Dikey kalkış ve iniş yapabilen sabit kanatlı hava aracı tasarımı, kontrolü ve imalatı

Abstract

Aerodinamik taşıma kuvveti ile havada kalan hava araçları esas olarak sabit kanatlı ve dikey kalkış-iniş yapabilen (VTOL) döner kanatlı araçlar olmak üzere ikiye ayrılmaktadır. Bu çalışma, döner kanatlı sistemlerde olduğu gibi kalkış ve iniş için herhangi bir piste ihtiyaç duyulmaksızın dikey olarak kalkış ve iniş yapabilen, aynı zamanda sabit kanatlı hava aracı gibi yatay uçuş yeteneğine sahip, 4 döner, 3 sabit kanatlı bir insansız hava aracının (İHA) tasarımını, imalatını ve kontrolünü içermektedir. Hava aracının dikey kalkışının ardından yatay uçuşa geçmesi ve iniş sırasında yatay uçuştan dikey inişe geçmesi ele alındığında, bu geçişler sırasında uçuş aerodinamiğinde ortaya çıkan önemli ve büyük değişimler uçuş kontrol ve kararlılığını zorlayan ana problemleri oluşturmaktadır. Bu çalışmada bu problemlerin üstesinden gelmek için özgün bir uçuş kontrol sistemi yönetimi önerilmektedir. Literatürde karşılaşılan dikey kalkış ve iniş yapabilen sabit kanatlı araçlar, yatan gövde, yatan kanat, yatan rotor ve hibrit tasarımlardır. Yatan rotorlu sistemlerdeki fazladan mekanik karmaşıklık maliyette artışı, idame güçlüğünü ve başarısızlık riskini beraberinde getirmektedir. Bu çalışmada, bu karmaşıklıklardan kurtulmak için mod geçişini ve bütün uçuşu gerçekleştirmek üzere sadece 4 rotor arasındaki itki değişiminin kullanıldığı bir sistem tercih edilmiştir. Bu çalışmada oluşturulan tasarımın, tilt-rotor benzeri tasarımlardan en büyük farklılığı, motor itki düzleminin bütün gövdeyle beraber değişmesidir. Bu da mekanik karmaşıklığı azaltmaktadır. Bu çalışma, farklı özgün İHA tasarımları üzerinde çalışan araştırmacılar için bir başvuru kaynağı olabilecek şekilde de detaylandırılmıştır.

Aerial vehicles flying with aerodynamic lift are considered in two major categories; fixed wing and rotary wing vehicles which can vertically take off and land (VTOL). This study includes the design, control and manufacturing of a 4-rotary and 3-fixed wing unmanned aerial vehicle (UAV) with horizontal flight capability as a fixed-wing aircraft and VTOL capability without needing runway. During the transition, i.e. after the vertical take-off, when the aircraft switches from vertical flight mode into the horizontal or enters the vertical landing mode from the horizontal flight for landing, the substantial changes in flight aerodynamics constitute the main problems of flight control and stability. In this study, a novel flight control management system that overcomes these problems is proposed. Most fixed wing VTOL aircraft designs are tilt-body, tilt-wing, tilt-rotor or hybrid. The extra mechanical complexity in tilt rotor systems increases the cost, the risk of failure and the maintenance difficulty. In this study, in order to get rid of this complexity, a system has been preferred in which only the thrust differential among 4 rotors is used during mode transition and for the whole flight control. The biggest difference in the design of this work from tilt-rotor-like systems is that in this study the motor thrust plane tilts with the whole body which reduces the mechanical complexity. This work is also detailed for being a reference for researchers working on various original UAV designs.