iha 2

Prévia do material em texto

I 
T.C. 
KARADENİZ TEKNİK ÜNİVERSİTESİ 
MÜHENDİSLİK FAKÜLTESİ 
MAKİNA MÜHENDİSLİĞİ BÖLÜMÜ 
 
 
 
 
SABİT KANATLI İNSANSIZ HAVA ARACI TASARIMI 
 
 
 
 
BİTİRME PROJESİ 
 
 
 
 
Abdullah DEMİRTAŞ 
Alparslan CEYLAN 
Gülşah YALÇIN 
 
 
 
 
 
 
 
TEMMUZ - 2020 
TRABZON
 
II 
T.C. 
KARADENİZ TEKNİK ÜNİVERSİTESİ 
MÜHENDİSLİK FAKÜLTESİ 
MAKİNA MÜHENDİSLİĞİ BÖLÜMÜ 
 
 
 
 
SABİT KANATLI İNSANSIZ HAVA ARACI TASARIMI 
 
 
 
 
 
SABİT KANATLI İNSANSIZ HAVA ARACI TASARIMI 
 
 
 
 
 348018 Abdullah DEMİRTAŞ 
347982 Alparslan CEYLAN 
 313585 Gülşah YALÇIN 
 
 
 
Danışman/lar: Prof. Dr. Levent GÜMÜŞEL 
 
Bölüm Başkanı: Prof. Dr. Burhan ÇUHADAROĞLU 
 
 
 
TEMMUZ - 2020 
TRABZON 
 
II 
ÖNSÖZ 
 
Son yıllarda gerek uluslar arası alanda gerekse ülkemizde askeri ve sivil alanda iHA’lara 
olan ihtiyaç ve eğilimin artmasıyla, İHA teknolojileri baş döndürücü bir şekilde 
ilerlemektedir. Bu kapsamda, lisans seviyesinde aldığımız teorik bilgileri pratiğe 
dönüştürmemize ve gelecekte İHA sistemlerine ilişkin tasarım ve üretim alanlarındaki 
gelişmelerde kabiliyet kazanılmasına yardımcı olmak amacıyla ışık tutacak bir kaynak 
oluşturulması hedeflenmiştir. 
 
Bugüne kadar bizde emeği olan ve her türlü takdire değer olan tüm hocalarıma teşekkür ve 
şükranlarımızı sunarız. 
 
ABDULLAH DEMİRTAŞ 
ALPARSLAN CEYLAN 
GÜLŞAH YALÇIN 
TRABZON 2020 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
 
III 
ÖZET 
MİNİ İNSANSIZ HAVA ARACI TASARIMI 
 
İnsansız hava araçları, bilindiği üzere hem sivil hem de askeri uygulamalar için 
güncel olarak çalışılan bir alandır. Son yıllarda gerek uluslararası alanda askeri ve sivil 
alanda İHA’lara olan ihtiyaç ve eğilimin artmasıyla, İHA teknolojileri baş döndürücü bir 
şekilde ilerlemektedir. Ülkemizde yoğun bir şekilde insansız hava araçlarının 
geliştirilmesine yönelik faaliyetler yürütülmektedir. Kamu ve özel sektör tarafından 
yürütülen bu çalışmalarda da yaygın olarak sabit kanatlı ve döner kanatlı insansız hava 
aracı tasarımları gerçekleştirilmektedir. İnsansız hava araçları (İHA), günümüzde gelişen 
elektronik ve yazılım teknolojisi sayesinde, eş zamanlı gözetleme yapma ya da saldırı 
amaçlı paralı yükler taşımada yaygın olarak kullanılmaya başlamıştır ve birçok kişi 
tarafından gelecekte insanlı uçakların yerini almaya aday gösterilmektedir. Çünkü İHA’ lar 
tehlikeli bir görevde insan kaybı riski içermemesinin ve uzun süreli uçuşlara imkan 
vermesinin yanı sıra maliyet açısından da avantajlıdır. Bu çalışmada, dikey iniş kalkış 
özelliğine sahip bir İHA’ nın (İnsansız Hava Aracı) kavramsal tasarımı ve ön mühendislik 
hesaplamaları yapılmıştır. Ön tasarımı yapılacak olan İHA’ nın basit kompak bir yapıya 
sahip olması düşünülmüş ve optimum performans değerine göre tasarım yapılması 
hedeflenmiştir. Sonraki bölümlerde ise oluşan konfigürasyon için kanat gövde kuyruk gibi 
gövde elemanlarının aerodinamik analiz, kararlılık analizi ve performans değerlerinin 
analizi yapılmıştır ve bu süreçte çeşitli paket programlardan faydalanılmıştır. 
 
Anahtar Kelimeler: İnsansız hava aracı, Tasarım, Performans değerleri 
 
 
 
 
 
 
 
IV 
 
SUMMARY 
MINI UNMANNED AIRCRAFT DESIGN 
 
As it is known, unmanned aerial vehicles are currently being studied for both civilian 
and military applications. In recent years, with the increasing need and tendency for UAVs 
both in the military and civilian fields, UAV technologies are advancing dizzily. Activities 
are being carried out intensively in the development of unmanned aerial vehicles in our 
country. In these studies carried out by the public and private sectors, unmanned aerial 
vehicle designs with fixed and rotary wings are widely realized. Unmanned aerial vehicles 
(UAVs) are now being widely used in the field of electronic and software technology for 
simultaneous surveillance or offensive cargo and are nominated by many to replace 
manned aircraft in the future. Because UAVs are advantageous in terms of cost as well as 
they do not involve the risk of human loss in a dangerous mission and allow long-term 
flights. In this study, the conceptual design and preliminary engineering calculations of a 
UAV (Unmanned Aerial Vehicle) with vertical landing take-off feature were performed. 
The UAV, which will be pre-designed, is thought to have a simple and compact structure 
and it is aimed to design according to optimum performance value. In the following 
sections, aerodynamic analysis, stability analysis and performance values analysis of body 
elements such as wing body tail were performed for the configuration that was formed and 
various package programs were utilized in this process. 
 
Keywords : Unmanned aerial vehicle, Design, Performance values 
 
 
 
 
 
 
 
V 
 
İÇİNDEKİLER 
ÖNSÖZ………………………………………………………………………………… III 
ÖZET .................................................................................................................................. IV 
SUMMARY ......................................................................................................................... V 
İÇİNDEKİLER .................................................................................................................. VI 
ÇİZELGELER DİZİNİ ................................................................................................... VII 
ŞEKİLLER DİZİNİ ........................................................................................................ VIII 
1. GENEL BİLGİLER .............................................................................................. 1 
1.1 Giriş ........................................................................................................................ 1 
1.1.1 İnsansız Hava Aracı Sistemleri ............................................................................... 1 
1.2. Literatür Araştırması ............................................................................................ 12 
1.3. Kısıtlar ve Koşullar .............................................................................................. 13 
1.4. Karşılayabileceği Gereksinimler…………………………………………………14 
1.5 HAFTALIK ÇALIŞMA PROGRAMI .................................................................. 15 
3. BULGULAR ........................................................................................................ 16 
3.1 Kalkış Ağırlığı Tespiti (W0) .................................................................................. 16 
3.2 Geçmiş Yılların Verileri ........................................................................................ 17 
3.3. Boş Ağırlık Kesri Tahmini (WE /W0) .................................................................. 18 
3.4. T/W ve W/S Analizi .............................................................................................. 20 
3.5. Konfigürasyon Seçimi Ve Boyutlandırma ............................................................ 22 
3.5.1. Kanat ..................................................................................................................... 22 
3.5.1.1. Kanat Profili Ve Seçimi ........................................................................................ 22 
3.5.1.2. Kanat Geometisi .................................................................................................... 27 
3.5.1.3. Kanat Tipi .............................................................................................................. 33 
3.5.1.4. Kanat Ucu .............................................................................................................. 34 
VI 
3.5.1.5. Kanat Dikey Yerleştirmesi .................................................................................... 35 
3.5.2. Kanat Geometrik Özellikleri .................................................................................36 
3.5.2.1. Kuyruk ................................................................................................................... 36 
3.5.2.2. Kuyruk Tipi ........................................................................................................... 36 
3.5.2.3. Kuyruk Profili........................................................................................................ 37 
3.5.2.4. Kuyruk Boyutlandırması ....................................................................................... 38 
3.3 Aerodinamik Analiz .............................................................................................. 40 
3.3.1. Aerodinamik Katsayılar ........................................................................................ 40 
3.3.2. Taşıma Katsayısı ................................................................................................... 40 
3.3.2.1. Kanat Taşıma Katsayısı ......................................................................................... 40 
3.3.2.2 Kuyruk Taşıma Katsayısı ...................................................................................... 49 
3.3.3. Sürükleme Katsayısı ve Sürükleme ....................................................................... 52 
4. TARTIŞMA……………………………………………………………………..53 
5. SONUÇLAR......................................................................................................... 54 
6. ÖNERİLER .......................................................................................................... 56 
7. KAYNAKLAR ..................................................................................................... 57 
8. EKLER ................................................................................................................. 59 
8.1. Tasarımın Çizimi…………………………………………………………….........59 
8.2 Tasarımın Teknik Resim………………………………………………………….60 
 
 
 
 
 
ÇİZELGELER DİZİNİ 
VII 
Çizelge 2.1. Haftalık çalışma programı............................................................................ 15 
Çizelge 3.1. Geçmiş yıllarda AIAA DBF yarışmasında derece yapmış uçak bilgileri .... 17 
Çizelge 3.2. Ortalama AR ve W/S değerleri .................................................................... 18 
Çizelge 3.3. Geçmiş yıllardaki başarılı uçakların boş ve kalkış ağırlığı değerleri ........... 19 
Çizelge 3.4 Kanat referans boyutları ............................................................................... 36 
Çizelge 3.5. Yatay kuyruğun özellikleri .......................................................................... 38 
Çizelge 3.6. Dikey kuyruğun özellikleri .......................................................................... 39 
Çizelge 3.7. Eppler 422 profilinin aerodinamik katsayı değerleri ................................... 44 
Çizelge 3.8. Naca 0009 profilinin aerodinamik katsayı değerleri .................................... 49 
Çizelge 5.1. Projede kullanılan malzemelerin maliyeti ................................................... 55
VII 
ŞEKİLLER DİZİNİ 
Şekil 1.1. Venedik Balon Saldırısı 1849 (Drushin, 2003) .............................................. 2 
Şekil 1.2. Breguet-Richet Gyroplan (Leishman, 2001) .................................................. 3 
Şekil 1.3. RAF’s Aerial Target (http-1) ......................................................................... 3 
Şekil 1.4. Hewitt Sperry Automatic Airplane (http-2) .................................................... 4 
Şekil 1.5. Kettering Bug (U.S Air Force Museum) ........................................................ 5 
Şekil 1.6. Oehmichen 2 (http-3) ..................................................................................... 5 
Şekil 1.7. RAF Larynx (http-4) ....................................................................................... 6 
Şekil 1.8. KD2G Firefly (http-6) .................................................................................... 6 
Şekil 1.9. Ryan Model 147 (Erhard, 2010) .................................................................... 7 
Şekil 1.10. NASA Pathfinder (NASA) ............................................................................... 8 
Şekil 1.11. Amber (Lockheed Martin) .............................................................................. 8 
Şekil 1.12. Gnat-750 (http-7) ........................................................................................... 9 
Şekil 1.13. Aerosonde Laima (McGeer, 1999) .............................................................. 10 
Şekil 1.14. Bayraktar Akıncı (Baykar makine 2019) ..................................................... 10 
Şekil 3.1. Genel Bir Kanat Profili Görünüşü[32]. ........................................................ 22 
Şekil 3.2. Kalınlığın gösterimi [33].............................................................................. 23 
Şekil 3.3. Sürükleme ve taşıma katsayılarının hücum açısıyla değişimi [3] ................ 24 
Şekil 3.4. Kalınlığın stall üzerindeki etkisi [1] ............................................................ 24 
Şekil 3.5. Profilin taşıma sürükleme oranı (Cl / Cd) Re= 600000[4] .......................... 25 
Şekil 3.6. Profilin taşıma ve sürükleme grafikleri (Re= 600000)[4]............................ 26 
Şekil 3.7 Kanat açıklığı [33] ....................................................................................... 28 
Şekil 3.8. Açıklık oranı ve hücum açısının taşıma katsayısına etkisi [1] ..................... 28 
Şekil 3.9 Açıklık oranı yüzdeleri[3] ............................................................................ 29 
Şekil 3.10. Ok açılı kanat [33] ....................................................................................... 30 
VIII 
Şekil 3.11. Eliptik kanat [33] ......................................................................................... 31 
Şekil 3.12. Sivrilme oranının taşıma dağılımına etkisi [1]............................................. 32 
Şekil 3.13. Dihedral açılı kanatlar [3] ............................................................................ 33 
Şekil 3.14. Tek kanatlı uçak [5] ..................................................................................... 34 
Şekil 3.15. Kanat ucu tipleri [1] ..................................................................................... 34 
Şekil 3.16. Üstten kanatlı uçak [5] ................................................................................. 35 
Şekil 3.17. Kuyruk tipleri [1] ......................................................................................... 37 
Şekil 3.18. Negatif taşımalı kuyruk düzenlemesiyle statik denge [3] ............................ 37 
Şekil 3.19. Naca 2412 profilinin taşıma ve moment katsayısının Re sayısıyla 
değişimi [2] .................................................................................................. 42 
Şekil 3.20. M sayısının taşıma katsayısına etkisi [2] ..................................................... 43 
Şekil 3.21. Taşıma katsayısının hücum açısıyla değişimi .............................................. 44 
Şekil 3.22. Sürükleme katsayısının hücum açısıyla değişimi ........................................ 45 
Şekil 3.23. Moment katsayısının hücum açısıyla değişimi ............................................ 45 
Şekil 3.24. L/D oranının hücum açısıyla değişimi ......................................................... 46 
Şekil 3.25. Sivrilik ve açıklık oranının ''e'' sabitine etkisi [2] ........................................ 47 
Şekil 3.26. Taşıma katsayısının hücum açısıyla değişimi .............................................. 50 
Şekil 3.27. Sürükleme katsayısının hücum açısıyla değişimi ........................................ 50 
Şekil 3.28. Moment katsayısının hücum açısıyla değişimi ............................................ 50Şekil 3.29. L/D oranının hücum açısıyla değişimi ......................................................... 51 
Şekil 3.30. Drag katsayı analizi...................................................................................... 52 
Şekil 8.1. 3 Boyutlu görsel …………………………………………………………...59 
Şekil 8.2. 3 Boyutlu görsel 2…………………………………………………………59 
Şekil 8.3 Kuyruk dikey teknik resmi…………………………………………………60 
 
Şekil 8.4 Kanat üst görünüş teknik resmi……………………………………………60 
IX 
Şekil 8.5 Üst görünüş teknik resmi…………………………………………………61 
Şekil 8.6 Yan görünüş teknik resmi…………………………………………………61 
 
 
 
 
 
 
 
1 
 
1. GENEL BİLGİLER 
 
Günümüzde insansız hava aracı teknolojisi baş döndürücü bir hızla gelişmektedir. 
Birçok görevi insan faktörü olmadan otonom bir şekilde yerine getirebilmektedir. Arama 
kurtarma, faydalı yük taşıma, belirli bir alanda görüş kontrolü, askeri ve sivil havacılık gibi 
birçok sektörde yaygın kullanılmakta, aynı zamanda kullanım alanları genişlemektedir. Bu 
çalışmada insansız hava aracının gerekli manevra kabiliyetine sahip olması stabil uçması 
amaçlanmaktadır. Bu parametrelerin ışığında istenilen rotaları izlemesi, faydalı yük 
taşıması ve istenilen konuma faydalı yükü bırakabilmesi hedeflenmektedir. İHA 
tasarımında karşılaşılacak aerodinamik problemlerin ve bu problemlerin hesapları 
araştırılmıştır. Araştırmalar sonucunda gerekli analizler ve hesaplamalar yapılarak oluşan 
aerodinamik problemler çözüme ulaştırılmıştır. 
 
1.1. Giriş 
 
1.1.1. İnsansız Hava Aracı Sistemleri 
 
Uçakların tarih sahnesine ilk çıkışının 19. Yüzyılın son 20 yıllık diliminde 
gerçekleştirilen denemeler ile başladığı kabul edilir. 20. Yüzyılın başında gerçekleştirilen 
motorlu uçuşlar ile uçaklar yardım olmaksızın kalkış yapabilen ve uçuşunu sürdürebilen 
makineler haline geldi. Fransız Mareşal Ferdinand Foch, 1911 yılında uçakları “Uçaklar 
güzel oyuncaklar, ama askeri değerleri yok.” diyerek eleştirmekteydi. O yıllar için bu 
cümle doğru bir tahlildi. Çünkü o yıllarda yapılan uçaklar oldukça kırılgan ve pahalıydı. 
Ayrıca sıklıkla pilotaj ve kontrole bağlı olarak kaza ve kırımlara yol açıyordu. Ancak 
birinci dünya savaşında sıklıkla kullanılan uçaklar, kullanan ülkelere önemli gözlem 
kabiliyeti kazandırmıştır. Düşman siperlerindeki hareketlerin, düşman tahkimatının ve 
ikmal yollarının gözlenebilmesine imkân vermiştir. İnsanlı uçaklar İkinci Dünya Savaşı’na 
kadar önemli gelişmeler göstermiştir. Birinci Dünya Savaşında kullanılan Keşif Uçağı 
konseptinin yanı sıra, Hafif Avcı Uçağı, Ağır Avcı Uçağı, Saldırı Uçağı, Torpido Uçağı, 
Hafif Bombardıman Uçağı, Dalış Bombardıman Uçağı, Stratejik Bombardıman Uçağı, 
Deniz Uçağı, Kargo Uçağı gibi pek çok konseptin ortaya çıkmasıyla bu savaş öncesi ve 
süresince olmuştur. İkinci Dünya Savaşı sırasında uçakların savaşta edindiği pay 
 
2 
düşünüldüğünde, artık hava üstünlüğünün savaş doktrininin reddedilemez bir parçası 
olduğu ortadadır. Nitekim Nazi Almanya’sının Fransa’nın düşüşü ile yalnız kalan 
İngiltere’ye çıkartma yapamamış olmasının temel sebebi, kanal üzerindeki hava 
üstünlüğünü savaş boyunca asla ele geçirememesidir. İkinci Dünya Savaşı’nın son 
evresinde Nazi Almanya’sının tasarladığı ME-262 uçağına iki adet gaz türbinli motor 
eklemesi ile havacılığın geleceği de yine bu savaş sırasında çizilmişti. Savaşın bitişi de 
ABD’ye ait stratejik bombardıman uçaklarının attığı atom bombalarıyla olmuştu. 1945’de 
sonlanan İkinci Dünya Savaşı’nda oynadıkları rol ile uçaklar, Mustafa Kemal Atatürk’ün 
savaştan önce 1937’de gidişatı görerek Eskişehir Tayyare Alayı’nı ziyaret ederken 
söylediği “İstikbal Göklerdedir.” cümlesiyle aynı doğrultuda gelişerek güçlü ülkeler ve 
ordularının vazgeçilmez bir parçası olmuştur. Son yıllarda gerçekleşen teknolojik 
ilerlemeler insansız hava açlarının tarihinin oldukça kısa olduğu algısını yaratsa da insansız 
hava araçlarının ilk kullanımı insanlı uçaklardan öncesine dayanmaktadır. İnsansız hava 
araçlarına dair ilk kullanım olarak 1849 yılında Avusturyalıların Venedik şehrine yolladığı 
paylatıcı yüklü balonlar kabul edilmektedir. Avusturya topçularının lagünler sebebiyle 
şehri ateş altına alamaması bu saldırının çıkış noktası olmuştur. Yaklaşık 15 kilogram 
patlayıcı taşıyan, 5,7 metre çapındaki 200 balon bu saldırı için kullanılmıştır. Saldırıda bazı 
balonlar Venedik’e ulaşıp patlamayı başarsa da geri kalanı rüzgârın etkisiyle geri dönüp 
hedefinden şaşmıştı (Şekil 1.1.) [1] 
 
 
Şekil 1.1. Venedik Balon Saldırısı 1849 [1] 
 
1898 yılında, İspanyol-Amerikan savaşı sırasında, ABD ordusu bir uçurtmayakamera 
bağlayarak ilk havadan gözlem fotoğraflarını elde etmiştir. 1883 yılında bir İngiliz olan 
3 
Douglas Archibald’ın ortaya koyduğu donanım, Colorado’lu Onbaşı William Eddy 
tarafından kullanılmış ve savaş süresince Amerikan birliklerine kritik bilgiler sağlamıştır 
(Hannavy, 2007, s. 86). 
1907 yılında ilk dört rotorlu helikopter ünlü Fransız havacı Louis Breguet ve Charles 
Richet tarafından tasarlanmıştır. Breguet-Richet Gyroplane adı verilen bu araç dönen sabit 
kanatlara sahiptir, bir helikopterden çok gyrokopter olarak adlandırılır (Şekil 1.2.). İnsanlı 
olarak tasarlanan bu araç, gerçekleştirdiği uçuşta yerden 0,6 metre yükselmeyi başarmıştır. 
Ancak dört kişi aracın kollarını sabit tutarken gerçekleştirildiği için serbest uçuş 
sayılmamaktadır. Bu araç günümüz quadcopter ve multirotor konseptlerinin atası olarak 
kabul edilmektedir. [1] 
 
 
Şekil 1.2. Breguet-Richet Gyroplan (Leishman, 2001) [1] 
 
Birinci Dünya Savaşı sırasında, ilk insansız uçak kabul edilen Archibald 
Montgomery Low’un radyo kontrol teknikleri ile 1916 yılında geliştirilen Ruston Proctor 
Aerial Target’dır (Şekil 1.3.). Geliştirilmesine devam edilseydi, bu araç Almanya’nın 
şehirleri bombalamak için kullandığı Zeplinlere karşı kullanılacaktı. [2] 
 
 
Şekil 1.3. RAF’s Aerial Target (http-1) 
4 
Aynı yıl geliştirilen ve uçan bomba olarak da bilinen Hewitt Sperry Automatic 
Airplane ilk uçuşunu gerçekleştirmişti (Şekil 1.4.). Bu uçağın seyir füzesi olarak 
kullanılması planlanmaktaydı. Birleşik Devletler Donanması 50.000 dolarlık bir sipariş 
vererek 1. Dünya Savaşı hazırlıklarına uçan bombayı da dahil etmişti. [3] 
 
 
Şekil 1.4. Hewitt Sperry Automatic Airplane (http-2) 
 
1917 yılının sonuna doğru, Hewitt Sperry uçağının uçuşunu izleyen donanma 
temsilcileri, bir uçan torpido uçağının yapılmasına yönelik komisyon oluşturdu. Komisyon 
mucit-mühendis Charles F. Kettering’den 40 mil menzile sahip bir insansız uçan bomba 
tasarlamasını istedi. Kettering bu görevi kabul ederek Orville Wright’ı da içeren bir takım 
ile çalışmalara başladı. Bu çalışmalar 1918 yılına gelindiğinde Kettering Bug adlı uçağı 
ortaya çıkardı (Şekil 1.5.). Kettering Bug döneminin teknolojisi için oldukça başarılı olsa 
da 1918’de savaşın sona ermesi ile henüz kullanılamadan geliştirilmesi sonlandırıldı. [4] 
 
5 
 
Şekil 1.5. Kettering Bug (U.S Air Force Museum) 
 
1921 yılında, Etienne Oehmichen, Oehmichen No. 2 adını verdiği dört rotorlu hava 
aracını geliştirmiştir (Şekil 1.6.). Önceki çalışmalara ek olarak bu hava aracında büyük 
taşıyıcı rotorların tersi yönünde dönen dikey yerleştirilmiş rotorlar kullanmıştır. Bu 
geliştirme ile ilk emniyetli helikopteri tasarlamış ve çalışmaları ile kuyruk rotorunun 
geliştirilmesine olanak sağlamıştır. İnsanlı olan bu hava aracı, günümüz multirotor ve 
tiltrotor insansız hava araçlarına temel olmuştur. [5] 
 
 
Şekil 1.6. Oehmichen 2 (http-3) 
 
1927 yılında İngiltere Kraliyet Donanması, Larynx modelini geliştirdi (Şekil 1.7.). 
Larynx bir seyir füzesi olarak tasarlanmıştı. Seyir füzeleri birçok açıdan insansız hava 
araçları ile benzerlik göstermektedir. Aralarındaki en büyük fark, seyir füzelerinin tek 
kullanımlık olmasıdır. İnsansız hava araçlarından içerisindeki faydalı yük ile veya 
cephanesini bırakarak dönmesi beklenir. Larynxtıpkı Hewitt Sperry ve Kettering Bug gibi 
hem insansız hava araçlarının hem de seyir füzelerinin bir atasıdır. RAE Larynx bir 
mancınık yardımıyla gemilerden atılabilecek şekilde tasarlanmıştı. RAE Larynx testlerde 
6 
170 kilometrelik menzile kadar bağlantısı kopmadan ulaşmayı başarmıştı. Tüm 
geliştirmelere rağmen, 1929 yılına gelindiğinde, ortaya Larynx’i yere indirebilecek farklı 
avcı uçaklarının çıkması, donanmanın ilgisi bu projeden uzaklaştırmış ve projenin 
kapanmasına sebep olmuştu [6]. 
 
 
Şekil 1.7. RAF Larynx (http-4) 
 
1946 yılında, Globe firması tarafından geliştirilen KDG Snipe, 1954 yılına kadar 
geliştirilmiş ve kullanılmıştır. KDG Snipe bir hedef dronu olarak tasarlanmıştır. Avcı 
pilotlarının ve uçaksavar topçularının eğitim ve atış talimleri için kullanılmıştır. KDG 
Snipe, küçük, ortadan kanatlı radyo kontrollü bir uçaktı. KDG Snipe mancınık yardımıyla 
gemiden kalkabilmekte ve görevini vurulmadan tamamlayabilirse paraşüt yardımıyla 
güvenli iniş yapabilmekteydi (Şekil 1.14.). 1950 yılında Solar PJ32 pulsejet eklenmesi ile 
hızı 370 km/saat’e çıkarılmıştı. 
 
 
Şekil 1.8. KD2G Firefly (http-6) 
7 
1960 yılından itibaren dronların havadan gözlem görevlerinde kullanılmasına 
başlanılmıştır. Birleşik Devletler ’in Küba üzerinde gözlem görevleri gerçekleştiren insanlı 
U-2 uçaklarının yerine inansız uçakları geçirerek riski ve maliyeti azaltmak istemesi bu 
süreci hızlandırmıştır. 1962 yılında, Ryan Model 147 Lightning bu amaçla tasarlanmıştır. 
Ryan Model 147, jet motoruna sahip bir insansız hava aracıdır, Ryan Firebee hedef 
dronunun üreticisi Ryan Aeronautical tarafından üretilmiştir (Şekil 1.17.). Ryan Model 
147’ler soğuk savaş dönemi boyunca komünist devletler üzerinde yüksek irtifa gözlem 
görevleri gerçekleştirmiştir. Vietnam savaşında da yer alan Model 147’ler 1975 yılında 
savaş sona erene kadar gözlem görevlerini icra etmiştir. [7] 
 
 
Şekil 1.9. Ryan Model 147 (Erhard, 2010) [8] 
 
1983 yılında, ilk güneş enerjili insansız hava aracı prototipi NASA tarafından 
geliştirilen, Pathfinder aracının uçuşu gerçekleştirilmiştir. High Altitude Solar, HALSOL 
konsepti ile tasarlanmış ilk insansız hava aracıdır (Şekil 1.18.). Gerçekleştirilen radyo 
kontrollü ilk uçuşlar ile uçağın aerodinamik kapasitesi belirlendikten sonra, fotovoltaik 
pillerin yerleştirilmesi bu teknolojinin uygulanabilir seviyenin altında olduğu görülerek 
durdurulmuştur. 10 sene rafa kalkan proje, 1993 yılında gelişen teknoloji ile yeniden ilgi 
görmüş ve güneş enerjisi-batarya kombinasyonuyla uçurulmuştur. 30 metre kanat 
açıklığına sahip Pathfinder, 8 motora sahip olmasına rağmen ancak 24 km/saat hıza 
ulaşabilmektedir. Daha sonra geliştirilen Pathfinder-Plus modeli ile 1998 yılında ulusal 
güneş enerjili araç irtifa rekoru 24.445 metre ile kırılmıştır. [8] 
8 
 
Şekil 1.10. NASA Pathfinder (NASA) 
 
1984 yılında, orta menzilli taktik gözlem insansız hava aracı Amber’in 
geliştirilmesine Leading Systems Inc. (LSI) tarafından başlanmıştır. Amber, konvansiyonel 
iniş kalkış yapabilen, arka motorlu, piston motorlu bir insansız hava aracıdır (Şekil 1.19.). 
1986 yılında Amber ilk uçuşunu gerçekleştirmiştir. 1988 yılında Amber, o zamanın rekoru 
olan 38 saatlik bir uçuş gerçekleştirmiştir. Amber 63 kilogram faydalı yük kapasitesine 
sahiptir. Bu kapasite ile, bir gündüz kamerası ve bir infrared kamera taşınabilmektedir. 
Amber 2200 kilometre menzile ve 1500 m irtifada uçtuğu sürece 38 saatlik bir havada 
kalma süresine sahiptir Amber, bir otopilot ve bir çift yollu veribağına sahipti. Ayrıca 
Amber, yer istasyonundan, aracın burnundaki kameranın görüntüsü kullanılarak 
uçurulabilmekteydi. Amber, hiç görev uçuşu gerçekleştirmeden 1990 yılında, bütçe 
sebepleri ile rafa kaldırılmıştır. [9] 
 
 
Şekil 1.11. Amber (Lockheed Martin) [10] 
 
9 
1988 yılında, Gnat-750 insansız hava aracının geliştirme sürecine LSI tarafından 
başlanmıştır. Gnat, doğrudan ihraç edilme amacıyla tasarlanmıştır. İlk uçuşunu 1989 
yılında gerçekleştirmiştir. 1990 yılında, Amber projesinin sonu olan ekonomik güçlükler 
sonucu 1990 yılında Gnat projesi General Atomics tarafından satın alınmıştır. Gnat 750, 
Amber’in büyütülmüş ve basitleştirilmiş halidir (Şekil 1.20.). En büyük değişiklik 
gövdede olmuştur. Kanatların pozisyonu alt kanat olarak değiştirilmiştir. Bir GPS temelli 
nagivasyon sistemi entegre edilerek tamamen otonom görev gerçekleştirme özelliği 
kazandırılmıştır. 1992 yılına gelindiğinde, Gnat-750 aralıksız 40 saatlik bir uçuş 
gerçekleştirmiştir. Maksimum havada kalma süresi ise 48 saat olarak belirtilmiştir. 
Faydalı yük olarak uçağın burnunun altına bir infrared kamera ve gündüz kamerası 
ve bir düşük ışık kamerası eklenmiştir. 1994 yılında Gnat-750’ler Yugoslavya üzerinde 
NATO konvoylarının gözlenmesi amacıyla kullanılmıştır. [10] 
 
 
Şekil 1.12. Gnat-750 (http-7) 
 
1998 yılında, Aerosonde tarafından geliştirilen Laima adlı insansız hava aracı, 
Atlantik Okyanusu boyunca uçan ilk insansız hava aracı olmuştur (Şekil 1.22.). Daha sonra 
kırılsa da Atlantik’i geçen en küçük insansız hava aracı rekoruna da sahip olmuştur. Laima 
2,9 metre kanat açıklığına ve 1,7 metre uzunluğa sahiptir. Boş ağırlığı 10 kilogramdır. İniş 
takımı olmaması sebebiyle hareket eden bir aracın arkasından veya bir binanın tepesinden 
fırlatılan Laima Kanada’dan İskoçya’ya 26 saat 45 dakikalık bir uçuş gerçekleştirmiştir. 
Kalkış ve iniş hariç uçuş otonom olarak gerçekleştirilmiştir. Laima, 13 kilogram kalkış 
ağırlığına sahiptir. Faydalı yük olarak kamera ve pointer kullanıldığında havada kalma 
süresi 10 saate düşmektedir. Aerosonde uçak tipi günümüzde hala kullanılmaktadır ve 
110000 saat görev uçuşu gerçekleştirmiştir. [11] 
 
10 
 
Şekil 1.13. Aerosonde Laima [11] 
 
Günümüzde ülkemizde BAYKAR makina tarafından ülkemizin yerli ve milli 
teknolojisi kullanılarak üretilen bayraktar TB2, akıncı gibi SİHA ve TİHA’lar Türk silahlı 
kuvvetleri tarafından kullanılmaktadır. Aynı zamanda dünyada bu tür İHA’lara sahip 4. 
Ülke olma gururunu yaşatan bayraktar akıncı, BAYKAR makina tarafından testlerine hala 
devam edilmektedir. Bayraktar TB2’den daha uzun ve geniş olan Akıncı TİHA, kendine 
özgü bükümlü kanat açıklığına sahip olacak ve çok sayıda milli akıllı mühimmat 
taşıyabilecektir. Akıncı ayrıca özgün yapay zeka sistemi sayesinde, daha akıllı ve çevresel 
koşulların daha da farkında olacak kullanıcılarına ileri uçuş ve teşhis fonksiyonları 
sunacaktır. 
 
 
Şekil 1.14. Bayraktar Akıncı (Baykar makine 2019) (http-8) 
 
11 
İnsansız hava araçlarının tarihsel gelişimi incelendiğinde üç madde ortaya 
çıkmaktadır. (I) Radyo kontrollü uçaklar 1. Dünya Savaşı yıllarında daha çok füze veya 
hedef olarak kullanılmıştır. (II) 1960'lı yıllara gelindiğinde, görev ekipmanları taşıyan 
radyo kontrollü uçaklar ile askeri keşif görevleri gerçekleştirilmeye başlanmıştır. (III) 
2000’li yıllardan itibaren, gelişen havacılık ve elektronik sektörlerinin etkisiyle insansız 
hava araçları birçok göreve yönelik farklı faydalı yükler taşıyabilir hale gelmiştir. Böylece 
insansız hava araçları sivil ve askeri birçok görevde kullanılmaya başlanmıştır. 2000’li 
yıllardan itibaren insansız hava araçları yaygınlaşmış ve askeri amaçların yanı sıra birçok 
sivil görev için de kullanılmaya başlanmıştır. İnsansız hava araçlarının tarihsel gelişimi bu 
başlıkta ele alınmış ve ilklere yer verilmiştir. Bu insansız hava araçlarının tasarımında 
ortaya koyulan konseptler bugün hala devam etmektedir. İnsansız hava araçlarının insan 
operatör taşımadan, uzaktan veya otonom olarak kontrol edilebilmesi maliyet ve emniyet 
yönünden insanlı uçaklara göre üstünlükler taşımaktadır. [12] Günümüzde insansız hava 
araçları ile, insan pilotların uçmakta zorlanacağı menziller ve havada kalma süreleri, 
otonom rota kontrolü yapılarak belirli bir rota takibi ile uçulabilmekte, bu tür gözlem 
görevleri kolaylıkla gerçekleştirilebilmektedir 
İnsansız havaaraçları marketi sadece askeri olarak değil, sivil olarak da hızla 
büyümektedir. Sivil insansız hava aracı platformları trafik gözlem, afet yönetimi, altyapı 
incelemesi, kolluk kuvvetleri ve tarımsal rekolte tahmini gibi amaçlarla kullanılmaktadır. 
Araştırmalar gelecekte sivil kullanımın askeri kullanımı katlayarak geçeceğini 
öngörmektedir. [13] 
 İnsansız hava araçları sayesinde düşük operasyonel maliyet ile aynı irtifadan belli 
süre aralıklarıyla rutin olarak görüntü kaydedebilmektedir. Bu işlemin sonucunda görüntü 
işleme methodları ile topografik haritalama gerçekleştirilebilmektedir. Bu yöntemler ile 
sahil erozyonu da kontrol edilebilmektedir (Turner, Harley and Drummond, 2016, s. 19). 
İnsansız hava araçları gösterilen gelişim sonucu çok çeşitli boyutlarda üretilmektedir. 
İnsansız hava araçlarında tek göreve odaklı mikro hava araçlarından, birçok görevi bir 
arada gerçekleştirebilen akıllı otonom sistemlere kadar büyük çeşitlilikler 
görülebilmektedir. 
Küçük boyutlu, düşük irtifa insansız hava araçları da ayrıca plaform maliyetleri ile 
oldukça uygun şekilde temin edilebilmektedir. Bunun yanı sıra, düşük irtifa sensör ve 
algılama sistemleri, yüksek irtifa sistemlerine göre daha düşük özelliklere ihtiyaç duyar ve 
12 
dolayısıyla faydalı yük olarak yer alan algılama sistemleri de düşük irtifa için daha az 
maliyetlidir. 
Elektrikli mini insansız hava araçları (MİHA) sivil ve askeri alanlarda kullanım 
imkânı bulunan ve yaygın olarak çalışılan konulardır. Elektriksel güç, sağladığı verim, 
güvenilirlik, düşük fiyatla elde edilebilirlik ve düşük titreşim seviyeleri ile tercih sebebi 
olmaktadır. 
 
1.2. Literatür Araştırması 
 
Gelişen MEMS (mikro elektromekanik sistemler) teknolojileri ile, çok sayıda mikro 
eyleyici adayı ortaya koyulmaktadır. Bu adaylar bir ya da iki yıl içerisinde mikro insansız 
hava araçları için uygulanabilir hale gelecektir. Çalışmalar çoğunlukla piezoelektrik 
kristallerin kullanımı ile gerçekleştirilmektedir. Bu eyleyiciler lineer güç üretiminde ve 
döner kanatlı mikro insansız hava araçları için tork kuvveti üretiminde kullanılabilirler. 
[14] 
Sabit kanatlı mini insansız hava araçları genellikle rijit bir kanat, gövde ve kuyruk 
bileşeninden oluşurlar. Yaygın olarak elektrik motoru kullanılan bu insansız hava araçları 
ile keşif-gözlem görevleri çok çeşitli ortamlarda gerçekleştirilebilmektedir. Gereken düşük 
güç ile, mini insansız hava araçları, insansız hava araçlarına göre ucuz, değişikliklere açık 
ve radarda tespit edilmesi daha güçtür. [15] 
A.Serkan AKGÜL Abdurrahman HACIOĞLU (2010) çalışmasında Hava Harp 
Okulu lisans ve yüksek lisans eğitim programı kapsamında geliştirilen veya geliştirilecek 
olan insansız hava aracı (İHA) konularına ışık tutacak ve yardımcı olacak şekilde, bir İHA 
tasarımını etkileyen parametrelerin incelenmesi ve tasarım hesaplarının yapılması 
hedeflemiştir. [16] 
Önder KARAGÖZ (2011) Bu nedenle, yarışmalarda üretilebilecek mini İHA’ ların 
tasarımını etkileyen parametreler detaylı olarak incelemiş ve 2010/2011 yılındaki tasarla 
yap uçur yarışmaları için bu parametreler arasından seçimler yapılmıştır. Çalışma 
kapsamında, önceden tanımlanmış olan belli ağırlık ve boyutlardaki yangın söndürme 
toplarını taşıyarak belirlenmiş bölgelere bırakabilecek elektrik motorlu, radyo kontrollü ve 
pervaneli bir mini İHA tasarım ve üretimini yapmıştır.[17] 
 
13 
Gupta, Ghonge ve Jawandhiya (2013) insansız hava araçlarını HALE (High 
Endurance Low Altitude), MALE (Medium Endurance Low Altitude), Taktik İHA, Askeri 
İHA, Mikro İHA ve Nano İHA olarak irtifasına, uçuş süresine ve görevine göre kategorize 
etmiştir.[18] 
Serkan Özgen (2002) yayınladığı makalesinde iki adet tek motorlu, pervaneli hafif 
uçağın aerodinamik tasarımı ve sertifikasyonunu anlatmıştır. Çalışmasında tasarım için 
dünyada yaygın olarak kullanılan yöntem ve kaynakları benimsemiştir. Hesaplanan 
performans ve uçuş parametrelerinin daha sonra yapılan uçuş testlerinde elde edilen 
değerlerle büyük ölçüde uyuştuğunu gözlemlemiştir. [19] 
İsmet Çuhadar , Mahir Dursun, Ahmet Aksöz (2009) çalışmalarında üç boyutlu 
tasarlanan bir taktik İHA modelinin akış analizleri yapılarak benzetim sonuçlarını elde 
etmişlerdir. [20] 
Pınar Arslan, Uğur Kalkan, Yosheph Yang, Serkan Özgen, Melin Şahin, Ercan 
Gürses, Yavuz Yaman bir AB projesi kapsamında kanat incelemesi yapmış ve çalışma 
sırasında farklı kabuk kalınlıkları değerlendirmeye tabi tutulmuştur. [21] 
Yusuf BERKTAŞ bitirme projesinde fiziksel bir kanadı yine fiziksel bir rüzgâr 
tünelinde test etmiş sonuçlarını model üzerinden bilgisayar ortamında yaptığı analiz ile 
karşılaştırmıştır. [22] 
 
1.3. Kısıtlar ve Koşullar 
 
Bu çalışmada sabit kanatlı bir mini insansız hava aracı tasarımı ve aerodinamik 
hesapları istenmektedir. Sivil havacılık gereği İHA 1 kategorisine girmemesi için 4 kg 
geçmemesi gerekmektedir. Mini İHA prototip tasarlanmıştır. Tasarım koşullarında çevresel 
ve iklim koşulları düşünülerek yapılmıştır. İHA teknolojisinde minimum fiyat ve 
maksimum performans baz alınarak tasarımlar yapılmıştır. Askeri ve savunma sanayi gibi 
sektörlerde uzun süre havada kalması buna bağlı olarak istenilen operasyonel görevleri 
gerekli şekilde yerine getirebilmesi için verimlilik ön planda tutulmuştur. 
 
1.4. Karşılayabileceği Gereksinimler 
 
Bu çalışmadaki İHA sisteminin en büyük avantajlarından bir diğeri de, istenen göreve 
bağlı olarak arzu edilen irtifa seviyelerinde uzun süre havada kalabilmeleridir. Muharebe 
14 
sahasında İHA sistemlerinin insanlı hava araçları yerine kullanılmalarının avantajları ve 
karşılayabileceği gereksinimler aşağıda maddelenmiştir: 
 Hava aracı içerisinde pilota ihtiyaç olmaması nedeniyle daha fazla faydalı yük 
yüklenebilir ve pilot eğitim ve istihdam maliyeti insanlı hava araçlarına nazaran 
daha düşüktür. 
 Personel için risk oluşturan ortamlarda görev yapabilir. 
 Yer kontrol istasyonu ile irtibat kaybolsa dahi önceden planlanabilme özelliği 
sayesinde görevi yerine getirebilir. 
 Alçak irtifalarda ve düşük süratlerde emniyetli olarak uçabilirler. 
 Uçulan kilometre başına yaydıkları CO2 daha azdır. 
 Uçulan kilometre başına sarf edilen yakıt miktarı daha azdır 
 Kutup bölgeleri ve Sahra Çölü gibi zor şartların hüküm sürdüğü yerlerde emniyetle 
uçuş görevlerini icra edebilirler 
 İşletme maliyetleri uçaklara nazaran daha düşüktür. 
Özetlemek gerekirse bu çalışmadaki İHA sistemlerinin sunduğu operasyonel kullanım 
avantajları olarak; istihbarat, gözlem ve keşif maksatlı yapılan uçuş görevleri ile çeşitli 
muharebe görevlerini pilotlu uçuş görevlerine nazaran çok daha emniyetli bir şekilde 
yerine getirebilmeleri ifade edilebilir. 
15 
 
1.5 HAFTALIK ÇALIŞMA PROGRAMI 
 
Çizelge 2.1. Haftalık çalışma programı 
HAFTALAR TARİH YAPILAN İŞ 
1. HAFTA 17.9.2019 Projenin belirlenmesi 
2. HAFTA 24.9.2019 Literatür araştırması 
3. HAFTA 1.10.2019 Literatür araştırması 
4. HAFTA 8.10.2019 Model seçimi, Literatür araştırması 
5. HAFTA 15.10.2019 Piyasa araştırması, Malzeme seçimi 
6. HAFTA 22.10.2019 Prototip çizimi 
7. HAFTA 29.10.2019 Prototip çizimi 
8. HAFTA 5.11.2019 Mühendislik hesapları, Literatür araştırması 
9. HAFTA 12.11.2019 Maliyet araştırması 
10. HAFTA 19.11.2019 Proje yazımı 
11. HAFTA 26.11.2019 Proje yazımı 
 
 
15 
16 
 
2. YAPILAN ÇALIŞMALAR 
 
3.1. Kalkış Ağırlığı Tespiti (W0) 
 
Kalkış ağırlığı parametresi bir tasarımın başlaması için gerekli olan en önemli 
parametredir. Mevcut ağırlığın havalanabilmesi için gerekli olan kaldırma kuvvetinin ve 
dolayısıyla da kanat boyutlandırması ve itki/ağırlık oranının belirlenmesi için bilinmelidir. 
Tabi tasarım sürecinin yinelemeli ve yenilemeli bir süreç olduğunu söylemiştik. işte bu 
ağırlık tahmini de muhakkak, imalat süreci sonunda ortaya çıkan ürünün ağırlık değeriyle 
birebir örtüşmeyecektir. Fakat tasarıma başlamak için belli bir tahminle yola çıkılması ve 
daha sonra eldeedilen verilerle düzeltmeler yapılarak sonuca ulaşılması gerekmektedir. 
Buradan da anlaşılacağı gibi bu ilk tahmin, daha önce üretilmiş uçaklardan benzer olanlara 
yakın bir değer olacaktır. Genel olarak birçok kaynakta da bahsedildiği gibi kalkış ağırlığı 
aşağıdaki bağıntı (2.9)’ daki gibi ifade edilebilir. 
 
WT/O= WCR +WPL +W F+ WE (2.9) 
 
WT/O kalkış ağırlığı, WCR mürettebat ağırlığı, WPL paralı yük ağırlığı, WF yakıt 
ağırlığı ve WE boş ağırlıktır. Boş ağırlık dahilinde yapısal ağırlık, motor ağırlıkları, iniş 
takımları ağırlıkları, aviyonik ve diğer her türlü teçhizat ağırlıkları düşünülebilir. 
Dolayısıyla kalkış ağırlığının tespit edilebilmesi için yakıt ve boş ağırlığın tespit edilmesi 
gerekmektedir. Çünkü imalat amacı doğrultusunda mürettebat ve paralı yük ağırlığı 
bellidir. Ayrıca eğer amaç yüksek miktarlarda paralı yük taşımaksa boş ağırlığın düşük, 
eğer yük taşıma amacı güdülmüyorsa daha yüksek olacağı anlaşılabilir. [23] 
Uçak tasarımında ve dolayısıyla da imalatında en önemli nokta, istenilen amaca 
hizmet edebilecek en az maliyetli uçağı yapmaktır. Bunun için de en az enerji harcayan ve 
dolayısıyla da en hafif uçağı imal etmek gerekmektedir. Fakat bu durum, bizim 
tasarımımızdaki gibi yarışma durumlarında bu şekilde olmayacaktır. Bu tip yarışmalarda 
performans değerleri öncelikli olabilecektir. 
 
 
16 
17 
 
3.2 Geçmiş Yılların Verileri 
 
Geçmiş yıllarda üretilen ve American Institute of Aeronautics and Astronautics 
(AIAA) 
Design-Build-Fly (DBF) yarışmasında derece yapmış uçaklardan bazılarının belli 
değerleri Çizelge 2.7’ de verilmiştir. 
 
Çizelge 3.1. Geçmiş yıllarda AIAA DBF yarışmasında derece 
yapmış uçak bilgileri 
 
 
1996/1997 yılında paralı yük olarak, belli bir batarya ağırlığı ile yaklaşık 3,4 kg’ lık 
dikdörtgen şeklinde çelik kalıplar taşınmıştır. Yarışmadaki amaç maksimum tur sayısı elde 
etme şeklindedir. 1997/1998 yılındaki paralı yük, bir önceki sene kullanılan paralı yükle 
aynıdır. Fakat bu seferki yarışma amacı belirli bir süre içinde maksimum tur sayısı elde 
etmektir. 2001/2002 yılında taşınan maksimum paralı yük ağırlığı yaklaşık 4,5 kg.’ dır. 
Sayısı tercihe bağlı olarak değişen 10 ile 24 adet beyzbol topları taşınmıştır. 2002/2003 
yılında yaklaşık ağırlığı 2,6 kg. olan dikdörtgen şeklinde kutu taşınmıştır. 2003/2004 
yılında, paralı yük olarak 4 litrelik su şişesi taşınmıştır. 2004/2005 yılında, toplam ağırlığı 
yaklaşık olarak 2,7 kg. olan 2 adet PVC boru taşınmıştır. 2007/2008 yılında, paralı yük 3,2 
kg. olan şişelerden oluşmuştur. 2008/2009 yılında, 4 litrelik su şişesi ve füzeler taşınmıştır. 
17 
18 
Fakat bir seferde taşınan en ağır yük 4 litrelik su şişesidir. 2009/2010 yılında ise paralı yük 
için yine yaklaşık ağırlığı 2 kg. olan beyzbol topları seçilmiştir. 
Çizelge 2.7’ deki değerler incelendiğinde, açıklık oranı (AR), açıklık (b) ve kanat 
yüklemesi (W/S) için ortalama değerler Çizelge 2.8’ deki gibi karşımıza çıkacaktır. 
Fakat dikkat edilmesi gereken bazı noktalar vardır. Her yıl görev gereksinimlerinin 
farklı olması nedeniyle uçakların yapım malzemesi ve şekilleri farklı olabilmektedir. Yani 
açıklık oranı düşük olan uçaklar çift kanatlı ya da delta kanatlı olabilir. Dolayısıyla, önceki 
verilerden yararlanma yoluna gidildiğinde, toplam kalkış ağırlığının yanı sıra taşınan paralı 
yükün ve uçak şeklinin de benzer olması gerektiğine dikkat edilmelidir. Fakat yine de 
ortalama değerler tahmini bir fikir sahibi olunmasına yardımcı olacaktır. Daha doğru 
kabuller yapılabilmesi için yukarıda bahsedilen duruma dikkat edilmelidir. 
 
Çizelge 3.2. Ortalama AR ve W/S değerleri 
 
 
3.3. Boş Ağırlık Kesri Tahmini (WE /W0) 
 
Boş ağırlık tahmini toplam kalkış ağırlığına bağlı olduğu için boş ağırlığın kalkış 
ağırlığına oranının tahmini yapılmalıdır. Bu tahmin yapılırken dikkat edilmesi gereken 
nokta tüm uçak tipleri için aynı kalkış ağırlığında aynı oranın geçerli olmadığıdır. Yani 
farklı uçak tiplerinden olan aynı kalkış ağırlığındaki uçakların boş ağırlık kesri farklıdır. 
Fakat standart olarak söylenebilir ki kalkış ağırlığı arttıkça boş ağırlık kesri azalacaktır. Bu 
değer 0,3 ile 0,7 arasında değişir. Deniz uçakları için 0,7 iken askeri bombardıman uçakları 
için 0,3 değerine yakındır. Değişik tipteki uçakların değerleri için Ref [1] de yeterli grafik 
ve veriler bulunabilir. Fakat bu değerler gerçek uçaklardaki oranları belirttiği için aynı 
şekildeki çalışmayı bizim tasarımımıza benzer uçaklardaki oranları inceleyerek 
çıkarmamız gerekmektedir. Bir önceki kısımda verilen değerlerden faydalanılarak 
tasarımımıza ait oranı belirleyebiliriz. 
 
 
 
19 
Çizelge 3.3. Geçmiş yıllardaki başarılı uçakların boş ve kalkış ağırlığı değerleri 
 
 
Çizelge 2.9 incelendiğinde boş ağırlık ile toplam kalkış ağırlığı oranı arasında 
ortalama 2 gibi bir oran görülmektedir. Dolayısıyla 3,9 kg paralı yükü taşıyacak olan bir 
uçak için ortalama yine 3,9 kg’ lık bir ağırlık öngörülebilir. Emniyet payı da düşünülerek 
olan uçağımız için maksimum 5kg kalkış ağırlığı belirlenmiştir. 
 
WE=WM+WB+WFS+WA+WW+WT+WL+G (2.10) 
= 500gr 1000gr 500gr 500gr 1500gr 350gr 500gr 
= 4850gr 
 
Bağıntı (2.10)’ daki sırasıyla motor, batarya, gövde, aviyonik, kanat, kuyruk ve iniş 
takımları ağırlıklarının tahmini değerleri belirlenmeden önce daha önceki tasarımların 
incelenerek analiz edilmesi gerekmektedir. Mesela motor ağırlığı için tahmin yapmadan 
önce gerekli motor gücü yaklaşık olarak tahmin edilmeli ve o gücü verebilecek motorlar 
piyasada araştırılarak ortalama bir değer belirlenmelidir. Tabi aynı gücü verebilecek 
motorların farklı ağırlıklarda olabileceği ve yarışma motorları diye üretilenlerin daha hafif 
ve pahalı olacağına dikkat edilmelidir. Gerekli motor gücünü tahmin etmek için de uçağın 
sürükleme kuvveti, kalkış hızı, verilen mesafede kalkması için gerekli ivme ve gerekli 
statik itki değerlerinin tahmini olarak hesaplanması gerekmektedir. Bu hesaplamalar 
ilerleyen bölümlerde yapılmıştır. Aynı şekilde gövde, kuyruk ya da kanat gibi unsurların 
ağırlık tahmini için de uçağın yapı malzemesi olarak hangi malzemenin kullanılacağı 
kararlaştırıldıktan sonra benzer tasarımlardaki ağırlık değerlerine bakılarak tahmini bir 
değer belirlenmelidir. Benzer şekilde batarya için de aynı yöntem izlenmelidir. 
Sonuçta bağıntı (2.9)’ daki mürettebat ve yakıt ağırlıkları tasarımımız için mevcut 
olmadığından, kalkış ağırlığını bulmamız için gerekli olan boş ağırlığı bağıntı (2.10)’dan 
20 
bulmuş oluruz. Tasarıma başlamadan önce paralı yük ağırlığını da belirlediğimiz için 
kalkış ağırlığı bağıntı (2.11)’ den aşağıdaki gibi bulunabilir. 
 
T O=WE+WPL 
= 4850gr. 
= 8750gr.+Emniyet Payı = 10 kg 
 
3.4. T/W ve W/S Analizi 
 
T/W değeri uçağın birim ağırlığının başına düşen itki değeridir. W/S değeri için ise 
uçağın toplam ağırlığının kanat alanına oranı ya da birim kanat alanı başına düşen ağırlık 
miktarı (kanat yüklemesi) da denebilir. Dolayısıyla, T/W ve W/S değerleri, uçağın 
performansı üzerinde doğrudan etkiye sahip olmaları nedeniyle önemli parametrelerdir ve 
tasarıma başlamadan önce bu değerlerin gereksinimler doğrultusunda belirlenmeleri 
gerekir. Birbirleriyle bağımlı olmaları nedeniyle ayrı ayrı belirlenemezler. Biri 
belirlendikten sonra diğerinin hesaplanması yöntemi izlenir. Ayrıca uçuş süresince yakıt 
tüketimi, paralı yük atımı ve itki ayarının değiştirilmesi söz konusu olabileceğinden, bu 
oranların uçuş süresince sabit kalmayacağına da dikkat edilmelidir. Bu nedenle en kötü 
durumdaki oranların belirlenmesi ve ona göre seçim yapılması gerekmektedir. Genellikle 
uluslararası standartlarca iniş hızları ve dolayısıyla da stall hızları sınırlandığı için bu stall 
hızını verecek W/S oranı öncelikle belirlenir. Çünkü stall hızı T/W oranından bağımsızdır. 
Daha sonra gerekli kalkış mesafesi, tırmanma oranı ya da dönüş yarıçapı gibi aerodinamik 
performansları karşılayacak T/W oranı hesaplanır. Gereğinden düşük W/S oranı,gereksiz 
yere daha büyük kanat yapımı anlamına gelirken, gereğinden büyük T/W oranı, gereksiz 
yere daha büyük motor ve kalkış ağırlığı ve dolayısıyla da fazla yakıt tüketimi anlamına 
gelecektir. [23] 
Dolayısıyla T/W oranı ne kadar yüksek olursa o kadar iyi olacaktır. Fakat seyir hızı 
arttıkça da sürüklemenin, hızın karesiyle doğru orantılı olarak artacağı düşünülürse, o 
sürüklemeyi yenecek kadar güçlü motor ihtiyacı doğacaktır. Çünkü seyir hızı arttıkça 
bağıntı (5.1)’ den de görülebileceği gibi itki azalacaktır. Yani en hızlı olunan zamanda 
motordan elde edilecek itki minimum olacaktır. Uçağın iniş sırasında başarılı bir inişi riske 
atmayacak derecede kontrol edilebilir bir stall hızına ve dolayısıyla da iniş hızına sahip 
olması sağlanmalıdır. Bunun için de gerekli olan W/S oranı belirlenmelidir. Daha sonra bu 
21 
oran neticesinde elde edilen kanat alanı ile yeterli mesafede kalkabilmek için gerekli olan 
statik itkiden yola çıkarak T/W oranı belirlenmelidir. Belirlenen motor aynı zamanda en az 
itkinin sağlandığı maksimum hızdaki (V3 = son görev seyir hızı) sürüklemeyi de yenecek 
kadar yeterli itkiyi verebilecek güçte olmalıdır. 
W/S değeri için Çizelge 2.8’ deki değer baz alınarak yapılmalıdır. Fakat kanat 
yüklemesi için ortalama değer üzerinden bir seçim yapılmamalıdır. Çünkü kanadın 
malzemesine ve yapım şekline göre mukavemeti değişecektir. 
Balsadan yapılmış kanat ile kompozit malzemeden yapılmış kanadın alacağı kanat 
yüklemesi değeri farklı olacaktır. Bu nedenle kanadın yapım malzemesine karar verildikten 
sonra, benzer malzemeden yapılmış kanat yüklemesi değerleri arasından bir seçim 
yapılmalıdır. Bir diğer düşünülebilecek alternatif de farklı malzemelerden kanat yaparak 
kanadın mukavemet testinin yapılması ve ona göre bu değerin tekrar düzeltilmesidir. Bu 
unsurlar göz önüne alındığında başlangıç için kanat yüklemesi 15 kg/m2 olarak 
belirlenebilir. Daha sonra kanadın mukavemetinin gereğinden fazla olması durumunda 
kanadın boyutları azaltılabilir; mukavemetinin yetersiz olması durumunda ise kanat alanı 
büyültülebilir ya da ilave kirişler kullanılabilir. Sonuçta toplam kalkış ağırlığı 5 kg olarak 
belirlendiğine göre, kanat alanı 0,66 m2 olarak bulunur. T/W değeri için de gerekli statik 
itki ve sürükleme hesapları sonrasında bir değer belirlenmeli ve motor seçimi yapılmalıdır. 
 
22 
 
3. BULGULAR 
 
3.1 Kanat 
 
3.1.1. Kanat Profili Ve Seçimi 
 
Kanat profili seçimi, uçağın seyir hızını, stall karakteristiğini, kalkış ve iniş 
mesafelerini ve diğer aerodinamik özelliklerini etkilemesi nedeniyle en önemli tasarım 
kriterinin başında gelir. [23-24] 
 
 
Şekil 3.1. Genel Bir Kanat Profili Görünüşü. [26] 
 
Kanat profili seçimindeki en önemli faktör, profilin stall olma karakteristiğidir. 
Kanat profili seçimindeki diğer önemli etken ise profilin kalınlık oranıdır (t/c). Kalınlık 
oranı arttıkça, profil sürükleme katsayısı ( d C ) da artar. Son olarak, istatistik verileri 
göstermektedir ki; kanadın yapısal ağırlığı, kalınlık oranının kareköküyle ters orantılı 
olarak değişmektedir. Yani; kalınlık oranını yarısına düşürmek, kanat yapısal ağırlığını 
%41 kadar arttıracaktır. Bir kanadın genel olarak, uçak yapısal ağırlığının %15’ ini 
oluşturduğu düşünülecek olunursa; kalınlık oranını yarısına düşürmek demek, uçağın 
yapısal ağırlığını %6 arttırmak demek olur. 
Kalınlık (t): Profilin üst yüzeyi ile alt yüzeyi arasında, veter hattına dik çizilerek 
elde nedilen mesafedir. Hücum kenarında sıfırdan başlar ve firar kenarında sıfıra çok 
yaklaşarak sona erer. Veter hattı boyunca aldığı en büyük değere maksimum kalınlık, bu 
kalınlığın olduğu yere de maksimum kalınlık noktası denir. Maksimum kalınlığın veter 
uzunluğuna oranına da kalınlık oranı (δ = tmax/c) denir. 
22 
23 
 
Şekil 3.2. Kalınlığın gösterimi [25] 
 
Kalınlık oranı % 6’ dan az olan profiller ince profil, % 10-14 arasında olanlar orta 
kalınlıkta profil, % 14’ ten büyük olan profiller de kalın profil olarak anılmaktadır. 
Sürükleme, taşıma, yapısal ağırlık ve stall karakteristiği üzerinde doğrudan etkilidir. 
istatistiklere göre, kanadın yapısal ağırlığının, kalınlık oranının karekökünün tersiyle 
orantılı olduğu ve kanat ağırlığının da uçak boş ağırlığının yaklaşık olarak % 15’ i 
civarında olduğu belirlenmiştir. Dolayısıyla kalınlık oranındaki artış, uçak ağırlığı üzerinde 
önemli bir etki göstermektedir. Ayrıca bu artışın, sürüklemeyi de arttırıcı yönde etkisi 
olduğu aşikardır. Fakat bu verilerin bu tarz yarışmalarda tasarlanan mini 
İHA’ lar için daha önemli olduğu söylenebilir. Çünkü yarışmalarda hafif olmak 
büyük avantaj sağladığı için boş ağırlık minimumda tutulacak şekilde tasarım 
yapılmaktadır. Dolayısıyla boş ağırlık ile kanat ağırlığı arasındaki oran %15’ ten çok daha 
yüksek bir oran olmaktadır. Bu da kanadın kalınlık oranını çok daha önemli kılmaktadır. 
Günümüzde imalat kolaylığı sağlaması, ekstra kullanım alanları (iniş takımları ve 
yakıt için) yaratması amacıyla kanat kökleri uçlara göre daha kalın yapılmaktadır. Genel 
istatistiki verilere dayanarak, kalınlık oranının ses hızına kadar % 12-18 arasında 
kullanıldığı, ses hızından sonra ise % 6 ve aĢağısında değerlerin tercih edildiği 
söylenebilir. [23] 
Stall Karakteristiği: Şekil 3.5’ te tipik bir kanat profili taşıma katsayısının hücum 
açısıyla değişimi verilmektedir. Taşıma katsayısı belli bir hücum açısına kadar lineer bir 
artış göstermektedir. Belli bir hücum açısından sonra ise artışta yavaşlama ve hatta ani bir 
düşüş meydana gelir. Küçük ve orta hücum açılarında, kanadın etrafından düzgün ve kanat 
yüzeyine yapışık olarak geçen hava, firar kenarından kanadı terk eder. Yüksek hücum 
açılarında ise kanat yüzeyini izleyemeyen hava, ayrılarak tutunma kaybını meydana getirir 
ve kanat gerisinde girdaplı bir akım bölgesi bırakarak taşımanın azalmasına sebep olur. 
 
24 
 
Şekil 3.3. Sürükleme ve taşıma katsayılarının hücum açısıyla değişimi [27] 
 
Duruma stall karakteristiği açısından bakıldığında, bir kanat profili seçiminde önemli 
olan unsurları bu stall oluşma noktası ve hızı olarak düşünebiliriz. Literatürde kullanılan 
kanat profillerine baktığımızda üçe ayrıldıklarını görürüz. Yuvarlak hücum kenarı ve % 
14’ ten daha fazla kalınlık oranına sahip kalın profiller; % 6-14 arası kalınlık oranına sahip 
orta kalınlıkta profiller ve % 6’ dan daha az kalınlık oranına sahip ince profiller olarak 
sınıflandırılmaktadırlar. Şekil 3.6’ da stall oluşumu ve yunuslama momentinin değişimleri 
verilmektedir. [26] 
 
 
Şekil 3.4. Kalınlığın stall üzerindeki etkisi [27] 
 
Şekillerden de görüldüğü gibi, kalın profillerde stall firar kenarından başlamakta ve 
artan hücum açısıyla düzenli olarak hücum kenarına doğru ilerlemektedir. Taşıma düzenli 
olarak azalırken yunuslama momenti ise az bir değişim göstermektedir. Orta kalınlıktaki 
profillerde ise stall hücum kenarında ve daha düşük hücum açılarında başlarken, artan 
hücum açısıyla tekrar yüzeye tutunma ve aniden tam stall eğilimi görülmektedir. 
Yunuslama momenti ve taşıma katsayısında ise ani ve yüksek değişimler görülmektedir. 
Önce profillerde ise stall hücum kenarından ve düşük hücum açılarında başlamakta ve 
25 
düzenli olarak firar kenarına doğru ilerlemektedir. Stall düzenli iken yunuslama 
momentinde ani bir değişim görülmektedir. 
Kanat profili seçiminde bu unsurlar göz önünde bulundurulurken dikkat edilmesi 
gereken başka noktalar da vardır. Günümüzde, var olan kanat profilleri arasından seçim 
yapılmasının yanı sıra, gelişen bilgisayar teknolojisi ile istenilen basınç dağılımı ya da L/D 
oranını verecek kanat profilleri de çeşitli programlar sayesinde tasarlanabilmekte ve buna 
tersten kanat profili dizaynı adı verilmektedir. Yüksek açıklık oranına sahip ( 2B’ ye yakın 
) ve ok açısı olmayan kanatlar için profilin stall karakteristiği kanat ile benzese de gerçekte 
tam bir benzeşim söz konusu değildir. Ayrıca kanatların tutunma kaybı karakteristiğiyle, 
hücumve firar kenarı aparatları (flap, slat) kullanarak, geometrik ya da aerodinamik 
burulma vererek oynayabilmek mümkündür. 
Yukarıda belirtilen unsurlar düşünüldüğünde, bu tasarım ses altı hızda seyahat 
edeceği için kalın profil seçmenin tutunma kaybı karakteristiği açısından daha iyi bir sonuç 
doğuracağı görülmektedir. Fakat bu sefer de kanat ağırlığı, kalınlığın karekökünün tersiyle 
orantılı olarak artacaktır. Bu iki değer arasında eniyileme yapmak ya da en iyi L/D oranını 
veren en verimli kanat profili seçmek yerine, diğer kısımlarda bahsedildiği gibi maksimum 
taşıma katsayısı olabildiğince yüksek ama, seyahat sırasındaki taşıma katsayısı da en düşük 
olan profil aranmalıdır. Bu nedenle önceki yarışmalarda en çok kullanılan profillerle, 
birçok kanat profili karşılaştırılmış ve sonuçta en son aşağıdaki 5 profil elde edilmiştir. 
 
 
Şekil 3.5. Profilin taşıma sürükleme oranı (Cl / Cd) Re= 600000 [17] 
26 
Şekil 3.7 incelendiğinde görülmektedir ki en iyi verime sahip (azami L/D oranına) 
profil MH114 olmaktadır. 3 derece yunuslama açısında MH114 profilinin verimi en 
yüksek değerine ulaşmaktadır. Fakat bu değer Profili paket programı kullanılarak iki 
boyutlu profil için elde edilen değerdir. Gerçek durumda (3 boyutlu) bu değerin daha da 
azalacağı unutulmamalıdır. Eğer tasarlanan uçak gövdesinin şekli düzgünse, yani gövde 
sürüklemesinin en az olduğu durum 0 derece yunuslama açısında elde ediliyorsa, uçuş 
safahatının en uzun kısmını oluşturan düz uçuş esnasında en iyi verimi elde etmek için, 
kanat gövdeye +3 derece yunuslama açısıyla yerleştirilebilir. Fakat tasarım için verim değil 
de başka bir performans değeri önemli ise ayrı ayrı Cl ve Cd değerlerine bakılmalıdır. 
Taşıma ve sürükleme üzerinde Reynolds (Re) sayısının önemine aerodinamik analiz 
bölümünde değinilecektir. Fakat bu kısımda da Re sayısının önemli olduğuna ve bağıntı 
(3.1)’ den hesaplanarak yaklaşık olarak 600000 değerinin seçildiğine dikkat 
edilmelidir. 
Bağıntıdaki ‘‘ℓ’’ değeri karakteristik uzunluk olarak anılmaktadır. Dolayısıyla kanat 
için ortalama veter uzunluğu (c) olacaktır. Hava yoğunluğu ‘‘ƍ’’, uçağın hızı ‘’V’’ ve 
havanın dinamik viskozitesi de ‘‘µ ’’ ile sembolize edilmiştir. 
 
Re=ƍVL/µ 
 
 
Şekil 3.6. Profilin taşıma ve sürükleme grafikleri (Re= 600000) [17] 
 
 
Bu tasarım için öncelikli olarak maksimum taşıma katsayısı en fazla olan ama aynı 
zamanda seyahat sırasındaki taşıma katsayısı da olabildiğince az olan profil 
27 
araştırılmalıdır. Kanat yüklemesi seçimi sonrasında belirlenen kanat alanı ile birlikte düz 
uçuş esnasında son görevde 25 m/sn uçuş hızının yakalanabilmesi için, taşıma katsayısının 
tahmini olarak ne kadar olması gerektiği bulunmalıdır. Uçuş ağırlığının 5kg, hızının 25 
m/sn, uçuş bölgesinin deniz seviyesinde ve kanat alanının da 0,66 m2 olduğu düşünülürse, 
bağıntı (3.2)’ den taşıma katsayısının yaklaşık 0,39 olması gerektiği bulunabilir. Fakat 
programdan bulunan taşıma katsayısı değerinin iki boyutlu profil için geçerli olduğu, bu 
değerin üç boyutlu kanat için daha az olacağı ve bağıntı (3.2)’ deki taşıma katsayısı 
değerinin ise uçağın taşıma katsayısı değeri olduğu unutulmamalıdır. Uçağın taşıma 
katsayısı değeri, kuyruk ve gövdenin de taşıma yaratması nedeniyle kanadın taşıma 
katsayısından farklı olacaktır. Kuyruk aşağı yönde taşıma yarattığı zaman kuyruğun 
taşımaya katkısı negatif olacakken, yukarı yönde taşıma yarattığında pozitif olacaktır. 
 
L =0.5 ƍ V2 S CL 
 
En yüksek taşıma katsayısına sahip olan profil şekil 3.8’ den de görüldüğü gibi 
Eppler 420 olmaktadır. Fakat uçuş sırasındaki taşıma katsayısını 0,39 değerine getirmek 
için 3 boyutlu etkinin de katılmasıyla (yaklaşık % 80’i alınabilir) yaklaşık olarak –50 lik 
bir oturma açısı verilmesi gerekecektir. Aynı durum yaklaşık olarak MH114 profili için de 
geçerlidir. Bu profillerden sonra en yüksek taşıma katsayısına sahip Eppler 422 profili ile -
20 lik oturma açısıyla taşıma katsayısı 0,39 civarına çekilebilmektedir. Bu nedenle 
Eppler 422 profili tercih edilmiştir. Ayrıca Eppler 420, Eppler 422 ve MH114 
profilleri sırasıyla % 14,29 , % 13,99 ve % 13,04 kalınlık oranlarına sahiptirler. Dolayısıyla 
stall karakteristiği açısından Eppler 420 en iyi profilken, en hafif kanat ağırlığı açısından 
da MH114 en iyi profildir. Fakat ağırlık her ne kadar önemli olsa da istenilen değerleri elde 
etmek daha önemli olduğundan, MH114 profili seçilmemiştir. Stall açısından da Eppler 
420 daha iyi gözükse de Eppler 422 de kalın profil sayılabileceği için sorun teşkil 
etmeyecektir. [27] 
 
3.1.2. Kanat Geometisi 
 
Kanat Açıklığı (b): Kanada yukarıdan bakıldığında yanlamasına doğrultuda 
kanadınbir ucundan bir ucuna olan mesafeye denir. 
 
28 
 
Şekil 3.7 Kanat açıklığı [27] 
 
Açıklık Oranı (AR): Dikdörtgensel kanat alanına sahip kanatlar için kanat 
açıklığının vetere oranına (b/c) denir. Daha genel olarak ise tüm kanatlar için, kanat 
açıklığının karesinin kanat alanına oranına (b2/S) denir. Açıklık oranının sonsuz olduğu 
(iki boyutlu) durumlarda görülmeyen bazı etkiler, gerçek (üç boyutlu) durumlarda ortaya 
çıkar. Kanat alt ve üst yüzeyleri arasındaki basınç farkı nedeniyle yüksek basınç alanı olan 
alt yüzeyden, düşük basınç alanı olan üst yüzeye kanat uçlarından hava kaçışları başlar. Bu 
durum, kanat yüzeyleri arasındaki basınç farkını azalttığı için kanat uçlarında taşıma 
kaybına, kanadı aşağı doğru bastıran girdaplar nedeniyle de etkili hücum açısının 
azalmasına sebep olur. 
 
 
Şekil 3.8. Açıklık oranı ve hücum açısının taşıma katsayısına etkisi [23] 
29 
Açıklık oranının azaltılması, şekil 3.10’ da görüldüğü gibi etkili hücum açısının daha 
az olması nedeniyle daha yüksek açılarda stall oluşmasına sebep olmaktadır. Fakat grafikte 
dikkat edilmesi gereken bir nokta vardır ki o da aynı hücum açısında farklı taşıma 
katsayısına sahip olunmasıdır. Yani, açıklık oranı düşük olan kanat daha geç tutunma kaybı 
olmasına rağmen daha az taşıma sağlamaktadır. 
Kanat yüklemesi (W/S) ve açıklık oranı (AR) için benzer uçakların verileri 
kullanılarak bir değer belirlenir ve zaten tahmin edilen tasarım ağırlığı (W) sayesinde 
tasarımın kanat alanı (S) yaklaşık olarak hesaplanır. Daha sonra, belirlenen açıklık oranı ve 
hesaplanan kanat alanı kullanılarak açıklık (b) hesaplanabilir. Bu süreçte dikkat edilmesi 
gereken nokta belirlenen kanat yüklemesi ve açıklık oranı değerlerinin çok iyi analiz 
edilmesidir. Benzer uçaklardan kasıt sadece tip olarak benzerlik değil, görev yönüyle de 
benzerliktir. Bu çalışma için önceki yarışmalarda kullanılan ve başarı elde etmiş uçakların 
açıklık oranları analiz edilip benzer tip ve görevdeki uçakların değerlerine yakın değerlerle 
tasarıma başlanabilir. Aşağıdaki grafikte AIAA DBF yarışmasına katılan uçaklarda 
kullanılan açıklık oranlarının yüzde olarak değerleri verilmiştir. 
 
 
Şekil 3.9 Açıklık oranı yüzdeleri [23] 
 
Yukarıdaki veriler farklı kalkış ağırlığına ve farklı kanat tiplerine sahip uçakların da 
verilerini içermesi nedeniyle tam doğru seçim yapılması konusunda hataya sebebiyet 
verebilir. Bu nedenle benzer kalkış ağırlığına sahip uçakların ortalamasına bakmak daha 
doğru bir sonuç verecektir. Belirtilen yarışmada 2008-2009 yılındaki toplam kalkış ağırlığı 
ve taşınan paralı yük ağırlığı bu çalışma için tahmin edilen ağırlık değerlerine daha yakın 
30 
değerler içermektedir. Bu nedenle o yılki yarışmada başarılı olarak, dereceye girmiş 
uçakların ortalama değeri üzerinden yola çıkmak daha doğru olacaktır. 2008- 2009 
yılındaki değerler ise 7 ile 9 arasında değişmektedir. Bu nedenle tasarım için açıklık oranı 
7 olarak seçilmiştir.[27] 
Ok Açısı (ʌ): Ok açısı, ses üstü hızlarda kanat üzerindeki şok etkisini azaltmak 
amacıyla ve hücum kenarının sivriltilmesine alternatif olarak kullanılmaktadır. 
 
 
Şekil 3.10. Ok açılı kanat [33] 
 
Literatürde değişken ok açılı kanatlar da kullanılmış, fakat uçağın denge kontrolünün 
zorlaşması ve ekstraağırlık artışına sebep olması nedeniyle fazla yaygınlaşmamıştır. [23] 
Bu çalışmada seyahat hızının düşük olması, bu tarz yarışmalarda fazla 
kullanılmaması ve imalat sürecindeki gövdeye montaj kısmında sorunlar yaratması 
nedeniyle ok açısı tercih edilmemiştir.[27] 
Oturma Açısı: Oturma açısı genelde, düz uçuş esnasında gövde sürüklemesinin 
minimum olduğu pozisyonda kanat pozisyonunun da istenen taşıma katsayısını vermesi 
için gövdeye belli bir açıyla yerleştirilmesidir. Yani anlaşıldığı üzere, uçuş süresinin büyük 
bir kısmını teşkil eden seyahat kısmında en iyi L/D için kullanılır ve genelde gövde yapısı 
düzgün ise sadece kanadın en iyi L/D oranı göz önünde tutularak tercih edilir. Eğer kanat 
burulmaya sahip değilse kanat veteri ile gövde ekseni arasındaki açıdır denilebilir. Eğer 
belli bir burulma varsa genelde kanat kökü ile ucunun oturma açıları ayrı ayrı verilebilir. 
iniş ve kalkış şartları için değişken oturma açılı kanatların kullanıldığı görülmekle beraber, 
bu özelliğin de ok açısı gibi ekstra ağırlık ve kontrol karmaşıklığı yaratması nedeniyle sık 
rastlanılmadığı söylenebilir. Genelde 0 ile 3 derece arasında olsa da düşük hızlardaki İHA’ 
lar için daha fazla bir değer de kullanılabilir. Genelde tasarım için en iyi L/D değerinin 
bulunduğu hücum açısına yakın bir oturma açısı seçilir. Tabii ki en iyi L/D oranı 
incelenirken kanadın sürüklemesinden çok, gövden sürüklemesinin etkili olacağı 
unutulmamalıdır. Yani kanadın en az sürüklemeye sahip olduğu hücum açısında gövde 
eğer simetrik değilse çok fazla sürükleme meydana getirebilir. O nedenle gövdenin seyahat 
31 
sırasındaki hücum açısı en az sürüklemeyi verecek şekilde ayarlanır ve kanat da o duruma 
göre en iyi L/D’ yi verecek açıda gövdeye monte edilir. Tabi bu durumda dikkat edilmesi 
gereken bir nokta daha vardır. Çok küçük bir taşıma katsayısı veren oturma açısında 
gövdeye yerleştirilen kanat, kalkış mesafesini arttıracaktır. Bu durumda da gerekli itki 
miktarı artacaktır. 
Eğer gövde sürüklemesinin en az olduğu yunuslama açısı 5 derece ise bu uçak uçuş 
süresinin en uzun periyodunu kapsayan seyahat safhasında 5 derece yunuslama 
pozisyonunda düz uçuşunu gerçekleştirmelidir. Eğer kanadın en iyi L/D değerinin elde 
edildiği hücum açısı 30 ise bu kanat gövdeye -20 oturma açısıyla monte edilmelidir ki yere 
göre +30 hücum açısına sahip olsun. Eğer seyahat sırasında amaç az sürükleme yaratmak 
ve yüksek verim elde etmek ise bunlar söylenebilir. Fakat amaç daha hızlı seyahat etmek 
ise düz uçuşu sağlamak için ya kanat alanı azaltılmalı ya da taşıma katsayısı 
düşürülmelidir. Bu nedenle bu tasarımda da düşündüğümüz gibi seyahat sırasındaki oturma 
açısı değerini düşük tutarak sürüklemenin yüksek ama aynı zamanda istenen uçuş hızı 
değerini sağlamak için taşıma katsayısını düşük tutmak mümkün olabilir. Bu nedenle bu 
tasarım için oturma açısı olarak -20 seçilmiştir.[27] 
Sivrilik Oranı (λ Cu/Ck): Kanat kök veteri ile uç veterinin farklı uzunluklarda 
kullanılmasıyla kanadın sivriltilmesidir. Taşıma nedeniyle oluşan (kanat ucu girdapları 
nedeniyle) indüklenmiş sürüklemenin minumum olduğu basınç dağılımına, şekil 3.15’ teki 
gibi eliptik planform alanlı kanatların sahip olduğu bilinmektedir. 
 
 
Şekil 3.11. Eliptik kanat [26] 
 
Şekil 3.16’ dan görüldüğü gibi sivrilik oranı azaldıkça (sivrildikçe) taşıma dağılımı 
kök vetere doğru artış göstermektedir. Yani toplam taşıma miktarı değişmeden, basınç 
merkezi kök vetere doğru kayar. Bu da kökteki eğilme momentinin azalmasına sebep olur. 
Çünkü yarım kanat üzerindeki taşıma dağılımının bileşkesinin uygulanma noktası kök 
vetere yaklaşacaktır. Bu da daha az güçlendirilmiş kanat kökü yapımına olanak sağlar. 
Yani ağırlıktan kazanç sağlanabilir. 
 
32 
 
Şekil 3.12. Sivrilme oranının taşıma dağılımına etkisi [23] 
 
Eliptik şekle sahip kanat yapmanın zor ve maliyetli olması nedeniyle sivrilik oranı 
kullanılmaktadır. Literatürde yapılmış olan çalışmalar göstermiştir ki dikdörtgen planform 
alanına sahip bir kanat, aynı açıklık oranına sahip eliptik planform alanlı bir kanattan % 7 
daha fazla indüklenmiş sürüklemeye sahiptir ve 0,45 değerindeki bir sivrilik oranı, bu 
değeri % 1’ e kadar düşürebilmektedir. Şekil 3.16’ da eliptik ve sivriltilmiş kanatların 
taşıma dağılımı gösterilmektedir. 
Sivriltilmiş kanat ile ok açılı kanat birbirleriyle karıştırılmamalıdır. Sivrilik ve ok 
açısı beraber bulunacağı gibi ayrı ayrı da biri bulunmadan diğeri bulunabilir. Fakat bu 
tasarımdaki gibi eğer hücum kenarını düz olan taraf olarak seçerseniz bu kanadın ok 
açısına sahip olduğunu söylememiz yanlış olur. Ayrıca şekildeki profilde hücum kenarının 
ve çeyrek veterin ok açısı olduğu söylenebilirken firar kenarının ok açısının olduğu da 
söylenemez. 
Dolayısıyla bu çalışma için sivrilik oranı olarak 0,45 değerinin tercih edilmesi daha 
doğrudur denilebilir. Fakat kök veter ile uç veter arasındaki uzunluk farkının çok fazla 
olması istenmediği için sivriliği daha düşük tutmak tercih edilmiştir. Bu nedenle sivrilik 
oranı için 0,6 değeri seçilmiştir. 
Dihedral: Uçağın yanlamasına kararlılığına etki etmek için kullanılır. Uçak 
kanatlarının yatay ile belli bir açı yapacak şekilde yerleştirilmesidir. şekil 3.18’ de 
görüldüğü gibi yukarı doğru yapılan açı pozitif dihedral, aşağı doğru yapılan açı ise negatif 
dihedral ya da unhedral olarak adlandırılır. Kararlılığa etkisi kararlılık bölümünde 
incelenmiştir. 
 
33 
 
Şekil 3.13. Dihedral açılı kanatlar [27] 
 
Tasarımdaki küçük ölçekli olması ve üretim açısından karmaşık olması nedeniyle 
dihedral açısı tercih edilmemiştir. 
Burulma: Kanat üzerindeki basınç dağılımını, eliptik kanat dağılımına yaklaştırmak 
ve kanadın ‘‘stall’’ karakteristiğini (kanat kökünün uçtan daha önce stall olması gibi) 
değiştirmek için kullanılır. Kanat ucu ve kökünde farklı oturma açısı kullanılarak yaratılan 
burulmaya geometrik, farklı profil kullanılarak yaratılan burulmaya ise aerodinamik 
burulma denir. 
Bu çalışmada ise kanat için burulma kullanılması üretim aşamasında zorluk 
yaratması anlamına geldiği için tercih edilmemiştir.[27] 
 
3.1.3 Kanat Tipi 
 
Klasik Tek Kanat: Üretim açısından oldukça kolaylık sağlaması, daha kararlı bir 
yapıya sahip olması ve taşıma sürükleme oranının maksimum olması nedeniyle bu tip en 
çok kullanılan tiptir. Bu nedenle bu çalışmada da ekstra ağırlık artışına sebebiyet 
vermeyecek kadar basit olan bu tip tercih edilmiştir.[27] 
 
34 
 
Şekil 3.14. Tek kanatlı uçak [28] 
 
3.1.3Kanat Ucu 
 
Kanat ucu çok az da olsa uçağın ıslak alanını etkiler. Fakat daha büyük ve en önemli 
etkisi kanat ucu girdaplarını etkilemesidir. Kanat ucu girdaplarını ve dolayısıyla 
indüklenmiş sürüklemeyi azaltıcı tip seçilmesinde fayda vardır. Fakat bu çalışmada da 
olduğu gibi belli kriterler doğrultusunda yarışacak mini İHA tasarımı söz konusu 
olduğunda imalat kolaylığı göz önünde bulundurularak seçim yapılmalıdır. Aşağıdaki 
kanat ucu tipleri incelendikten sonra bu konu düşünülerek seçim yapılmıştır. 
 
 
Şekil 3.15. Kanat ucu tipleri [23] 
 
35 
Cut off tip: Rounded tipe göre daha az indüklenmiş sürükleme yaratmaktadır. Bu 
çalışmada üretiminin daha kolay olması nedeniyle ‘‘cut off’’ tip tercih edilmiştir. [23] 
 
3.1.4 Kanat Dikey Yerleştirmesi 
 
Kanadın dikey yeri, daha çok uçağın ağırlık merkezinin dikey eksendeki yerini 
etkilemesi nedeniyle etki yaratır. Kararlılık, ağırlık ve aerodinamik özellikleri etkilemesi 
nedeniyle ihtiyaca ve amaca göre aşağıda avantajları ve dezavantajları belirtilen tiplerden 
biri seçilmelidir. 
Üstten Kanat: Motorları kanatlarında olan uçaklarda gövdenin yere daha yakın 
olmasına imkan sağladığı için kargo uçakları gibi uçaklarda yükleme kolaylığı sağlar. 
Ayrıca yerden yeterince yüksekte bulunan motorların yabancı madde hasarı (YAMAHA) 
riski azaldığı gibi, kanatlar üzerindeki yer etkisinin azalması sayesinde de daha kısa kalkış 
ve iniş mesafesi elde edilir. Yerden yeterince yüksekliğinsağlanmış olmasıyla daha kısa 
iniş takımları yapımına, dolayısıyla da daha az ağırlık artışına olanak sağlanır. Ortadan 
kanada göre daha hafif olduğu söylenebilir. Ayrıca kararlılığa etkisi pozitif yöndedir. 
[23,24] 
 
 
Şekil 3.16. Üstten kanatlı uçak [28] 
 
Kamera, görev ekipmanı gibi tehzicatların takılması gibi ve montaj kolaylığı 
sağlamaktadır. Bu nedenle bu çalışmada üstten kanat tercih edilmiştir.[23] 
 
36 
3.1.5 Kanat Geometrik Özellikleri 
 
Bir önceki bölümde ve yukarıdaki seçimler sonrası elde edilen kanat geometrik 
özellikleri, aĢağıda belirtilen bağıntılar yardımıyla hesaplandığında Çizelge 3.2’ de verilen 
kanat geometrik değerleri bulunabilir. 
 
Kanat Yüklemesi = W0 / S (3.3) 
AR = b2 / S (3.4) 
Ckök =2S/( bx (1+λ)) (3.5) 
Cuç = λ Ckök (3.6) 
Cort = (2/3)x Ckök x( (1+ λ+ λ2)/ (1+ λ)) (3.7) 
Cort y = (b/6)x((1+2λ)/(1+λ)) (3.8) 
 
 Çizelge 3.4 Kanat referans boyutları 
Profil Eppler 422 Burulma 0 
AR 7 Oturma -20 
b 2,16 Dihedral 0 
S 0,16 m2 Tip Tek ve Ortadan 
Kanat 
λ 0,6 Ckök 0,39 
ʌ 0 Cuç 0,23 
Cort 3,15 cm Cort_y 49,5 cm 
 
3.2. Kuyruk 
 
3.2.1. Kuyruk Tipi 
 
Kuyruk; trim, stabilite ve kontrol açısından önemli bir unsurdur. Kanat tarafından 
oluşturulan yunuslama momenti nedeniyle gereken trim ayarı, yatay kuyruk tarafından 
yapılabilmelidir. Her ne kadar uçaklarda sağ-sol simetrisi olsa da çift motorlu uçaklarda 
herhangi bir motorun kaybı sonucu oluşabilecek ya da tek motorlarda pervane dönüşü 
nedeniyle oluşacak sapmayı önleyebilecek trim ayarı da dikey kuyruk tarafından 
verilebilmelidir. şekil 3.27’ de literatürde kullanılan kuyruk tipleri verilmiş ve en çok 
kullanılanların özelliklerine değinilmiştir. [23] 
 
37 
 
Şekil 3.17. Kuyruk tipleri [23] 
 
Klasik Kuyruk: En çok kullanılan ve daha az ağırlıkla yeterli stabilite ve kontrolü 
sağlamada başarılı bir tiptir. Bu nedenle de bu çalışmada da tercih edilen tip olmuştur. 
 
3.2.2 Kuyruk Profili 
 
Yatay Kuyruk: Yatay kuyruğun profilini belirlemedeki en önemli etken kararlılık 
durumudur. Şekil 3.28 ve 3.29’ da bir uçağın kanadında meydana gelen taşımaya göre nasıl 
denge konumuna getirilebileceği gösterilmektedir. 
 
 
Şekil 3.18. Negatif taşımalı kuyruk düzenlemesiyle statik denge [27] 
 
Şekil 3.29’ daki gibi negatif taşıma sağlayan kuyruk elde edilmesi için, ya ters 
kamburluklu profil kullanılmalı, ya da negatif oturma açısıyla yerleştirilmiş simetrik profil 
kullanılmalıdır. Şekil 3.29’ daki durum da statik denge için uygundur. Ayrıca bu şekildeki 
gibi kanadın aerodinamik merkezinin, uçağın ağırlık merkezinin gerisinde yer alması, 
kararlılığı sağlar. Artan hücum açısıyla birlikte kanatta meydana gelen taşıma kuvveti de 
38 
artacak ve artan taşıma (Lw), hücum açısını azaltacak yönde bir moment oluşturacaktır. 
[27] 
Yatay kuyruk için genelde simetrik profiller tercih edilmektedir. Bu çalışma için 
simetrik profil olan Naca 0009 profili tercih edilmiş ve -20 oturma açısı kullanılmıştır. 
Belirlenen kanat profilinin sağladığı taşıma katsayısının düşünülen kuyruk kolu 
mesafesinde statik dengeyi sağlayıp sağlamadığı kontrol edilmelidir.[1] 
Dikey Kuyruk: Dikey kuyruk için de simetrik profil kullanımı en yaygın usuldür. 
Bu tercih, dikey kuyruğun uçuşta herhangi bir sapma yaratmamasını sağlar. 
Kararlılık kısmında dikey kuyruğun kararlılığa etkisine değinilecektir. Tasarım için 
dikey kuyruğun profili olarak da Naca 0009 seçilmiştir.[24] 
 
3.2.3 Kuyruk Boyutlandırması 
 
Tip olarak hangi kuyruk tipi seçileceği kararlaştırıldıktan sonra kuyruğun 
boyutlandırılması işlemine geçilmelidir. Kuyruklar uçağın ağırlık merkezi etrafında 
moment oluşturarak bu işlevlerini yerine getirirler. Buradan da anlaşılacağı gibi kanat 
tarafından oluşturulan taşıma kuvvetiyle ilişkilidirler. Dolayısıyla da kanat yüzey alanı ve 
kanatla olan mesafeleri, kendi yüzey alanlarını doğrudan etkileyecektir. Bu ilişkiyi 
boyutsuz bir katsayı ile ifade etme çalışmaları sonucunda elde edilen eşitlikler aşağıdaki 
gibidir. 
 
Çizelge 3.5. Yatay kuyruğun özellikleri 
 
 
Tasarım için klasik kuyruk tipi belirlenmişti. Bu durumda dikey kuyruğun ne 
kadarının, yatay kuyruğun izinde kaldığı kontrol edilmiştir. Fakat kuyruğun viril 
karakteristiği bu tasarım için çok fazla bir anlam ifade etmeyecektir. Zaten düşük irtifada 
uçulacağı için virile giren uçağın kurtulması söz konusu olmayacaktır. Bu nedenle virilden 
39 
kurtulma performansı yerine virile girilmemesi için gerekli önlemlerin alınması daha 
uygun olacaktır. 
Çizelge 3.6. Dikey kuyruğun özellikleri 
 
 
Türkiye’de ve dünyada düzenlenen yarışmalarda ve bakar makinanın mini insansız 
hava aracı incelediğinde uygun ortalama değerler seçilmiştir. Dikey ve yatay kuyruğun 
boyutlandırılmasında mühendislik hesapları yapılmamıştır. Bitirme projesinde ortalama 
değerlerin ilgili formüller ile boyutsal hesapları yapılacaktır. Bu çalışmada yapılan yatay 
ve dikey kuyruk tasarımı bilimsel yazılar ve uluslar arası yapılan yarışmalardaki mini 
İHA’lar baz alınarak yapılmıştır.[27] 
 
40 
 
3.3 Aerodinamik Analiz 
 
3.3.1 Aerodinamik Katsayılar 
 
Aerodinamik analiz kısmındaki en önemli unsur uçağın taşıma ve sürükleme 
katsayısı değerlerinin belirlenmesidir. Çünkü bu bölümde elde edilen değerler kullanılarak 
uçağın istenilen şartlarda uçması için gerekli olan motor gücü ya da itkisi gibi önemli 
unsurlar belirlenecektir. Bu nedenle aerodinamik katsayılar üzerinde durulmuş ve iki 
boyutlu profil değerlerinden üç boyutlu kanat ve uçak değerlerine geçiş yapılmıştır. 
Taşıma, sürükleme ve moment katsayısı gibi aerodinamik katsayılar, aşağıdaki 
bağıntılardaki gibi tanımlanmaktadırlar. Bağıntılardaki ‘‘S’’ değeri referans alanı 
simgelemektedir. İlerleyen kısımlarda küçük harfle gösterilen katsayılar (cl , cd ve cm) iki 
boyutlu kanat profilinin değerlerini, büyük harfle gösterilen katsayılar ise uçağın 
değerlerini simgeleyecektir. Bu katsayılar hücum açısı (α), Reynolds (Re) sayısı ve Mach 
(M) sayısı ile değişir. Her bir değerin nasıl değiştiği aşağıdaki bölümlerde incelenmiştir. 
Bağıntı (4.4)’ teki ‘‘q∞’’ değeri ise dinamik basınç olarak adlandırılır. 
 
 
 
3.3.2. Taşıma Katsayısı 
 
3.3.2.1. Kanat Taşıma Katsayısı 
 
Taşıma katsayısının hücum açısıyla değişimi 3. bölümdeki ‘‘stall’’ karakteristiği 
kısmında incelenmiş ve hücum açısının artışıyla taşıma katsayısının belli bir açıya kadar 
lineer bir şekilde artış gösterdiği ve belli bir açıdan sonra da ‘‘stall’’ oluştuğu belirtilmişti. 
 
40 
41 
Taşıma katsayısının Re sayısıyla değişimine bakıldığında, Re sayısının sınır tabakayı 
etkilemesi yoluyla taşımayı etkilediği görülür. Yani Re sayısı sınır tabakanın türbülansa 
geçişini etkilemesi nedeniyle taşımayı etkiler. Çoğu uçakta Re sayısı yüksek olduğu için 
(model uçaklar ya da bazı küçük ölçekli İHA’ lar hariç) akışın tamamen türbülanslı olduğu 
varsayılır. Kesin bir değer verilememekle beraber bazı kaynaklarda Re sayısının 350.000-
1.000.000 arası değerinde türbülansa geçişin olduğu belirtilmektedir. Literatürde yapılan 
deneylerde yüksek Re sayıları için kanat profilinin taşıma katsayısı eğiminde Re sayısının 
değişimiyle bir değişim olmadığı görülmüştür. Sadece, Re sayısının azalmasıyla taşıma 
katsayısının azami değerinde azalma olmaktadır. Şekil 4.1’ de Naca 2412 profilinin taşıma 
ve moment katsayılarının 3,1x106 ile 8,9x106 arasındaki Re değerlerinde hücum açısıyla 
değişimleri gösterilmektedir. Görüldüğü gibi taşıma katsayısının lineer olarak değiştiği 
kısımda (yaklaşık olarak 80 hücum açısına kadar) Re sayısının taşıma katsayısına etkisi 
olmamaktadır. Fakat Re sayısı 8,9x106 iken azami taşıma katsayısı yaklaşık 1,7 olurken, 
Re sayısı 3,1x106 iken azami taşıma katsayısı 1,2 civarı olmaktadır. Fakat dikkat edilmesi 
gereken nokta, bu verilerin yüksek Re sayılarında geçerli olduğudur. Çünkü düşük Re 
sayılarında (yaklaşık 150.000- 300.000 civarı), Re sayısı azaldıkça eğimde azalma