Design and feasibility analysis of small aircraft electrification with battery modeling
Batarya modellemesi ile küçük uçak elektrifikasyonunun tasarımı ve fizibilite analizi
- Tez No: 1006636
- Danışmanlar: PROF. DR. VEYSEL MURAT İSTEMİHAN GENÇ
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Elektrik ve Elektronik Mühendisliği, Electrical and Electronics Engineering
- Anahtar Kelimeler: Batarya, Elektrifikasyon, Havacılık, Battery, Electrification, Aviation
- Yıl: 2026
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Elektrik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Elektrik Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Günümüzde havacılık sektörü, fosil yakıtlara dayalı uçuşlar nedeniyle ciddi çevresel ve ekonomik zorluklarla karşı karşıyadır. Fosil yakıt fiyatlarındaki dalgalanmalar, karbondioksit emisyonlarına yönelik sıkılaşan düzenlemeler ve gürültü kirliliği gibi unsurlar sektörü sürdürülebilir çözümler arayışına itmektedir. Hava taşımacılığının küresel sera gazı emisyonlarındaki payı sürekli artmaktadır. Mevcut gidişatın sürmesi halinde bu oranın 2050 yılına kadar üç katına çıkabileceği öngörülmektedir. Bu durum, havacılıkta karbonsuzlaştırma ve daha sürdürülebilir teknolojilere geçiş ihtiyacını gündeme getirmiştir. Elektrikli havacılık konsepti, emisyonları azaltmak ve işletme maliyetlerini düşürmek açısından gelecek vadeden bir yaklaşım olarak ortaya çıkmaktadır. Son yıllarda tamamen elektrikli uçaklara yönelik ilgi, çeşitli öncü proje ve prototiplerle birlikte hızla artmaktadır. Örneğin, Pipistrel Velis Electro, Avrupa Havacılık Emniyeti Ajansı tarafından sertifikalandırılan ilk elektrikli uçak projesidir. Bu proje, sıfır doğrudan emisyon, düşük işletme maliyeti ve minimum gürültü hedefleriyle dikkat çekmektedir. Benzer şekilde bölgesel yolcu ve kargo taşımacılığı için geliştirilen Eviation Alice uçağı, geleneksel uçaklara kıyasla enerji maliyetlerinde %80'e varan tasarruf ve sıfır karbon emisyonu sağlamayı amaçlayan yenilikçi bir projedir. Ayrıca NASA'nın X-57 Maxwell projesi de elektrikli havacılık konseptinin enerji verimliliğini artırma hedefiyle yürütülen önemli bir çalışma olarak öne çıkmıştır. Bu tür projeler, elektrikli uçakların uygulanabilirliği konusunda değerli deneyimler ve veri birikimi sağlamaktadır. Bu tezde, küçük bir uçağın tamamen elektrikli bir tahrik sistemine dönüştürülmesinin teknik, çevresel ve ekonomik fizibilitesi kapsamlı bir biçimde değerlendirilmektedir. Tezin amacı, elektrikli tahrik sistemlerinin uygulanabilirliğini tartışarak elektrikli havacılığın mevcut durumu ve geleceğine dair kapsamlı bir mühendislik bakış açısı sunmaktır. Çalışmanın ikinci bölümünde, elektrikli havacılık teknolojisinin altyapısı ve temel bileşenleri ele alınmıştır. Havacılıkta elektrifikasyon mimarileri temel olarak yalnız elektrik enerjisiyle uçan tam elektrikli uçaklar ve elektrik ile fosil yakıtlı motorları bir arada kullanan hibrit elektrikli uçaklar olarak ikiye ayrılmaktadır. Hibrit sistemlerde seri, paralel ve turbo-elektrik gibi farklı mimari alt türleri incelenmiş ve bunların avantaj ve dezavantajları tartışılmıştır. Elektrikli bir uçağın ana unsurları olan elektrik motorları, güç elektroniği birimleri ve enerji depolama sistemleri detaylı olarak değerlendirilmiştir. Ayrıca, yüksek gerilimli elektrik dağıtım ağları, kablolama ve koruma sistemleri gibi alt sistemlerin tasarımında karşılaşılan mühendislik gereksinimlerine değinilmiştir. Elektrik tahrik sistemlerinde batarya paketi ile motor arasında, gerilimi yükseltmek ve motoru uygun akım ve frekansla beslemek amacıyla güç elektroniği dönüştürücüleri kullanılmaktadır. Elektrikli uçaklarda en kritik bileşen enerji depolama sistemidir. Bu kapsamda tezde çeşitli batarya teknolojileri ve özellikleri ayrıntılı biçimde incelenmiştir. Günümüzde kullanılan lityum-iyon bataryaların özgül enerji kapasiteleri halen sınırlıdır. Tipik olarak yaklaşık 250 Wh/kg mertebesindedir. Bu değer, Jet-A1 gibi konvansiyonel havacılık yakıtlarının yaklaşık 12.000 Wh/kg düzeyindeki enerji yoğunluğunun çok altındadır. Bu temel fark, tamamen elektrikli uçakların menzil ve taşıma kapasitesini ciddi biçimde kısıtlamaktadır. Bununla birlikte, son yıllarda batarya teknolojilerinde önemli ilerlemeler kaydedilmiştir. Ancak lityum-iyon hücrelerin özgül enerji değerinin önümüzdeki birkaç yıl içinde en iyi ihtimalle 300–400 Wh/kg seviyelerine ulaşabileceği öngörülmektedir. Lityum-kükürt ve lityum-hava gibi yüksek teorik enerji yoğunluğuna sahip yeni nesil bataryalar ile katı hâl bataryaları üzerinde yoğun araştırmalar sürmektedir. Eğer bu tür bataryalar güvenli ve pratik bir şekilde 1000 Wh/kg ve üzeri özgül enerji değerlerine ulaşabilirse elektrikli yolcu uçaklarının menzil ve performansında çığır açıcı gelişmeler mümkün olabilecektir. Ancak mevcut durumda batarya kimyalarının enerji yoğunluğu, uzun menzilli uçuşların gereksinimlerini karşılayacak seviyede değildir. Tez kapsamında farklı batarya tiplerinin avantaj ve dezavantajları karşılaştırılmıştır. Özellikle lityum-iyon bataryaların havacılık uygulamalarındaki fırsatları ve sınırlamaları vurgulanmıştır. Elektrikli uçaklara geçişin çevresel etkileri tezde kapsamlı şekilde değerlendirilmiştir. Tamamen elektrikli bir uçak, uçuş esnasında egzoz gazı salınımı yapmadığından karbon emisyonlarını ve CO2, NOx, SOx, UHC gibi hava kirletici gazları ortadan kaldırmaktadır. Ayrıca elektrik motorlu tahrik, geleneksel türbin motorlara kıyasla çok daha sessiz çalışmakta ve gürültü kirliliğini büyük ölçüde azaltmaktadır. Elektrik motorlarının kullanımı sayesinde hem uçuş boyunca kabin içinde hem de havaalanı çevresinde maruz kalınan ses düzeyleri belirgin biçimde düşmektedir. Bu durum, özellikle havaalanları ve yerleşim bölgeleri civarındaki gürültü kısıtlamalarına uyum sağlanması açısından önemli bir avantajdır. Bu sayede elektrikli uçaklar, operasyon sırasında sera gazı salımlarını sıfıra yakın seviyelere çekebilmektedir. Tez çalışmasında yapılan bir analiz, elektrikli hale getirilmiş küçük bir uçağın örnek bir uçuşunda karbondioksit emisyonlarında %73,13 oranında azalma sağlanabileceğini göstermiştir. Benzer şekilde, elektrikli taksi ve yer operasyonlarının kullanılmasıyla terminal bölgesindeki emisyonların neredeyse tamamen ortadan kalktığı vurgulanmıştır. Üçüncü bölümde, tüm yaşam döngüsü etkileri ele alınmıştır. Batarya hücrelerinin üretimi ve ham madde tedarik süreçleri, geleneksel uçak imalatına kıyasla daha yüksek enerji tüketimine ve karbon salımına yol açabilmektedir. Çalışma, lityum, kobalt ve nikel gibi kritik metallerin rafinasyonu ve karbon fiber gibi ileri malzemelerin üretimi süreçlerinde kayda değer miktarda CO2 salındığını ortaya koymaktadır. Ayrıca, elektrikli uçaklarda kullanılan bataryalar için gerekli lityum, kobalt ve nikel gibi kritik hammaddelerin sınırlı oluşu ve tedarik zincirinin önemi de ele alınmıştır. Bu stratejik materyallerin sürdürülebilir ve sorumlu bir şekilde temin edilmesi gerekliliği vurgulanmıştır. Bataryaların kullanım ömrü sonunda geri dönüşümü ve ikinci kullanım potansiyeli de değerlendirilmiştir. Bu bakımdan, etkin geri dönüşüm uygulamalarının geliştirilmesinin elektrikli havacılığın toplam çevresel yükünü azaltmada kilit rol oynayacağı belirtilmiştir. Dolayısıyla, elektrikli havacılığın gerçek çevresel faydasını değerlendirebilmek için kaynaktan pervaneye tüm süreçlerin incelenmesi gerektiği vurgulanmıştır. Bu bağlamda, batarya üretimi ve şarj için gereken elektriğin yenilenebilir kaynaklardan sağlanması, elektrikli havacılığın toplam karbon ayak izini azaltmak adına önemli bir unsur olarak belirtilmiştir. Tezde, tamamen elektrikli bir uçağın doğrudan işletme maliyetleri geleneksel muadili ile karşılaştırmalı olarak incelenmiştir. Bu kapsamda yakıt/enerji giderleri, bakım-onarım masrafları ve batarya yenileme maliyetleri gibi kalemler detaylı şekilde analiz edilmiştir. Elektrik enerjisi ile çalışan uçakların işletme maliyetlerinin özellikle yakıt giderleri açısından geleneksel uçaklara göre belirgin ölçüde düşük olabileceği hesaplanmıştır. Örneğin, tezde ele alınan senaryolardan birinde tamamen elektrikli hale getirilmiş bir uçağın tek bir uçuş için harcadığı enerji maliyetinin, benzer bir konvansiyonel uçağın harcadığı havacılık yakıtı maliyetine kıyasla %87,66 daha düşük olduğu bulunmuştur. Bu durum, elektrik enerjisinin birim fiyatının havacılık yakıtından çok daha düşük olmasının ve elektrik motorlu tahrik sistemlerinin yüksek enerji verimliliğinin bir sonucudur. Özellikle geleneksel uçaklarda içten yanmalı motorların periyodik bakım, parça değişimi ve onarım giderleri yüksek düzeydeyken, elektrik motorlu uçaklarda daha az hareketli parça bulunması sayesinde bakım masraflarının belirgin ölçüde azalması beklenmektedir. Bununla birlikte, ekonomik değerlendirmede yalnızca enerji maliyetleri değil, bataryaların sınırlı kullanım ömrü ve yenileme maliyetleri de dikkate alınmalıdır. Tezde, batarya paketinin belirli bir çevrim ömrü olduğu ve bu nedenle her uçuş için batarya yıpranma payının hesaplanması gerektiği belirtilmiştir. Günümüz şartlarında, kısa menzilli uçuşlarda elektrikli bir uçağın toplam operasyon maliyetinin rekabetçi olabileceği, ancak batarya yatırım maliyetleri ve şarj altyapısı gereksinimlerinin ekonomik fizibiliteyi sınırlandıran etkenler olduğu ortaya konmuştur. Ayrıca, elektrik enerjisi fiyatlarının fosil yakıt fiyatlarına göre daha istikrarlı olması, uzun vadeli işletme planlamasında öngörülebilirlik sağlamaktadır. Çalışmada ayrıca, çeşitli devlet teşviklerinin ve altyapı yatırımlarının elektrikli havacılığın benimsenmesini hızlandırmadaki rolüne değinilmektedir. Örneğin, şarj istasyonlarının kurulması ve Ar-Ge destekleri gibi adımların uzun vadede elektrikli uçakların ekonomik avantajlarını artırabileceği ifade edilmiştir. Dördüncü bölümde, seçilen bir küçük uçağın elektrikli tahrik sistemine dönüştürülmesine yönelik detaylı teknik analizler gerçekleştirilmiştir. Referans platform olarak tek motorlu hafif spor sınıfındaki Tecnam P2008 JC modeli tercih edilmiştir. Bu uçağın mevcut içten yanmalı motoru, yakıt deposu ve ilgili donanımları çıkarılarak yerine bir elektrik motoru ile uygun özelliklerde bir batarya paketi entegre edilmiştir. Dönüşüm sürecinde, uçağın özgün yapısal tasarımına sadık kalınmış ve gövde üzerinde büyük çaplı değişiklikler yapılmamıştır. Dolayısıyla sistem tasarımı, mevcut ağırlık ve hacim kısıtları çerçevesinde planlanmıştır. Bu kısıtlarla uyumlu bir çözüm geliştirebilmek adına tasarım parametrelerinde çeşitli optimizasyonlar gerçekleştirilmiştir. İlk olarak, seçilen uçağın performans karakteristikleri, ağırlık dağılımı ve güç ihtiyacı kapsamlı biçimde analiz edilmiştir. Ardından elektrikli sisteme geçiş için ihtiyaç duyulan üst düzey gereksinimler belirlenmiştir. Elektrik motoru, batarya ve güç elektroniği donanımları, literatürdeki teknik veriler temel alınarak değerlendirilmiş ve dönüşüm için uygun adaylar seçilmiştir. Burada özellikle batarya sisteminin planlanan uçuş profilinin enerji ve güç gereksinimlerini eksiksiz karşılayacak şekilde boyutlandırılmasına odaklanılmıştır. Ağırlık etki analizi kapsamında, uçağın azami kalkış ağırlığı gibi kritik kısıtlar göz önünde bulundurularak yeni elektrikli sistemin ağırlık kırılımı oluşturulmuştur. Konvansiyonel sistemlerin çıkartılmasıyla boş ağırlıkta elde edilen kazanım, eklenen elektrik motoru ve batarya paketi ağırlığı ile dengelenmiştir. Bu ödünleşim sonucunda geliştirilen elektrikli tasarımda, uçağın azami kalkış ağırlığı sınırı aşılmamıştır. Ancak bu durum, taşınabilecek faydalı yük miktarının azalmasını gerektirmiştir. Bu kapsamda yeni tasarımda mürettebat toplam ağırlığı 170 kg, bagaj hakkı ise 10 kg olacak şekilde faydalı yük kapasitesi sınırlandırılmıştır. Dönüştürülen uçakta yaklaşık 45 kWh nominal enerji kapasiteli bir lityum-iyon batarya paketi kullanılmıştır. Beşinci bölümde, elektriklendirilmiş uçak tasarımının performansını değerlendirmek amacıyla sistem düzeyinde simülasyonlar gerçekleştirilmiştir. Simülasyon çalışmaları MATLAB/Simulink ortamında yürütülmüştür. Bu kapsamda uçağın tırmanış, seyir ve alçalış gibi uçuş evrelerindeki dinamik davranışı detaylı olarak analiz edilmiştir. Bu simülasyonlarda batarya performansını gerçekçi şekilde modellemek için Shepherd batarya modeli kullanılmıştır. Shepherd modeli, bir bataryanın terminal gerilimini, iç direnç etkilerini ve doluluk durumu (SOC) gibi karakteristiklerini matematiksel olarak ifade eden ve hem deşarj hem şarj süreçlerini kapsayabilen bir yaklaşımdır. Çalışmada geliştirilen Simulink tabanlı modelde, bu yöntem kullanılarak batarya paketinin gerilim, akım ve SOC dinamikleri yüksek hassasiyetle taklit edilmiştir. Planlanan uçuş profili, İstanbul Sabiha Gökçen Havalimanı'ndan kalkış yaparak Bursa Yenişehir Havalimanı'na ulaşan ve yaklaşık 45 deniz mili mesafeyi kapsayan bir rotadır ve uçuşun yaklaşık 72 dakika sürdüğü öngörülmüştür. Simülasyon sonuçlarına göre, tamamen elektrikli hale getirilmiş uçak bu rotayı emniyetli bir şekilde tamamlayabilmektedir. Tüm uçuş boyunca bataryadan çekilen toplam enerji yaklaşık 24,12 kWh olarak hesaplanmıştır. Entegre batarya paketi bu enerji ihtiyacını karşılarken, güvenlik amacıyla toplam kapasitenin belirli bir oranı kullanılmadan yedek bırakılmıştır. Simülasyonda batarya kapasitesinin kritik alt sınır olarak belirlenen 20 Ah değerinin altına inilmemiş; uçuş sonunda bataryanın yaklaşık %20 dolu kaldığı gözlemlenmiştir. Shepherd modeli sayesinde bataryanın gerilim, akım ve doluluk seviyesi zamana bağlı olarak izlenmiştir. Böylece elektrikli tahrik sisteminin uçuş süresince davranışı ayrıntılı biçimde değerlendirilebilmiştir. Elde edilen veriler, tasarlanan elektrikli güç sisteminin anlık yüksek güç taleplerine yanıt verebildiğini ve ilgili uçuş profilini başarıyla karşılayabildiğini göstermektedir. Yapılan analizler neticesinde, küçük ölçekli bir uçağın elektrifikasyonunun teknik açıdan belirli koşullarda mümkün olduğu sonucuna varılmıştır. Özellikle kısa menzilli ve hafif yük taşımalı uçuş görevlerinde, tamamen elektrikli bir uçak konseptinin günümüz teknolojisiyle uygulanabilir olduğu gösterilmiştir. Bununla birlikte, mevcut lityum-iyon batarya teknolojisinin özgül enerji sınırlamaları nedeniyle menzil ve taşıma kapasitesi açısından ciddi kısıtlar bulunduğu tespit edilmiştir. Analiz sonuçlarına göre, günümüz bataryalarıyla yaklaşık 70-80 deniz mili mesafelere kadar operasyonlar gerçekleştirilebilir. Daha uzun menziller için batarya ağırlığı ve kapasite gereksinimi uçağın tasarım sınırlarını hızla zorlamaktadır. Bu durum, elektrikli uçakları orta ve uzun menzilli uygulamalar için henüz elverişsiz kılmaktadır. Teknik açıdan bir diğer önemli zorluk bataryaların şarj süreleridir. Elektrikli uçakların etkin şekilde kullanılabilmesi için yerde şarj için harcanan sürenin mümkün olduğunca kısaltılması gerekmektedir. Bu amaçla yüksek şarj hızlarına imkan tanıyan batarya teknolojilerine ihtiyaç duyulmaktadır. Tezde bu konunun sektör için kritik bir Ar-Ge alanı olduğu belirtilmiştir. Batarya güvenliği ve sertifikasyon gereklilikleri de elektrifikasyonun bir başka önemli boyutudur. Çalışma kapsamında, EASA ve FAA gibi havacılık otoritelerinin elektrikli ve hibrit hava araçlarına yönelik yeni düzenlemeler getirdiğine değinilmiştir. Lityum-iyon bataryalar için hücre seviyesinde zorunlu güvenlik testleri, ek koruma devreleri ve benzeri kriterlerin tanımlanmaya başlandığı belirtilmiştir. Bu durum, elektrikli uçak tasarımlarının sertifikasyon sürecinin karmaşıklığını artıran bir unsur olarak ortaya konmuştur. Ekonomik açıdan bakıldığında ise elektrikli uçaklar için halen bazı sınırlayıcı unsurlar söz konusudur. Her ne kadar enerji maliyetleri önemli ölçüde düşük olsa da, batarya sistemlerinin yüksek ilk yatırım giderleri ve sınırlı ömürleri elektrikli uçakların yaygın ticari kullanımı önündeki temel engellerdendir. Bataryaların belirli sayıda uçuş döngüsü sonunda yenilenme ihtiyacının olması, uzun vadeli işletme maliyetlerine ilave yük getirmektedir. Ayrıca, elektrikli havacılık için gereken şarj altyapısının kurulması da başlangıçta kayda değer yatırımlar gerektirebilir. Dolayısıyla, günümüz şartlarında elektrikli küçük uçaklar kısa mesafeli eğitim ve özel uçuşlar gibi belirli niş uygulamalar için teknik ve ekonomik olarak makul görünmektedir. Ancak geniş ölçekli ticari uygulamalar için batarya teknolojilerinde ciddi iyileşmelere ihtiyaç duyulmaktadır. Sonuç olarak, bu tez kapsamında gerçekleştirilen fizibilite değerlendirmesi, elektrikli havacılığın mevcut avantajlarını ve kısıtlarını somut verilerle ortaya koymuştur. Elektriklendirilmiş küçük uçak konseptinin kısa mesafeli uçuşlarda karbon emisyonlarını ve yakıt maliyetlerini büyük ölçüde azaltabildiği gösterilmiştir. Ancak menzil ve yük kapasitesi bakımından güncel teknolojinin getirdiği sınırlamalar net bir şekilde ifade edilmiştir. Uzun vadede, enerji depolama teknolojilerindeki ilerlemeler ve destekleyici altyapı yatırımları sayesinde bu sınırlamaların aşılmasıyla elektrikli havacılığın daha yaygın ve verimli hale gelebileceği öngörülmektedir.
Özet (Çeviri)
The aviation industry plays a fundamental role in modern society by enabling global transportation, economic development, and social connectivity. However, the sector also faces significant environmental, economic, and technical challenges. These challenges include growing concerns such as increasing dependence on fossil fuels, rising fuel prices, stringent emissions regulations, and noise pollution. This situation has intensified the search for sustainable aviation solutions. Aviation currently accounts for a significant portion of global greenhouse gas emissions. If current operational trends continue, this contribution is expected to increase significantly by 2050. As a result, decarbonizing aviation and developing alternative propulsion technologies have become strategic priorities. In this context, the All Electric Aircraft concept has emerged as a promising solution to reduce environmental impact and operational costs. Advances in battery technologies, electric propulsion systems, and power electronics have significantly accelerated research and development activities in this field. Several pioneering projects, such as the Pipistrel Velis Electro, Eviation Alice, and NASA's X-57 Maxwell, have demonstrated the technical feasibility of electric flight. In addition, they have provided the industry with valuable experimental data and operational experience. These developments indicate that electric aviation technologies are maturing, especially for short-range and light aircraft applications. This study presents a comprehensive technical, environmental, and economic feasibility assessment of converting the Tecnam P2008 JC, a small single-engine aircraft, to a fully electric propulsion configuration. The primary objective is to evaluate the applicability of electric propulsion systems while preserving the aircraft's original structural architecture and certification constraints. The conversion process involves replacing the traditional internal combustion engine and fuel system with an electric motor, a lithium-ion battery pack, and appropriate power electronics units. The aircraft's system-level design constraints and maximum take-off weight (MTOW) are carefully evaluated to ensure compliance with flight safety requirements. A lithium-ion battery pack with a nominal capacity of approximately 45 kWh has been designed and integrated into the aircraft. Battery selection and sizing were based on the energy requirements of the designed flight profile, discharge characteristics, and safety considerations. Current lithium-ion battery technologies have lower specific energy values compared to traditional aviation fuels. This creates significant performance and weight constraints in electric aircraft design. In particular, the design trade-offs between range, payload capacity, and total system weight must be carefully evaluated. In this context, the relationships between these parameters have been analyzed in detail. The final configuration maintains operational feasibility while limiting payload capacity within acceptable safety limits. Performance and energy consumption analyses are performed through detailed MATLAB/Simulink-based system-level simulations. Battery behavior is modeled using the Shepherd mathematical model. This ensures accurate prediction of voltage, current, and state of charge (SOC) dynamics throughout the flight mission.The selected flight route is between Istanbul Sabiha Gökçen and Bursa Yenisehir airports. Simulation results show that the converted aircraft can safely complete the mission with sufficient energy reserves. Environmental and economic assessments highlight the significant advantages of electric propulsion. Direct operational carbon dioxide emissions and energy costs per flight have been significantly reduced compared to the traditional configuration. Furthermore, reduced maintenance requirements due to fewer mechanical components further enhance economic feasibility. However, battery investment costs, limited cycle life, and charging infrastructure requirements remain critical challenges. Overall, the results confirm that fully electric propulsion is technically and economically feasible for short-range, small aircraft missions under current technological constraints. Significant limitations remain in terms of energy density and charging time. On the other hand, continuous advancements in battery chemistry, power electronics, and sustainable energy infrastructure are expected to enable the broader adoption of electric aviation in the near future.
Benzer Tezler
- Helikopter uygulamaları için doğrusal olmayan dinamik titreşim yutucusu tasarımı ve analizi
Design and analysis of a nonlinear dynamic vibration absorber for helicopter applications
ÖZKAN KARAYİĞİT
Yüksek Lisans
Türkçe
2026
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ ALİ TATAR
- Performance analysis, dynamic simulation and control of mass-actuated airplane
Başlık çevirisi yok
ŞÜKRÜ AKİF ERTÜRK
- İstanbul Atatürk Havalimanının yeterliliğinin irdelenmesi
Başlık çevirisi yok
SALİH GÜZEL
Yüksek Lisans
Türkçe
1998
İnşaat Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUlaştırma Ana Bilim Dalı
PROF. DR. GÜNGÖR EVREN
- Elektron ışın kaynağı ve otomotiv endüstrisindeki uygulamaları
Başlık çevirisi yok
ERCAN CİHAN
Yüksek Lisans
Türkçe
1998
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. SELAHATTİN ANIK
- Flight control law design for fighter aircraftsexploiting nonlinear control techniques
Doğrusal olmayan kontrol teknikleri kullanılaraksavaş uçakları için uçuş kontrol yasası tasarımı
BORA AKARYILDIZ
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiKontrol ve Otomasyon Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YAPRAK YALÇIN