Mikro hava aracında çırpan kanat profilinin deneysel incelenmesi
Expermental investigation of flapping airfoil in micro air vehicle
Yazar: SİNAN KEİYİNCİ
Danışman: PROF. DR. İLKER YILMAZ
Erciyes Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Sivil Havacılık Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2015
Konu: Sivil Havacılık = Civil Aviation

Özet:
İnsansız hava araçlarının kullanım alanlarının artması bu alanda yapılan çalışmaların sayısını artırmıştır. İnsansız hava araçlarının daha küçük modelleri mikro hava aracı olarak tanımlanmaktadır. Bu hava araçları sivil ve askeri birçok alanda kullanılmaktadır. Mikro hava araçları temel olarak sabit, döner ve çırpan kanatlı olarak üçe ayrılır. Bu tez çalışmasında incelenen çırpan kanatlı hava araçlarının en önemli avantajı, itki kuvvetinin kanatların çırpma hareketi sonucu oluşması ve bu sayede harici bir itki sistemine ihtiyaç duyulmamasıdır. 
Çırpan kanatlı yapılarda hava akış alanı sabit bir yüzey olmadığından kararlı bir durum olarak ele alınamaz. Bu sebeple geleneksel aerodinamik kavramlarla çırpan kanat yapısının anlaşılması zordur. Bu tez çalışmasının amacı çırpan kanat profillerindeki kararlı olmayan aerodinamik yapıyı rüzgâr tünelinde deneysel olarak incelemektir. Çalışma kapsamında bir çırpan kanat mekanizması oluşturulmuş ve farklı malzemelerden üretilen kanat profillerine çırpma hareketi yaptırılarak farklı hava hızı, hücum açısı ve çırpma frekanslarındaki aerodinamik parametreleri incelenmiştir. Elde edilen sonuçlara göre; yüksek hava hızı ve hücum açılarında taşıma kuvveti artarken, sürtünmenin artmasından dolayı itki kuvveti azalmaktadır. Yüksek çırpma frekanslarında itki kuvveti artarken taşıma kuvveti azalmıştır. Naylon ve lateks kanat profilleri itki kuvveti verimliliğinin ahşap kanat profiline göre daha iyi olduğu tespit edilmiştir.

Abstract:
Increasing the application areas of unmanned aerial vehicles has increased the number of studies in this field. Smaller models of the unmanned aerial vehicles are defined as micro air vehicle. These aircrafts are used in many areas of civil and military. Micro air vehicles are basically divided into three classes as fixed, rotary and flapping wings. The most advantage of flapping wing air vehicles examined in this thesis, thrust force occurs as a result of flapping motion of the wings and thus an external thrust system is not required.
Because of air flow area of flapping wings structures are not stable surface, they cannot be discussed as a steady state. For this reason it is hard to be understood the flapping wing with conventional aerodynamic concept. The aim of this thesis, unsteady state in flapping wings is to examine with experiments in wind tunnel. The scope of work a flapping wing mechanism is designed and airfoils that are made of different materials are examined the aerodynamics parameter at different wind speed, angle of attack and flapping frequencies. According to the obtained results; while lift force is increased at higher wind speed and angle attack, thrust force is reduced becasue of friction. In high flapping frequency as thrust force is increased, lift force is decreased. Thrust force efficiency of nylon sheet and latex airfoils are better than wood airfoils is found.