Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
338365		Aeroservoelastic modeling of a missile control fin / Bir füze kontrol yüzeyinin aeroelastik modellemesi Yazar:MEHMET OZAN NALCI Danışman: PROF. DR. ALTAN KAYRAN Yer Bilgisi: Orta Doğu Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı Konu:Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Mühendislik Bilimleri = Engineering Sciences ; Savunma ve Savunma Teknolojileri = Defense and Defense Technologies Dizin:	Onaylandı Yüksek Lisans İngilizce 2013 116 s.
Bu tezde, tipik bir füze kontrol yüzeyinin aeroservoelastik modellemesi yapılmıştır. Teknik hesaplama, modelleme ve simülasyon araçları olarak; MSC®PATRAN, MSC®NASTRAN, MSC®FlightLoads and Dynamics, MATLAB® and MATLAB®Simulink yazılımları kullanılmıştır. Aeroservoelastik sistemin frekans ve zaman uzaylarında incelemelerini yapabilmek amacıyla; füze kontrol yüzeyi yapısının, aerodinamiğinin ve servo-eyleyici sisteminin doğrusal modelleri oluşturulmuştur. Füze kontrol yüzeyi çırpıntı karakteristikleri, çeşitli uçuş koşulları için elde edilmiş ve sunulmuştur. Füze kontrol yüzeyinin çeşitli eyleyici komutları için, durağan olmayan aerodinamik yükler altında verdiği sehim cevabı, zaman uzayında simüle edilmiştir. Servo-eyleyici sistem dinamiği ile füze kontrol yüzeyinin aeroleastik karakteristiklerinin etkileşiminin incelenmesine olanak sağlayan bir aeroservoelastik modelleme stratejisi sunulmuştur.
In this thesis, aeroservoelastic modeling of a typical Missile Control Fin was performed. MSC®PATRAN, MSC®NASTRAN, MSC®FlightLoads and Dynamics, MATLAB® and MATLAB®Simulink were used for technical computing, modeling and simulation throughout the study. Linear models of the control fin structure, aerodynamics and servo-actuator system were developed, so as to be able to analyze the aeroservoelastic system in frequency and time domains. The flutter characteristics of the missile control fin for different flight conditions were obtained and presented. Time history of the control fin elastic deflection under unsteady aerodynamic loads, for various actuator commands is simulated. An aeroservoelastic model development strategy is presented, such that the interaction between servo-actuator system dynamics and aeroelastic properties of the control fin could be revealed.