Düşük irtifa İHA motorlarının geliştirilmesi motor performansının incelenmesi ve karşılaştırılması

Abstract

Günümüzde İHA (İnsansız Hava Araçları) teknolojilerinin gösterdiği gelişmeyle birlikte savunma ve sosyal konularda bu araçların kullanımı artmaktadır. Bu araçlarda farklı silindir sayılarına, yakıt hacmine ve malzeme özelliklerine sahip motorlar kullanılmaktadır. Özellikle düşük irtifa (1000-2000 m arası) ve küçük ölçekli (kanat açıklığı 1,5-5 m) iki zamanlı motorlar kullanımı, İHA üretimlerinde tercih edilmektedir. Bu motorlar yüksek taşıma imkânı ve ortalama 6 saat havada kalma süresine sahiptir. Bunun yanında batarya ağırlıkları ve kısa uçuş süreleri yüzünden elektrik motorlu İHA’ların, kullanımını sınırlandırmaktadır. Bu çalışmada, 61 cc motor hacmine sahip bir İHA, farklı malzeme seçimleri için güvenlik faktörü, gerilme değişimleri ve emniyet katsayısı yönünden incelenmiştir. Tersine Mühendislik ve FEM (Sonlu Elemanlar Yöntemi) kullanılan çalışmada, en yüksek 6 hp gücünde ve 7500 rpm devirde çalışma imkânı sunan tek silindirli motorun yapılan hesaplamalarında 5.69 Nm tork ürettiği gözlemlenmiştir. Piston üzerinde patlama esnasında, 325,1 N'luk bir patlama kuvveti oluştuğu hesaplanmıştır. Piston, krank ve krank kolundaki gerilme FEM analizine göre, 24,3 MPa olarak bulunmuştur. Bu sonuçlar ışığında, her bir motor elemanının üretilebileceği düşünülen, üç farklı malzeme için güvenlik ve yorulma analizleri yapılmıştır. İdeal malzeme özelliklerinin belirlendiği bu tez çalışmasında, bir prototip motor üretimi yapıldı ve orta büyüklükte bir İHA ile motorun uçuş testleri gerçekleştirildi. Çalışmanın ikinci aşamasında üretilen motor, ithal bir motor ile birlikte performans testlerine tabi tutuldu. Yapılan testlerde her iki motorun iki farklı pervane tipi için, ürettikleri itki, çalışma esnasında oluşan motor ve egzoz sıcaklığı ile yakıt ve devir değerleri incelendi. Bu tez çalışması, üniversite-sanayi işbirliği dâhilinde ithal motorlarla rekabet edebilecek kapasitede bir İHA motoru geliştirilebileceğini göstermiştir.

Today, with the development of UAV (Unmanned Aerial Vehicles) technologies, the use of these vehicles in defense and social issues is increasing. Engines with different cylinder numbers, fuel volume and material properties are used in these vehicles. Especially low altitude (between 1000-2000m) and small scale (wingspan 1.5-5m) two-stroke engines are preferred in UAV productions. These engines have a high carrying capacity and an average of 6 hours of air time. In addition, battery weights and short flight times limit the use of electric powered UAVs. In this study, an UAV with a 61 cc engine displacement was investigated in terms of safety factor, stress variations and factor of safety for different material selections. In the study using Reverse Engineering and FEM (Finite Element Method), it was observed that the singlecylinder engine with the highest 6 hp power and the opportunity to operate at 7500 rpm produces 5.69 Nm torque in the calculations made. It has been calculated that a bursting force of 325.1 N is generated on the piston during detonation. The stress in the piston, crank and crank arm was found to be 24.3 MPa according to the FEM analysis. In the light of these results, safety and fatigue analyzes were made for three different materials, which are thought to be produced for each engine element. In this thesis study, in which ideal material properties were determined, a prototype engine was produced and flight tests of the engine were carried out with a medium-sized UAV. The engine produced in the second stage of the study was subjected to performance tests together with an imported engine. In the tests performed, the thrust produced by both engines for two different propeller types, the engine and exhaust temperature generated during operation, and the fuel and rpm values were examined. This thesis study has shown that a UAV engine capable of competing with imported engines can be developed within universityindustry cooperation.