Görev analizi sonucu bir savaş uçağının motor itki gereksiniminin belirlenmesi

Yeni bir uçak motoru tasarımına başlayabilmek için tasarlanan uçak ile motor arasında bir eşleştirme çalışmasının yapılması gerekmektedir. Bu çalışma neticesinde uçağın kanat yüklemesi ile motordan elde edilmesi gereken itki tayin edilmektedir. Bu kapsamda görev profili önceden belirlenmiş bir savaş uçağı için motorun sağlaması gereken itki hesaplanmıştır. Görev profili belirlenirken tipik bir yeni nesil savaş uçağının savaşın ilk gününde gerçekleştirmesi muhtemel bir senaryo göz önüne alınmıştır. Görev aşamaları teker teker incelenmiş ve her aşama için bir kısıt eğrisi çizilmek suretiyle çözüm uzayı sınırlandırılmıştır. Ulaşılabilir çözümler içerisinden bir nokta uçak motorları için tekniğin bilinen durumu da gözetilerek seçilmiştir. Belirlenen görev profili için uygun deniz seviyesi itkisi, uçak kalkış ağırlığı oranı $T _{SL}IW _{TO}$ yaklaşık 1.2 olmaktadır. Tasarım noktasındaki kanat yüklemesi $W _{TO}/S$ değeri ise 7.0 kPa' dır. Görev analizi neticesinde uçağın toplam kalkış ağırlığının %1.9'u kadar mühimmat ve %58' si kadar da yakıt harcadığı görülmüştür. Toplam görev süresi 98 dakika olarak hesaplanmıştır.

Determination of the thrust requirement for a fighter aircraft engine via mission analysis

In order to initiate the design process for a new aeroengine, it would be necessary that a matching study be performed between the aircraft under design and its prospective power plant. In this work wing loading and engine thrust reqiurements are determined. Within this context thrust level is determined for a fighter jet whose mission profile is pre-determined. While the mission profile is being decided upon a typical first-day-of-the-war mission scenario for a new generation fighter aircraft is considered. Mission legs were handled individually and the solution space is restricted by drawing the corresponding constraint curve for each one. A point within the feasible solutions region is selected regarding the state-of-the-art. For the determined mission profile the appropriate sea level thrust to take-off weight ratio $T _{SL}IW _{TO}$ happens to be around 1.2. At the design point the selected thrust loading $W _{TO}/S$is 7.0 kPa. As a result of mission analysis it has been observed that the aircaft spends 1.9% of its take-off weight as ammunition and 58% of its initial take-off weight as fuel. The overall duration for the mission is calculated to be 98 minutes.

PDF

___

[1] Oates G.C., “Aerothermodynamics of Gas Turbine and Rocket Propulsion”, AIAA Education Series, ISBN 978-1563472411, 1997.
[2] Oates G.C., “Aircraft Propulsion Systems Technology and Design”, AIAA Education Series, ISBN 978-0930403249, 1989.
[3] Mattingly J.D., “Elements of Propulsion: Gas Turbines ad Rockets”, AIAA Education Series, ISBN 978-1563477799.
[4] Mattingly J.D.,Heiser, W.H., Pratt, D.T., “Aircraft Engine Design”, AIAA Education Series, 2002.
[5] Duman S., “Parametric Cycle Analysis and Fan Design of a Low By-Pass Ratio Turbofan Engine”, Lisans Bitirme Tezi, İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesi, 2010.
[6] Aviation Week and Space Technology, 2009 Aerospace Source Book, 2009.
[7] Janes Information Group, “Janes All The World’s Aircraft”, 92nd Edition, ISBN 978- 0710623072, 2001.
[8] International Civil Aviation Organization, “Manual of the ICAO Standard Atmosphere”, Doc 7488-CD, Third Edition,ISBN 92-9194-004-6 , 1993.
[9] International Organization for Standardization, “Standard Atmosphere”, ISO 2533:1975, 1975.
[10] Raymer D.P., “Aircraft Design: A Conceptual Approach”, AIAA Education Series, ISBN 978- 1563478291, 2006.
[11] Jonas, E, “Aircraft Design Lecture Notes”, U.S. Air Force Academy, Colorado Springs, CO, ABD, 1984.
[12] Knowledge Design Inc., “Missile Index”, http://missile.index.ne.jp/en, 2004.