Havadan karaya füze sistemlerini uzak mesafeden hedefe göndermek, taarruz eden hava platformunun düşman unsurlarına mümkün olduğunca daha uzak kalmasını sağlamak açısından kritik öneme sahiptir. Bu bağlamda, hâlihazırda kullanımda olan kanatsız mühimmatlar için kanat kitlerinin geliştirilmesi önem kazanmıştır. Geliştirilen kanat kitleri, aerodinamik performans bakımından tatmin edici sonuçlar sunmalı, uçuş sırasında karşılaşılabilecek en kritik yüklere dayanmalı ve kanadın en düşük doğal frekans değeri kuyruk kontrolcüsünün manevra ve denge sağlama amacıyla uyguladığı müdahale frekansından daha yüksek olmalıdır. Çalışma kapsamında, içi dolu metalik bir jenerik füze kanadının çok amaçlı geometrik optimizasyonu parçacık sürü optimizasyonu yöntemi kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Sonlu elemanlar analizleri, Abaqus yazılımında parametrik model oluşturmak ve çözüm gerçekleştirmek amacıyla hazırlanan Python kodu yardımıyla gerçekleştirilmiş; optimizasyon akışı ve çözümleri ise ModeFrontier yazılımında yürütülmüştür. Kanat açıklığı boyunca kanadın kök, ara ve uç kesitinde kullanılan kanat profilleri, kanat profil değişiminin gerçekleştiği ara kesitin köke olan mesafesi, uç ve ara kesitteki veter uzunlukları, kökten ara kesite ve ara kesitten kanat ucuna olan ok açıları optimizasyon değişkenleri olarak belirlenmiştir. Optimizasyon kapsamında, kanat alanının ve doğal titreşim analizleri sonucunda elde edilen birinci moda ait doğal frekans değerinin maksimize edilmesi, kanat kütlesinin ise minimize edilmesi hedeflenmiştir. Kanadın yeterli taşıma kuvvetini oluşturabilmesi için gerekli minimum kanat alanı kısıt olarak tanımlanmıştır. Ayrıca kökten uca doğru kanat profillerinin sabit kalması ya da doğrusal olarak incelmesi ve sivrilmesini sağlayacak kısıtlar tanımlanmıştır. Optimizasyon sonucunda 1897 adet uygulanabilir, 1107 adet kısıtları ihlal eden ve dolayısıyla uygulanamayan çözüm elde edilmiştir. Son olarak, girdi parametrelerinin kanadın birinci titreşim modunun doğal frekans değeri üzerindeki etkileri hassasiyet analizi sonucunda belirlenmiştir.

Launching air to surface missiles from an air platform to a target as far distance as possible is critical to keeping the air platform as far away from the enemies as possible. In this context, the development of wing kits for wingless munitions which are currently in use has gained importance. The developed wing kits should provide satisfactory results in terms of aerodynamic performance, should withstand the most critical flight loads, and the lowest natural frequency value of the wing should be higher than the excitation frequency applied by the controller for maneuvering and providing the stability. Within the content of this work, multi-objective geometric optimization of a generic metallic solid missile wing is performed using Particle Swarm Optimization Method. Finite element analyzes are carried out in Abaqus software with the assistance of a Python script prepared to parametrize and to solve the models. Optimization workflow is prepared and solved in ModeFrontier software. The airfoil profiles used in the root, the intermediate and the tip sections of the wing along the wing span, the distance in the spanwise direction between the root and the intermediate section, chord lengths of the root, the intermediate and the tip sections, the sweep angles from the root to the intermediate section and from the intermediate section to the wing tip are determined as optimization variables. Within the scope of the optimization process, it is aimed to maximize the natural frequency value of the first mode obtained as a result of the modal analysis, to maximize the wing area, and to minimize the wing mass. The minimum wing area needed to generate a sufficient amount of lift is defined as an optimization constraint. Furthermore, additional optimization constraints which provide either the airfoil profiles taper and get thinner or remain constant through the spanwise direction are defined. As a result of the optimization process, 1897 feasible and 1107 unfeasible designs which violate optimization constraints are obtained. Finally, the effects of the input parameters on the natural frequency value of the first vibration mode of the wing are obtained as a result of sensitivity analysis.