (Cd), hücum açısı(alpha), reynold sayısı ve mach sayıları dikkate alınmıştır. Kaynaklardan alınan verilerde resmi
olarak yapılan testler Re=1.0x10^6 kadar yapılmıştır Helikopter tasarımda Re= 2424445(2.4x10^6) kadar ulaşmaktadır. Bu yüzden bazı Cd katsayıları farklı
Reynold sayısı değerlerine göre alınmıştır. Şekil 11‘de ulaşılan bazı makalelerde yer alan test verileri verilmiştir.[9]
Şekil 11: SSC-A09 kanat profilinin Ma= 0.4+0.0.7cos(wt), k=0.026, Re=3.0x10^6 durumunda akış analizi
Kanat profilinin stall açısına girilmemesi için bir çaba harcanmıştır. Bulunun veriler en iyi şekilde optimize edilerek sonuçlar ortaya çıkarılmıştır. Şekil 12’de SSC-A09 kanat profilinin shock dalgasına girişi gösterilmiştir.
Şekil 12: SSC-A09 kanat profilinin Shock dalgasına giriş durumunda akış analizi
Tablo 4: Helikopter genel tanımı ve sabit parametreleri
3.2.1.Seyir Hızı Hesabı
Azami seyir hızı hesabı için Tablo 5 ve EK-4’te belirtilen parametreler ve veriler kullanılmıştır. Tablo 5’te bazı performans parametreleri verilmiştir. Turuncu sütun hız değerleri, yeşil sütun gerekli güç ve kırmızı sütun değerleri ise verilebilecek güç değerlerini göstermektedir. Tablo 5 incelendiğinde 450 km/s hıza ulaşabilmektedir.[10]
Tasarımda elde edilen değerler belirli bir referans aralıklarına uygun olarak seçilmiştir;
-Chorch Ratio Referans Aralığı : 0.04-0.08 -σ (sigma) Referans Aralığı : 0.03-0.12 -Stall açısı için; 𝐶𝑇/ σ Referans Aralığı: 0.07-0.10 [11]
EK-4’te kullanılan tüm parametreler ve formüller verilmiştir
Tablo 5: Azami seyir hızı verileri (H = 3500 m, ρ= 0,860457 kg/𝑚3, m = 4000 kg)
Kargo ve Taktik Keşif Helikopteri 5500
450 53955
11 0,275 0,005
6 0,09549 0,079529757
95,03318 500 52,36 287,979
3529 1,2225 Kanat Çizgisel Hızı[m/s]
[kW]
Helikopter Tipi
Chorch Ratio(c/R)
/ σ Ağırlık[kg]
Seyir Hızı[km/s]
T=W[N]
Rotor Çapı[m]
Kanat Genişliği[m]
[kg/m^3]
Motor Devir Sayısı[dev/dk]
σ Pervane Sayısı
Rotor Alanı[ ] Kanat Açısal Hızı[rad/s]
V(km/s) V(m/s) Re Ma vi fa Rd cp_horizontal P_horizontal(kW) P0(KW) P(KW)
0 0 0 0 0 18,16346 1,5125 0 0 0,06307209 0,000871943 1702,850861 3529 2362,177
100 771,6049 27,77778 538765,5 0,083668 11,0407 1,5125 502,0995 0,096458 0,03833852 0,000654614 1278,421098 3529 2362,177 200 3086,42 55,55556 1077531 0,167336 5,9051 1,5125 2008,398 0,192915 0,02050529 0,000569358 1111,921353 3529 2362,177 300 6944,444 83,33333 1616296 0,251004 3,9545 1,5125 4518,895 0,289373 0,01373189 0,000698737 1364,590352 3529 2362,177 400 12345,68 111,1111 2155062 0,334672 2,9682 1,5125 8033,592 0,38583 0,01030699 0,001011978 1976,329903 3529 2362,177 450 15625 125 2424445 0,376506 2,6387 1,5125 10167,51 0,434059 0,00916281 0,001208543 2360,209632 3529 2362,177
3.2.2.Maksimum Askı Tavanı Hesabı
Maksimum askı tavan değerleri Tablo 6’da verilmiştir. Hesaplamalar yatay uçuş ve tırmanma değerlerine göre hesaplanmıştır. Mavi sütun motorun bulunduğu irtifayı (yükseklik) göstermekte, yeşil sütun helikopterin istenilen yüksekliğe çıkması için gerekli güç ve kırmızı sütunda ise motorun verebileceği maksimum güç değerleri gösterilmiştir.
Tasarım 4500 m askı tavan değerine ulaşabilmektedir. EK-5’te kullanılan tüm parametreler ve formüller verilmiştir.[12]
EK-6 tırmanma hızı verileri ve EK-7’de alçalma hızı verileri verilmiştir.
Tablo 6: Maksimum askı tavan değerleri kısmi gösterimi
3.2.3.Yakıt Tüketimi, Menzil ve Havada Kalabilme Süresi
Yakıt tüketimi geçmiş yıllardaki motor verileri göz önünde bulundurulup 0,4 lb/hp/s referans alınarak elde edilmiştir. Yakıt olarak JP-8 seçilmiştir. JP-8 yakıt tipinin seçilmesinin amacı NATO standartlarında olması, Türkiye Cumhuriyeti’nin NATO üyeliğinin bulunması, havacılıkta çok yaygın olarak kullanılmasından dolayı seçilmiştir.
MIL-DTL-83133 ve British Defense Standard 91-87 tarafından belirlenmiştir ve ayrıca diğer yakıt türlerine göre korozyon önleyici ve buzlanma önleyici katkı maddeleri bulunmaktadır. [13]
m(kg) n R(m) c(m) H(m) 0(kg/m^3) A(m^2) (kg/m^3) T(N) V(km/s) P_climb(kW) P_hover(kW) P(kW) P0(kW)
5500 6 5,5 0,275 4500 1,2255 95,03318 0,775316 53955 0 1544,07352 1567,584237 2090,032 3529
5500 6 5,5 0,275 4500 1,2255 95,03318 0,775316 53955 100 1210,460547 1218,161909 2090,032 3529
5500 6 5,5 0,275 4500 1,2255 95,03318 0,775316 53955 200 1006,312343 999,0568393 2090,032 3529
5500 6 5,5 0,275 4500 1,2255 95,03318 0,775316 53955 300 1196,915388 1183,838409 2090,032 3529
5500 6 5,5 0,275 4500 1,2255 95,03318 0,775316 53955 400 1712,960974 1696,933196 2090,032 3529
5500 6 5,5 0,275 5000 1,2255 95,03318 0,7353 53955 450 2102,883157 2085,869082 2090,032 3529
Yakıt tüketimi helikopterin yaptığı düz uçuş, tırmanma, alçalma, askıda kalma, dolanma gibi durumlara göre hesaplamaları yapılmıştır. Hesaplama 0.4lb*saat*beygir gücü(P(kW)*1.345) *0.45 yapılarak kg biriminde bulunulmuştur.
Tablo 7, 8 ve 9’da seyir hızı, tırmanma ve alçalma durumlarına göre kısmi veriler verilerek yakıt tüketimi belirtilmiştir.
Tablo 7: Seyir hızında yakıt tüketimi
Tablo 8: Tırmanma durumunda yakıt tüketimi
Tablo 9: Alçalma durumunda yakıt tüketimi
cp_horizontal P_horizontal(kW) (kW) P(kW) Yakıt(kg) 0,000871943 1702,850861 3529 2362,177 412,2602 0,000654614 1278,421098 3529 2362,177 309,5057 0,000569358 1111,921353 3529 2362,177 269,1962 0,000698737 1364,590352 3529 2362,177 330,3673 0,001011978 1976,329903 3529 2362,177 478,4695 0,001208543 2360,209632 3529 2362,177 571,4068
Climb_v(m/s) cp Pc(kW) (kW) P(kW) Yakıt(kg) 12,55795511 0,001107 2650,2956 3529 2982,415 117,63337 18,46223564 0,001101 2634,3673 3529 2982,415 116,926393 19,57080767 0,001099 2631,3767 3529 2982,415 116,793653 14,53256253 0,001105 2644,9686 3529 2982,415 117,396931 3,736989609 0,001117 2674,0924 3529 2982,415 118,689589 -4,111084466 0,001126 2695,2645 3529 2982,415 119,629314
w(m/s) cp Pd(kW) (kW) P(kW) Yakıt(kg) -30,7729 0,001623 3169,764 3529 2362,177 140,69 -23,2699 0,001227 2396,921 3529 2362,177 106,3873 -20,8108 0,001098 2143,618 3529 2362,177 95,14449 -26,0543 0,001374 2683,72 3529 2362,177 119,1169 -38,1302 0,002011 3927,603 3529 2362,177 174,3267 -47,0199 0,00248 4843,286 3529 2362,177 214,9693
Tablo 10‘da toplam yakıt tüketim, menzil ve havada kalabilme süresi verileri belirtilmiştir.
Toplam Menzil: 900 km; Havada Kalabilme Süresi: 187 dakika (3 s 7 dk) Tablo 10: Toplam yakıt tüketimi
Yakıt tankı kendinden sızdırmaz tank (self-sealing tank) olarak düşünülmektedir. Bu tanklarda, takviye kumaş katmanları ve sertleştirilmiş kauçuğun arasında bulunan, yakıtla temas ettiğinde yakıt emebilen, şişebilen ve genişleyebilen işlenmemiş doğal kauçuk bulunur. Yakıt deposu delindiğinde, yakıt katmanlara sızarak işlenmemiş katmanın şişmesine ve böylelikle yakıt sızıntısını engellemeyi sağlar.[14]
Tablo 11: Yakıt deposu ölçeklendirme
3.3.Kokpit boyutlandırma
Kokpit çizimleri yapılırken Tablo 12’de ki ortalama erkek verileri dikkate alınmıştır. Şekil 13’te gösterilen şekilde, kokpit ölçü değerleri referans alınarak tasarım yapılmıştır
Kalkış Tırmanma Düz Uçuş Dolanma Askı Düz Uçuş Alçalma İniş
İrtifa [m] 1500 3500 3500 3500 3500 3500 1500 1500
ISA Sıcaklık [ C] ISA+7.5 ISA-2.5 ISA-2.5 ISA-2.5 ISA-2.5 ISA-2.5 ISA+7.5 ISA+7.5
Süre [dk] 5 11 60 30 5 60 11 5
Mesafe [km] - - 450 - - 450 - -
Tırmanma Hızı [m/dk] - 1107 - - - - -1248 -
İleri Hız[km/sa] - 100 450 100 - 450 200 -
Paralı Yük [kg] 250 250 250 250 250 0 0 0
Yakıt Tüketimi [kg] 52,9 116,9264 571,40675 128,2 21,4 567,7297 95,1445 45,4
Toplam Yakıt Tüketimi [kg] 1599,107315
85,62×0,95=81,34 kg 0,95 g/ cm³
1600 kg 800 g/L 1600/800=2500 L
Polietilen Polietilen Yoğunluk
Gereken Yakıt Yakıtın Yoğunluğu Yakıt Litre Dönüşümü Yakıt Tank Malzemesi Yakıt Tankı Ağırlık Hesabı
Tablo 12: 1981 ve 2005 Yıllarında Yapılmış Türkiye’deki Antropometrik Veriler [15]
.
Şekil 13: Antropometrik kokpit boyutlandırılması [16]
Şekil 14: Kokpit yan görünüş Şekil 15: Kokpit perspektif görünüş
3.4. Alt Sistemler İçin Ağırlık Kırılımı
Tablo 13’te alt sistemlerin ağırlık kırılımına ait değerler verilmiştir.
Tablo 13: Alt Sistemler İçin Ağırlık Kırılımı [14,17,18]
Vites Kutusu
Alüminyum - JP-8 Kompozit Kompozit Kevlar Peteği
Alüminyum Kompozit Alüminyum
Polietilen Titanyum Titanyum Malzeme Türü Karbon fiber epoksi Titanyum-Kevlar Peteği
Alüminyum Kompozit
Toplam 5302-5502 2.657
Arka Rotor 60 0.01
Arka Rotor Elektrik Motoru Kargo
40 0-250
0.038 0.227
Kabin 200
0.036 Hacim ( m³ )
0.991 0.26 0.147 0.032×8 0.128×2 0.046
0 0.032 0.075
0 0.278 Helikopter Bölümleri Ağırlıkları( kg)
Gövde Rotor Grubu
Robot Kol Mekanizması
1400 250 110 37.5×8
60×2 Füzeler
Lançerlar Elektrik Motor Yakıt Deposu
Motor
Aselflr-300T 115
105 95 150 357
Yakıt 2000
3.5.Helikopter Analizleri
Helicopter tasarımı CATIA v5 Generative Shape Design programı ile yapılıp 10 mm kalınlık verilerek analiz için dosya step(.stp) olarak kaydedilmiştir. Sonrasında ANSYS 2019 R3 programı ile dosya açılmıştır. Enclosure komutu ile tüm dış yüzeylere 1 metrelik duvarlar örülerek rüzgâr tüneli şekli oluşturulmuştur. Mesh atılarak helikopter birim hacimlere ayrılmıştır. Mesh tipi “Quadrotic” seçilmiştir. Her bir yüzeye isimler verilerek havanın giriş ve çıkış bölgeleri belirlenmiştir. Devamında akış analizleri için FLUENT programına geçilmiştir.
FLUENT programında “Viscous – Standart k-e” seçildi. Malzeme ve hava seçilmiştir.
(Malzeme olarak kütüphanede kompozit malzeme bulunmadığı için alüminyum seçilmiştir.). “Boundary Conditions” sekmesinden yüzeyler (Wall, velocity inlet, pressure outlot) tanımlanmıştır. Method düzenlemesi yapılmıştır. Initialization’dan son tanımlamalar yapılarak “Run Calculation” geçilmiştir. İterasyon ve mesh sayıları gerekli hız bölümlerinde verilmiştir.
Şekil 16: Method düzenleme penceresi
Helikopter akış analizleri seyir hızı, tırmanma ve yanal yük durumuna göre yapılmıştır.
Seyir hızı için 300-450 ve 500 km/s olarak, tırmanma hızı için 1107.307 m/s ve yanal rüzgâr durumu için 450 km/s seyir hızında uçuşunu gerçekleştirirken 163.1 km/s hızla gelen rüzgara göre analizleri yapılmıştır. Seyir hızı 300 ve 500 km/s hıza sahip analiz sonuçları EK-8 ve EK-9’de mevcuttur.
3.5.1.Hız 450 km/s (125 m/s)
İterasyon Sayısı: 1000, İrtifa: 3500 m, Hava Yoğunluğu: 0.8604574 kg/m^3
Mesh Sayısı; Node: 2435689, Elements: 1706586 3.5.1.1.Basınç Hatları (Contour)
Min :-9828.67 Pa, Max :7781.14 Pa
Şekil 17: 450 km/s hızda basınç analiz gösterimi
3.5.1.2.Hız Hatları (Contour) ve Aerodinamik (Hız) çizgileri Min:1.54446 m/s, Max:192.214 m/s
Şekil 18:450 km/s hız analiz gösterimi
Şekil 19: 450 km/s hızda akış çizgileri gösterimi 3.5.1.3.Türbülans Kinetik Enerji Hatları (Contour)
Min: 0.013675 m^2/s^2, Max: 734.856 m^2/s^2
Şekil 20: 450 km/s hızda türbülans kinetik enerji hatları gösterimi
3.5.2.Tırmanma Hızı (1107.732 m/dk – 18.4622 m/s)
İterasyon Sayısı: 1000, İrtifa: 1500 m, Hava Yoğunluğu: 1.0545 kg/m^3 Mesh Sayısı; Node: 2435689, Elements: 1706586
3.5.2.1.Basınç Hatları (Contour) Min: -1554.47 Pa, Max: 558.675 Pa
Şekil 21: 1107.732 m/dk tırmanma hızında basınç analizi gösterimi
3.5.2.2.Hız Hatları (Contour) ve Aerodinamik (Hız) çizgileri Min: 0.185636 m/s, Max: 58.1457 m/s
Şekil 22: 1107.732 m/dk tırmanma hızında hız hatları gösterimi
Şekil 23: 1107.732 m/dk tırmanma hızında akış çizgileri gösterimi
3.5.2.3.Türbülans Kinetik Enerji Hatları (Contour) Min : 0.00476558 m^2/s^2, Max : 66.023 m^2/s^2
Şekil 24: 1107.732 m/dk tırmanma hızında türbülans kinetik enerji hatları gösterimi
3.5.3.Yanal ve İleri Hız (Yanal Hız-163.1 km/s (45.3 m/s) İleri Hız-450 km/s (125 m/s))
Helikopter görev profili çevresinin Türkiye’nin Güneydoğu Anadolu bölgesinde yer alması ve bu bölgede en yüksek rakıma sahip olan Hakkâri Buzul Dağı (Cilo Dağı) 4135 m yüksekliğe sahiptir. Meteoroloji Genel Müdürlüğün verileri esas alınarak Hakkâri ilimizde en yüksek rüzgâr hızı 14.07.2008 tarihinde 163.1 km/s olarak ölçülmüştür. Bu rüzgâr hızı baz alınarak helikopter 450 km/s seyir hızına sahip uçuşunu gerçekleştirirken yanal hız olarak 163,1 km/s etki ettiği ön görülerek gerekli analiz işlemleri yapılmıştır.[19]
İterasyon Sayısı: 1000, İrtifa: 3500 m, Hava Yoğunluğu: 0,8604574 kg/m^3 Mesh Sayısı; Node: 2435689, Elements: 1706586
3.5.3.1.Basınç Hatları (Contour) Min : -43664.5 Pa, Max: 41248.11 Pa
Şekil 25: 450 km/s seyir hızında 163.1 km/s yanal rüzgar hızında basınç analizi gösterimi
3.5.3.2.Hız Hatları (Contour) ve Aerodinamik (Hız) çizgileri Min: 3.63269 m/s, Max: 404.316 m/s
Şekil 26: 450 km/s seyir hızında 163.1 km/s yanal rüzgar hızında hız hatları gösterimi
Şekil 27: 450 km/s seyir hızında 163.1 km/s yanal rüzgar hızında akış çizgileri gösterimi
3.5.3.3.Türbülans Kinetik Enerji Hatları (Contour) Min : 0.0164006 m^2/s^2, Max : 2091.97 m^2/s^2
Şekil 28: 450 km/s seyir hızında 163.1 km/s yanal rüzgar hızında türbülans kinetik enerji hatları gösterimi
4.GÖRSELLER
Helikopterin tasarımı CATIA v5 R20 programı ile yapılmıştır. Dış tasarım “Generative Shape Design” alt sistem parçaları “Part Design” ile yapılmıştır. Renk verilme işlemi (Render) CATIA Composer ile yapılmıştır.
Tasarımda gizlilik esas alındığı için gövde RAM (Radar Absorbing Material) boya ile kaplanmıştır. Şekil 29’daki görsel helikopterin tehdit anını göstermektedir. Turuncu renk ile belirtilen ROKETSAN-UMTAŞ Anti-tank füzeleri normal uçuş durumunda füze kanatları gövdenin içerisinde yer almaktadır.
Şekil 29: Helikopterin tehdit anındaki görüntüsü
5.DEĞİŞİKLİKLER
Tablo 14’te ara tasarımda ait değerlerin final tasarım raporuna göre değişiklikleri verilmiştir.
Tablo 14: Ara tasarım raporu ve final tasarım raporunda yapılan değişiklikler
Pervane Sayısı = 6 m σ = 0.095
Rotor Alanı [ ] = 95.03 Helikopter Uzunluk =12 m
Boş Ağırlık = 2500 kg Dolu Ağırlık =4600 kg
T(N) = 39240 Ana Rotor Çapı = 10 m
ARA TASARIM RAPORU FİNAL TASARIM RAPORU Kargo Hacmi = 1.5×1.5×1 m^3
Helikopter Yükseklik = 4 m Helikopter Genişlik = 3 m
Kargo Hacmi = 0.8×2×1 m^3 Helikopter Yükseklik = 2.7 m Helikopter Genişlik = 2.5 m Helikopter Uzunluk =12.8 m
Boş Ağırlık = 1400 kg Dolu Ağırlık =5.500 kg
T(N) = 53955 Ana Rotor Çapı = 11 m Kanat Genişliği = 0.275 m
Kanat Çizgisel Hızı [m/s] = 287.97 Toplam Yakıt Tüketimi = 1599 L
Tırmanma Hızı = 1107 m/s Alçalma Hızı = -1248 m/s Maksimum Askı Tavan = 4500 m Kanat Çizgisel Hızı [m/s] = 261.8
Toplam Yakıt Tüketimi = 1587 L Tırmanma Hızı = 1930 m/s
Alçalma Hızı = -1833 m/s Maksimum Askı Tavan = 7000 m
Kanat Genişliği = 0.25 m Pervane Sayısı = 8 m
σ = 0.127
Rotor Alanı [ ] = 78.54
EKLER
EK-1: Kargo yüklenmesi durumlarına göre performans değerleri
m(kg)nR(m)c(m)H(m)ρ0(kg/m^3)σA(m^2)ρ(kg/m^3)T(N)N(rpm)w(rad/s)Vt(m/s)CtClVh
550065,50,27535001,22550,09549395,033180,8604575395550052,35987756287,97932660,00795620,49990118,16346
550065,50,27535001,22550,09549395,033180,8604575395550052,35987756287,97932660,00795620,49990118,16346
550065,50,27535001,22550,09549395,033180,8604575395550052,35987756287,97932660,00795620,49990118,16346550065,50,27535001,22550,09549395,033180,8604575395550052,35987756287,97932660,00795620,49990118,16346
550065,50,27535001,22550,09549395,033180,8604575395550052,35987756287,97932660,00795620,49990118,16346550065,50,27535001,22550,09549395,033180,8604575395550052,35987756287,97932660,00795620,49990118,16346
V(km/s)V(m/s)ReMavifaRdcp_horizontalP_horizontal(kW) (kW)P(kW)
0,063072090000018,163461,5125000,0630720,0008719431702,85086135292362,177
0,06307209100771,604927,77778538765,47790,08366811,04071,5125502,09950,0964580,0383390,0006546141278,42109835292362,177
0,063072092003086,4255,555561077530,9560,1673365,90511,51252008,3980,1929150,0205050,0005693581111,92135335292362,177
0,063072093006944,44483,333331616296,4340,2510043,95451,51254518,8950,2893730,0137320,0006987371364,59035235292362,177
0,0630720940012345,68111,11112155061,9110,3346722,96821,51258033,5920,385830,0103070,0010119781976,32990335292362,177
0,06307209450156251252424444,650,3765062,63871,512510167,510,4340590,0091630,0012085432360,20963235292362,177
m(kg)nR(m)c(m)H(m)ρ0(kg/m^3)σA(m^2)ρ(kg/m^3)T(N)N(rpm)w(rad/s)Vt(m/s)CtClVh
525065,50,27535001,22550,09549395,033180,86045751502,550052,35987756287,97932660,00759450,47717917,74585525065,50,27535001,22550,09549395,033180,86045751502,550052,35987756287,97932660,00759450,47717917,74585
525065,50,27535001,22550,09549395,033180,86045751502,550052,35987756287,97932660,00759450,47717917,74585
525065,50,27535001,22550,09549395,033180,86045751502,550052,35987756287,97932660,00759450,47717917,74585525065,50,27535001,22550,09549395,033180,86045751502,550052,35987756287,97932660,00759450,47717917,74585
525065,50,27535001,22550,09549395,033180,86045751502,550052,35987756287,97932660,00759450,47717917,74585V(km/s)V(m/s)ReMavifaRdcp_horizontalP_horizontal(kW) (kW)P(kW)
0,061621960000017,745851,5125000,0616220,0008313561623,58643835292362,177
0,06162196100771,604927,77778538765,47790,08366810,59191,5125502,09950,0964580,036780,0006237731218,19113135292362,177
0,061621962003086,4255,555561077530,9560,1673365,63891,51252008,3980,1929150,0195810,0005520351078,09068535292362,177
0,061621963006944,44483,333331616296,4340,2510043,77471,51254518,8950,2893730,0131080,0006870881341,84007935292362,177
0,0616219640012345,68111,11112155061,9110,3346722,83311,51258033,5920,385830,0098380,0010032291959,24490535292362,177
0,06162196450156251252424444,650,3765062,51861,512510167,510,4340590,0087460,0012007662345,02139735292362,177
EK-2: Tasarımda bölgesel malzeme tayini
EK-3: Hesaplamalarda vi değerinin bulunabilmesi için yapılan MATLAB program yazılımı
Denklem:
EK-4: Seyir hızı değerleri
EK-5: Maksimum askı tavan verileri
