İNSANSIZ HAVA ARAÇLARININ YAN RÜZGAR KOŞULUNDA XFLR5 İLE STABİLİTE ANALİZİNİN İNCELENMESİ

Abstract

ÖZET

İnsansız hava araçları (İHA'lar), askeri, gözetleme ve ticari amaçlar dahil olmak üzere çeşitli sektörlerde yaygın bir şekilde kullanılmaktadır. Bu araçlar, keşif, gözetleme, haritalama, afet yardımı ve güvenlik uygulamaları gibi birçok alanda önemli rol oynamaktadır. İHA teknolojisi, hızlı gelişmeler kaydetmekte olup, kullanım alanları her geçen gün genişlemektedir. Bu çalışmada, XFLR5 yazılımı kullanılarak insansız hava aracı tasarlanmış ve aşağıda belirtilen durumlara göre yan rüzgar koşulunda stabilite analizi yapılmıştır. Bunlar; 1. Ağırlık merkezi konumuna göre yan rüzgar koşulunda stabilite analizi, 2. Geleneksel kuyruk V kuyruk ve T kuyruğun yan rüzgar koşulunda stabilite analizi, 3. Farklı kuyruk airfoiline göre yan rüzgar koşulunda stabilite analizi, 4. Kuyruk konumuna göre yan rüzgar koşulunda stabilite analizidir. İlk aşama olarak tasarımda kullanılacak kanat için MH-32 airfoili XFLR5'e tanımlandı. Kuyruk için XFLR5 veritabanından NACA 0010 airfoili yüklendi. MH-32 kanat airfoili, yüksek hızlarda düşük direnç sağlayan ve iyi yük taşıma kapasitesine sahip bir airfoildir. Bu, İHA'nın hızlı ve uzun menzilli uçuşlar için uygun olmasını sağlar. NACA 0010 kuyruk airfoili ise stabilite ve kontrol sağlamak için tercih edilebilir, çünkü genellikle düşük hızlarda stabiliteyi artırır ve manevra kabiliyetini iyileştirir.

MH-32 ve NACA 0010 airfoillerinin performans analizi, bir dizi Reynolds sayısı ve hücum açısında gerçekleştirildi. Analiz türü 1 seçildi. Bu analiz türü artan Reynolds sayılarını kullanan bir analizdir. Her artan Reynolds sayısında bir dizi hücum açısı değerlendirilebilir. XFLR5 hesaplamaları için Reynolds sayıları 30.000 ile 1.500.000 arasında değişmekte olup 30.000'lik artışlarla artırıldı. Alfa, hücum açısı, her Reynolds sayısı artışında -6 dereceden 16 dereceye kadar değişti.

XFLR5'te “Batch Analysis” uygulanarak airfoil performans verileri hesaplandıktan sonra, XFLR5'teki "Wing and Plane Design" modülü kullanılarak İHA’nın kanat ve kuyruk tasarımına geçildi. Kanadın ön kenarı referans noktası x=0 olarak belirlendi. Gövde boyunca merkez çizgi y=0 olarak belirlendi. Zemin, referans noktası z=0 olarak kullanıldı. XFLR5, tüm girdilere dayanarak atalet özelliklerini ve ağırlık merkezini hesapladı. Şekil 3.8’de görüldüğü üzere “Plane Inertia” bölümünden kanat, kuyruk ve diğer ağırlıklar için farklı değerlerde kütle tanımlamaları yapıldı. Bu çalışmada yapılan tüm analizler bu tasarım üzerinden kanat kuyruk arası mesafe, ağırlık merkezi, Aspect Ratio (AR) karşılaştırması içi kuyruk span ve veter, kuyruk airfoili, kuyruk tipi ve kanat ve kuyruğun tilt açısı değiştirilerek yapılmıştır.

Tasarım aşaması bittikten sonra stabilite analizi yapılmıştır. Ağırlık merkezi konumuna göre yan rüzgar koşulunda stabilite analizi incelendiğinde uçağın ağırlık merkezinin kanattan kuyruğa doğru kaymasıyla yan rüzgar etkilerinin azaldığını göstermektedir. Bu durum, yanal hızın ve yuvarlanma açısının azaldığını ve uçağın daha stabil bir uçuş performansı sergilediğini işaret etmektedir (Şekil 4.1.9 ve 4.1.10). Ayrıca, ağırlık merkezinin kanattan kuyruğa doğru kaymasıyla yalpalama açı değişiminin ve yön açısının zamanla arttığını belirtmek mümkündür (Şekil 4.1.11 ve 4.1.12). Root locus analizleri ise ağırlık merkezinin bu yönde kaymasıyla roll damping, dutch roll ve spiral modlarında kararlılığın azaldığını, short period ve phugoid modlarında da kararlılığın azaldığını göstermektedir (Şekil 4.1.13 ve 4.1.14). Geleneksel kuyruk V kuyruk ve T kuyruğun yan rüzgar koşulunda stabilite analizi incelendiğinde Root locus analizleri, ağırlık merkezinin kanattan kuyruğa doğru kaymasıyla farklı kuyruk tasarımlarının kararlılık durumlarını inceler. Şekil 4.2.13 ve 4.2.14'te, ağırlık merkezi bu yönde kaydıkça T-Tail kuyruk tasarımının roll damping ve spiral modunda daha kararlı olduğu, Dutch roll modunda ise V-Tail kuyruk tasarımının daha kararlı olduğu belirtilmiştir. Benzer şekilde, short period modunda V-Tail kuyruk tasarımının en kararlı olduğu görülmüştür.

Farklı kuyruk airfoillerine göre yan rüzgar koşulunda stabilite analiz sonuçlarına göre, farklı kuyruk airfoillerinin yan rüzgar etkisinde uçağın yanal hız, yuvarlanma açısı, yalpalama açısı ve yön açısı değişimine olan etkisi incelenmiştir. Şekil 4.3.9, 4.3.10, 4.3.11 ve 4.3.12'de gösterilen grafiklerde, üç farklı kuyruk airfoili için değerlerin birbirine çok yakın olduğu ve farklı kuyruk airfoillerinin yan rüzgar etkisinde belirgin bir fark yaratmadığı görülmüştür. Ayrıca, root locus analizlerinde (Şekil 4.3.13 ve 4.3.14), farklı kuyruk airfoillerinin sistemin kararlılığına herhangi bir etkisinin olmadığı tespit edilmiştir.

Kuyruk konumuna göre yan rüzgar koşulunda stabilite analiz sonuçlarına göre, geleneksel kuyruk tipi kullanılan İHA'nın kanat ve kuyruk arasındaki mesafenin artmasıyla yan rüzgar koşullarında uçağın yanal hız, yuvarlanma açısı, yalpalama açısı ve yön açısı değişimindeki davranışlar incelenmiştir. Şekil 4.4.9'da, kanat ve kuyruk arasındaki mesafenin artmasıyla birlikte uçağın yan rüzgar koşullarında yanal hız değişiminin azaldığı belirtilmiştir. Ayrıca, Şekil 4.4.10, 4.4.11 ve 4.4.12'de, kanat ve kuyruk arasındaki mesafenin artmasıyla uçağın yuvarlanma, yalpalama ve yön açısı değişimlerinin azaldığı gözlemlenmiştir.

Root locus analizleri, kanat ve kuyruk arasındaki mesafenin roll damping ve short period modlarındaki kararlılık üzerindeki etkisini incelemiştir. Şekil 4.4.13 ve 4.4.14'te, kanat ve kuyruk arasındaki mesafenin kısalmasıyla birlikte uçağın roll damping ve short period modlarında daha kararlı bir davranış sergilediği görülmüştür. Her durum için aerodinamik veriler elde edilmiş ve stabilite üzerindeki etkileri incelenmiştir. Elde edilen veriler, insansız hava araçlarının tasarımı ve stabilite performansı hakkında kapsamlı bir anlayış sağlamaktadır.

Yapılan analizler sonucunda, İHA tasarımında kullanılan parametrelerin stabilite üzerindeki etkileri belirlenmiştir. Özellikle, ağırlık merkezi konumunun, kuyruk tipinin ve kanat-kuyruk arası mesafenin İHA'nın yan rüzgar koşullarındaki stabilitesini etkilediği görülmüştür. Bu bulgular, İHA tasarımında stabilite analizinin önemini vurgulamakta ve literatüre yeni bir bakış açısı getirmektedir.

ABSTRACT

Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) are widely used in various sectors including military, surveillance, and commercial purposes. These vehicles play an important role in many areas such as reconnaissance, surveillance, mapping, disaster relief, and security applications. UAV technology is rapidly advancing, and its applications are expanding day by day.

In this study, an unmanned aerial vehicle was designed using XFLR5 software, and stability analysis under crosswind conditions was conducted according to the following situations:

1. Stability analysis under crosswind conditions according to the center of gravity position, 2. Stability analysis of traditional tail V-tail and T-tail designs under crosswind conditions, 3. Stability analysis under crosswind conditions for different tail profiles, 4. Stability analysis under crosswind conditions according to tail position.

As the first step, the MH-32 airfoil was defined in XFLR5 for the wing to be used in the design. The NACA 0010 airfoil was loaded from the XFLR5 database for the tail. The MH-32 wing profile provides low drag at high speeds and has good load-carrying capacity, making it suitable for fast and long-range flights. The NACA 0010 tail profile, on the other hand, can be preferred to provide stability and control as it generally enhances stability at low speeds and improves maneuverability.

Performance analysis of MH-32 and NACA 0010 airfoils was conducted at various Reynolds numbers and angles of attack. Type 1 analysis was selected, which uses increasing Reynolds numbers for analysis. A range of angles of attack from -6 degrees to 16 degrees was evaluated for each increasing Reynolds number. Reynolds numbers for XFLR5 calculations ranged from 30,000 to 1,500,000, increasing with increments of 30,000.

After calculating the performance data using "Batch Analysis" in XFLR5, the wing and tail design of the UAV were performed using the "Wing and Plane Design" module in XFLR5. The leading edge of the wing was defined as the reference point x=0. The centerline along the fuselage was set as y=0. The ground was used as the reference point z=0. XFLR5 calculated the inertia properties and center of gravity based on all inputs. Different mass definitions were made for the wing, tail, and other weights from the "Plane Inertia" section as shown in Figure 3.8. All analyses conducted in this study were based on this design, and stability analyses were performed by varying parameters such as wing-tail distance, center of gravity, Aspect Ratio (AR) comparison, tail span and sweep, tail profile, tail type, and tilt angle of the wing and tail.

After the design stage, stability analysis was conducted. When examining stability analysis under crosswind conditions according to the center of gravity position, it was observed that as the center of gravity of the aircraft moved from the wing to the tail, the effects of crosswinds decreased. This indicates a decrease in lateral speed and roll angle, leading to a more stable flight performance for the aircraft (Figures 4.1.9 and 4.1.10). Additionally, it can be noted that with the movement of the center of gravity from the wing to the tail, the yaw rate change and direction angle increased over time (Figures 4.1.11 and 4.1.12). Root locus analyses indicate that with this shift in the center of gravity, stability decreases in roll damping, dutch roll, and spiral modes, and stability also decreases in short period and phugoid modes (Figures 4.1.13 and 4.1.14). When examining stability analysis under crosswind conditions for traditional tail V-tail and T-tail designs, Root locus analyses evaluate the stability conditions of different tail designs as the center of gravity moves from the wing to the tail. In Figures 4.2.13 and 4.2.14, it is indicated that as the center of gravity shifts in this direction, the T-Tail tail design is more stable in roll damping and spiral modes, while the V-Tail tail design is more stable in Dutch roll mode. Similarly, it was observed that the V-Tail tail design is most stable in the short period mode.

According to the stability analysis results under crosswind conditions for different tail profiles, the effect of different tail profiles on the lateral speed, roll angle, yaw rate, and direction angle change of the aircraft under crosswind conditions was examined. Figures 4.3.9, 4.3.10, 4.3.11, and 4.3.12 show that values for three different tail profiles are very close to each other, and different tail profiles do not create a significant difference in crosswind effects. In addition, in root locus analyses (Figures 4.3.13 and 4.3.14), it was determined that different tail profiles do not have any effect on the stability of the system.

According to the stability analysis results under crosswind conditions according to tail position, the behavior of the aircraft's lateral speed, roll angle, yaw rate, and direction angle changes under crosswind conditions was examined as the wing and tail distance of the UAV using traditional tail types increased. Figure 4.4.9 indicates that with the increase in the distance between the wing and tail, the lateral speed change of the aircraft decreases under crosswind conditions. Additionally, in Figures 4.4.10, 4.4.11, and 4.4.12, it was observed that as the distance between the wing and tail increased, the changes in roll, yaw, and pitch angles of the aircraft decreased.

Root locus analyses examined the effect of the distance between the wing and tail on roll damping and short period modes. In Figures 4.4.13 and 4.4.14, it was observed that as the distance between the wing and tail decreased, the aircraft exhibited a more stable behavior in roll damping and short period modes.

Aerodynamic data were obtained for each condition, and their effects on stability were examined. The obtained data provide a comprehensive understanding of UAV design and stability performance.

As a result of the analyses, the effects of parameters used in UAV design on stability were determined. In particular, it was observed that the center of gravity position, tail type, and wing-tail distance affect the stability of the UAV under crosswind conditions. These findings emphasize the importance of stability analysis in UAV design and provide a new perspective to the literature.