Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor ... - Hava Harp Okulu

Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor İtki Gereksiniminin Belirlenmesidoğrultusunda kısıtlanan özyinelemeli bir süreçtir.Çalışma bu açıdan ele alındığında, burada sunulanhesapların sadece ilk iterasyonu içerdiği fakat yine dehesaplamaların her biri makul varsayımlaradayandırıldığından nihai hesaplamadan çok ta uzakolmaması gereken sonuçlar verdiği görülecektir.Şekil 1. F-35A Müşterek Taarruz Uçağı.Uçak motoru tasarımında ilk aşama parametrik çevrimanalizidir [1]. Parametrik çevrim analizi performansparametrelerini (özgül itki ve özgül yakıt sarfiyatı),tasarım kısıtları (maksimum türbin giriş sıcaklığı,yakıt alt ısıl değeri) ve tasarım seçimleri (fan vekompresör basınç oranları, by-pass oranı v.b.) ilefonksiyonel olarak ilişkilendirmek için gerçekleştirilir.Fakat parametrik çevrim analizine başlamadan öncemotorun itki seviyesinin belirlenmiş olması lazımdır.İtki seviyesinin belirlenmesi ise ancak uçağın görevprofilinin incelenmesi sonucunda olur. Bu süreçteuçağın hangi amaçla kullanıldığı (sivil/askeri), görevinhangi aşamaları içerdiği gibi durumların hepsininteker teker ayrıntılı bir biçimde ele alınmasıgerekmektedir.Bu çalışmada görev profili önceden tanımlanmış birsavaş uçağı için motor itki seviyesi belirlenmekte veaynı zamanda görevin her bir aşaması için uçakağırlığı hesaplanarak görev için gereken yakıt miktarıda tahmin edilmektedir. Bu makalede kullanılan hesapyöntemi Oates tarafından [2] ortaya atılmış ve dahasonra Mattingly tarafından yeniden ele alınmış [3]-[4],sağlam mühendislik temellerine dayanan,standartlaştığı varsayılabilecek derecede olgun biryöntemdir. Meseleye daha geniş açıdan bakıldığındaise motor tasarımı, doğası gereği, belirli birgereksinim tarafından başlatılan ve yine ihtiyaç2. GÖREV PROFİLİUçak için tanımlanan görev senaryosu Tablo 1'deayrıntılı olarak belirtilmiş ayrıca Şekil 2'de şematikolarak gösterilmiştir. Bu senaryoya göre uçağınstandart gün koşullarında deniz seviyesinde 400 muzunluğundaki bir pistten kalkıp, en iyi seyir irtifasına(BCA) doğru tırmanışa geçmesi ve daha sonra buirtifada en iyi Mach sayısında (BCM) 280 kmuzaklıktaki bir bölgeye intikal edip, 10 km irtifayaalçalıp burayı 20 dk. süreyle hava karakoluna almasıistenmektedir. Daha sonra uçağın 185 km ötedeki esasmuharebe bölgesine ses hızında penetre etmesi veburada hava muharebesi gerçekleştirmesiistenmektedir. Uçak senaryoya göre ilk olarak iki adethavadan karaya füze fırlatacak, daha sonra farklıhızlarda iki adet 5g' lik muharebe manevrasıgerçekleştirilecektir. Muharebeden sonra uçağın artyakıcı olmaksızın 1.5 M hızda muharebe bölgesinden45 km uzaklaşması ve ardından BCM/BCAkoşullarına tırmanıp bu koşullarda 280 km mesafekatetmesi öngörülmektedir. Daha sonrasında ise uçakalçalarak 20 dakika süreyle avare uçuş (loiter)yapacaktır. Görevin sonunda ise uçağın standart günkoşullarında 450 m uzunluğunda bir piste paraşütfrenlemesi olmaksızın inmesi planlanmaktadır [5].Burada hesap için takip edilecek yöntem göreviaşamalara bölüp önemli aşamaların her biri için kısıteğrilerinin hesaplanmasıdır [4]. Bu hesaplamalaratakip eden bölümde ayrıntılı olarak değinilecektir.Şekil 2. Uçağın Görev Profili.DUMAN, TUNÇER28

Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor İtki Gereksiniminin BelirlenmesiMotorun herhangi bir uçuş koşulunda sağladığı itkiyihesaplamak için deniz seviyesindeki itki , itkiazalması faktörü ile çarpılır. Bu faktör uçuş hızına,yüksekliğine ve güç kolu oranına (TR) bağlıdır.T = αT L (1)Benzer şekilde uçağın herhangi bir andaki ağırlığınıhesaplamak için ise uçağın kalkış ağırlığı , ağırlıkoranı olarak isimlendirilen β katsayısı ile çarpılır.W = βW O (2)Motor itkisinin ölçeklenmesinde ( katsayısınınhesaplanmasında) kullanılan boyutsuz sıcaklık θ veboyutsuz basınçn δ bu değerlerin standart günkoşullarında deniz seviyesi değerleri ile bölünmesi ileelde edilir (Eş. 3). Benzer şekilde boyutsuz toplamsıcaklık ile boyutsuz toplam basınç da aynışekilde hesaplanır. Atmosfer ile ilgili bu değerlerICAO [8], yahut ISO [9] atmosfer modellerinden birikullanılarak hesaplanabilir. Havanın kalorifik olarakmükemmel davranış gösterdiği varsayılırsa budeğerler aynı zamanda uçuş Mach sayının birerfonksiyonu olarak ta ifade edilebilirler (Eş. 4). θ = / , δ = / (3) 1 1 2 , 1 1 2 (4)Savaş uçağında düşük by-pass oranlı akım karışmalıbir turbofan motoru kullanılması öngörülmüştür. Butip motorlar için itki azalması katsayısı aşağıdakiyarı ampirik bağıntılar (Eş. 5-6) kullanılarakölçeklenebilir [4]. İtki azalması katsayısının , değişikuçuş ve motor yükleme koşullarında değişimi Şekil5'te gösterilmiştir. İrtifa arttıkça motordan elde edilenitki düşmektedir. Aynı zamanda art yakıcının açıkolması ise itkide yaklaşık %50 kadar bir artış meydanagetirebilmektedir.Şekil 3'te uçağa etki eden kuvvetler gösterilmiştir. Bukuvvetlerin uçak hızı yönündeki bileşenleri yazılıpdengelenirse Eş. 7 elde edilir [10-11].Şekil 3. Uçağa Etki Eden Kuvvetler.Şekil 4. Aerodinamik Katsayıların Mach Sayısına Bağlı Değişimi [12].DUMAN, TUNÇER30

Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor İtki Gereksiniminin Belirlenmesi4.1.2 Kalkış İvmelenmesiKalkışın ikinci aşaması uçağın pist üzerinde kalkışsüratine erişinceye dek ivmelenmesidir. Buivmelenme takriben 10 saniye kadar sürer. Busüredeki ağırlık değişimi ise aşağıdaki denklemdenkolayca hesaplanabilir (Eş. 43).П √ (39) 1Yukarıdaki denklemdeki u değişkeni Eş. 40'dekideğerler yerine konulmak suretiyle hesaplanır. μ (40)4.1.3 Kalkış RotasyonuKalkışın son aşaması rotasyon ve tekerin yerdenkesilmesidir. Bu aşama yaklaşık üç saniye sürer.Kalkış rotasyonu boyunca oluşan ağırlık değişimiEş.41 yardımıyla hesaplanır.П 1 √ ∆ (41)Her üç alt aşama için de ağırlık oranı hesabıtamamlanmış olduğundan, kalkış boyunca uçağıntoplam ağırlık değişimini hesaplamak artıkmümkündür. Bu oran üç alt aşamadaki ağırlık oranlarıçarpılarak (Eş. 42) bulunur.П П П П (42)4.2 Tırmanış Ve İvmelenmeTırmanış ve ivmelenme aşamasındaki ağırlık değişimihesabını da ikiye bölmek gereklidir. Bunlardan ilkiyatay ivmelenmedir. Yatay ivmelenme sırasındakiağırlık değişimi anlık yakıt sarfiyatı denklemi hızından hızına kadar entegre edilerek bulunabilir.İvmelenme birinci tipteki bir görev aşamasıolduğundan Eş. 35 ile Eş. 30 birleştirilerek, daha sonraise sol taraftaki kesirde pay ve payda Mach sayısınabölünerek aşağıdaki ifade (Eş. 43) elde edilir.П / ∆ /2 (43)1 (44)Yukarıdaki denklemde (Eş. 43) geçen u ise bir sonrakidenklem olan Eş. 44 yardımı ile hesaplanır.İvmelenme için hesaplama ivmelenmenin başındansonuna değin tek bir büyük aralık kullanılarakhesaplanmıştır. Bu durumda irtifa, Mach sayısı,aerodinamik katsayılar ve atmosfer özellikleri için ortanoktadaki değerler alınarak hesap yapılabilir.İterasyondan kaçınmak için ise β ağırlık oranı içinivmelenmenin başındaki değer alınıp hesap yapılabilir.Bu durumda ivmelenme için ağırlık oranı П =0.9937olarak hesaplanmaktadır. İvmelenme sırasında geçensüre ∆ =13.3 s, ile ivmelenme sırasında katedilenmesafe ∆ 4.78 olarak bulunmaktadır.Tablo 2. Tırmanma Çizelgesi.Tırmanışİntegrasyon AralığıÇizelgesiİrtifa, Macha b cm Sayısı0 0.7 Başlangıç3000 0.78 Orta5000 0.85 Son Başlangıç7000 0.88 Orta10000 0.90 Son Başlangıç12000 0.90 Orta13000 0.90 SonTırmanış ise irtifaya en kısa sürede tırmanma yoluylagerçekleştirileceğinden, tırmanışın her adımı içinEş.43 kullanılarak ağırlık hesabı yapmak gereklidir.İrtifaya en kısa sürede tırmanma yolunu bulmak içinhız irtifa (V-h) düzleminde eş artık güç her biri içinmaksimum eş enerji yüksekliği noktası tespit edilir vedaha sonra bu noktalar birleştirilir. Bu yöntem Şekil8'de grafiksel olarak gösterilmiştir. Artık güç Eş.10'da belirtildiği üzere enerji yüksekliğinin zamanabağlı değişim hızıdır. Bu denklem hesap kolaylığısağlamak maksadıyla, bir takım aerodinamikkatsayılar ve motor parametreleri cinsinden de ifadeedilebilir (Eş. 46) [5]. Yakıt sarfiyatı hesabındakullanılan tırmanma yolu Tablo 2'de gösterilmiştir. Buyol üç aralığa (a,b,c) şeklinde bölünmüş ve her birininbaşlangıç, orta ve son noktaları belirtilmiştir. Bubilgiler ışığında tırmanış için ağırlık hesabı yapılabilir.Tırmanışın a,b ve c aşamalarından elde edilensonuçlar birleştirilerek (Eş. 45) tırmanış sırasındakaybedilen ağırlık hesaplanır.П П П П (45) (46) / / Bunlarla beraber tırmanış esnasında ∆ = 112s saniyekadar süre geçtiği ve ∆ = 29.6 km kadar yolkatedildiği hesaplanmıştır. Tırmanış esnasında toplamgeçen süre ve katedilen mesafe ise elde edilen verilerbirleştirilerek hasaplanır (Eş. 48).∆ ∆ ∆ (47)∆ ∆ ∆ (48)Tırmanış ve ivmelenme sırasında kaybedilen ağırlıkoranları birleştirilerek ikinci ve üçüncü aşamalararasındaki ağırlık oranı hesaplanabilir (Eş. 49).П П П (49)DUMAN, TUNÇER35

Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor İtki Gereksiniminin Belirlenmesi4.3 Ses Altı Hızda Sevir Ve TırmanmaTablo1'de belirtilen görev profilinde ∆ ∆ 280 km mesafe katedilmesi istenmektedir. Biraz evvel∆ =34.4 km olarak hesaplandığına göre geriye∆ =243.6 km kadar mesafe kalmaktadır. Eş. 37 'deyer alan terimler açıkça aerodinamik katsayılar vemotor parametreleri cinsinden yeniden ifade edilecekolursa bu uçuş koşulu için ağırlık analizi yapmak birmiktar daha kolaylaşacaktır. Neticede ise Eş. 50 eldeedilir.П 4 ∆ (50) Değerler alınıp denklemde yerine konulduğu zamanП = 0.9049 olarak bulunur.4.4 AlçalmaAlçalma sırasında uçağın halihazırda sahip olduğuenerji yüksekliği nedeniyle motordan önemli bir güçihtiyacı olmaz. Buna karşılık ise alçalma sırasındaharcanan yakıt miktarı ihmal edilebilecek derecedeküçüktür. Buna bağlı olarak, hesaplamalarda П 1.0 olarak kabul edilmiştir. Bir başka deyişle alçalmaesnasında uçağın ağırlığında herhangi bir değişiklikmeydana gelmez.4.5 Muharebe Hava KarakoluTanımlanan görev profilinde önceden belirli birbölgenin 10 km irtifada 20 dakika süreyle havakarakoluna alınması öngörülmektedir. Muharebe havakarakolu süresince kaybedilen ağırlık Eş. 51yardımıyla hesaplanır. Değerler yerine konulduğuzaman П = 0.9665 olarak bulunur.П √4 ∆ (51)4.6 Ses Üstü PenetrasyonMuharebe bölgesine ses üstü penetrasyon aşamasınıda incelemek için ikiye bölmek gereklidir. Bunlardanilki ses üstü hıza ivmelenme, ikincisi ise ses üstü hızdaseyirdir. Bunlar sırasıyla F ve G indisleriyle ifadeedilecektir. Ses üstü hıza ivmelenme sırasındasarfedilen yakıtı hesaplamak için ivmelenme aralığıbaşlangıçtaki Mach sayısından bitişteki Mach sayısınakadar üç aralığa (a,b,c) bölünmüştür. Daha sonra iseörneğin kalkış aşamasında olduğu gibi П hesaplanırken bu üç alt aralıktan elde edilen değerlerbirleştirilir (П П П П ). Hesap her bir aralık içinyapılırken daha önce ``ivmelenme'' konusundadeğinilen hesap yöntemi kullanılır. SonuçtaП =0.9615 olarak elde edilir. İvmelenme sırasındakatedilen mesafe ise ∆ =13km olarak bulunur.Belirtilen görev profilinde uçağın toplam ∆ ∆ 185 km yol alması istendiğinden, ∆ = 172 kmolması gerektiği anlaşılmış olur. Ses üstü hızda seyirsırasında meydana gelen ağırlık değişimi Eş. 52vasıtasıyla hesaplanır.П / ∆ (52)Son olarak ivmelenme ve seyir sırasındaki ağırlıkoranı değişimi birleştirilir (Eş. 53).П П П (53)4.7 MuharebeMuharebe de diğer aşamalara benzer olarak çeşitli altaşamalara bölünerek incelenir. Bunlardan ilki havadankaraya füzelerin (iki adet AIM-120 AMRAAM)fırlatılması, ikincisi ilk muharebe dönüşü, üçüncüsüikinci muharebe dönüşü, dördüncüsü yatayivmelenme, beşincisi ve aynı zamanda sonuncusu isehavadan havaya füzelerin (AIM-9X) fırlatılması iletop atışıdır. Bunlar sırasıyla H,I,J,K ve L indisleriylegösterileceklerdir.Mühimmat sarfedildiği zaman uçağın ağırlığında anlıkbir değişim olmaktadır. Bu ani değişim Eş. 54 ilehesaplanır. Bu denklemdeki sarfedilenmühimmatın ağırlığıdır. Örnek vermek gerekirse havamuharebesinin başında atılacak iki adet havadankaraya füzenin toplam ağırlığı =304 kg'dır [12].Sonuç olarak bu uçuş için П = 0.9853 olarak bulunur. 1 (54)П √ 2 √ 1 (55)Benzer şekilde de ikinci muharebe manevrası için П hesaplanırken Eş. 55 kullanılabilir. Daha sonra gelenyatay ivmelenme için ise П yine daha önce deyapıldığı gibi ivmelenme üç aralığa bölünerekhesaplanabilir. L aşamasında da H gibi mühimmatsarfiyatı vardır. Hesaplama bu durum için de aynışekilde tekrar edilirse П elde edilir.4.8 Kaçış AtağıKaçış atağı 10 km irtifada 1.5 M hızında hızındayapılacak ve art yakıcı açık olmaksızın muharebebölgesinden ∆ =46km uzaklaşılması gerekmektedir.Bu durumda harcanacak yakıt miktarı aşağı yukarı Gaşamasında sarfedilenle benzer bir miktar olacaktır.Bu gözlemden hareketle yaklaşık olarak П =0.9455yazılabilir.4.9 En Kısa Sürede TırmanmaKaçış atağı gerçekleştirildikten hemen sonra uçağınideal seyir koşullarına (BCM/BCA) en kısa süredetırmanması istenmektedir. Esasında bu aşama boyuncauçak sahip olduğu kinetik enerjinin bir kısmınıpotansiyel enerjiye tahvil etmektedir. Dolayısıyla bumanevranın aşağı yukarı sabit bir enerji yüksekliğindeDUMAN, TUNÇER36

Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor İtki Gereksiniminin Belirlenmesigerçekleştirildiğini söylemek pek yanlış olmayacaktır.Bu kabul altında ağırlık değişimi Eş. 56 ilehesaplanabilir. Bu denklem yazılırken yine eksürükleme kuvvetinin olmadığı varsayılmıştır. Budenklemde geçen ∆t = 23.7 s olmaktadır.П √ ∆ (56)4.10 Ses Altı SeyirBu aşama sırasında BCM/BCA uçuş koşullarında 280km mesafe katedilmektedir. Hesap yöntemi üçüncü iladördüncü aşamalar arasında kullanılanki ile aynıdır.Ağırlık oranı diğerlerinde olduğu gibi Eş. 50kullanılarak hesaplanır. Dolayısıyla П = 0.9857olmaktadır.4.11 AlçalmaBCM/BCA uçuş şartlarından hızına ve 10 kmirtifaya alçalma sırasında yakıt sarfiyatının olmadığı,dolayısıyla uçağın ağırlığının değişmediğivarsayılabilir (Eş. 57).П 1.0 (57)4.12 Avare UçuşAlçalma ve inişten önce uçağın 20 dakika süre ileavare uçuş yapması öngörülmüştür. Avare uçuşsırasındaki ağırlık değişimi Eş. 58 ile hesaplanır.Değerler yerine konulduğu zaman П =0.9665olarak bulunur.П √4 ∆ (58)4.13 Alçalma Ve İnişAlçalma ve iniş esnasında hatırı sayılır bir yakıtsarfiyatı olmadığından, bu aşamada uçağın ağırlığınındeğişmediği düşünülebilir (Eş. 59).П 1.0 (59)5. SONUÇLARYeni nesil bir avcı uçağının savaşın ilk günü icraetmesi muhtemel, önceden tanımlanmış bir görevprofili üzerinden, gereksinim duyulan uçak motorunundeniz seviyesi itkisi belirlenmiştir. Yapılanhesaplamalar sonucunda motorun deniz seviyesi itkisi,uçağın kalkış ağırlığı oranının / =1.2 olmasıhalinde bütün teknik gereksinimlerin karşılandığıgörülmüştür. Bu itki seviyesi benzer görevler yapan F-16, F-35 gibi uçaklarınkine son derece yakın birdeğerdir. Dolayısıyla bu seçim tekniğin bilinendurumu ile de uyumludur. Hatta eğer istenilirse bu itkiseviyesi ile uçağın dikey iniş kalkış yapabilmesi demümkündür. Daha yüksek bir itki seviyesi ile degereksinimleri fazlasıyla karşılamak mümkündür. Nevar ki bu durum daha büyük bir motora, dolayısıyladaha büyük miktarda yakıt sarfiyatına karşılıkgelecektir ki görev analizi safhasında bu kadar yakıtınuçakta taşınmasının uygun olmayacağı görülecektir.Aynı şekilde motor boyutlandırılırken gözetilmesigereken başka bir husus ta motorun gövde içerisinemonte edilmesi gerekliliğidir ki bu da motoraayrılacak yeri kısıtlamaktadır. Avcı uçaklarındamotorun gövde dışına monte edilmesi seçeneklerdahilinde olmayacaktır. Bütün bu veriler ışığındaseçilen itki seviyesinin makul olduğu söylenebilir.Bunlara ilaveten seçilen tasarım noktasında kanatyüklemesinin 7.0 kPa olması öngörülmüştür. Yine budeğer de F-16, F-35 gibi benzer avcı uçaklarının kanatyüklemeleri ile uyumlu bir rakamdır.Görev boyunca ağırlık değişimi incelendiğinde iseuçağın toplam kalkış ağırlığının %1.9'u kadarmühimmat ve %58'si kadar da yakıt harcadığıgörülmüştür. Bu değerler bir savaş uçağı için makuldeğerlerdir ve yapılacak göreve bağlı olarak bir miktardeğişiklik gösterebilirler. Toplam görev süresi (yerdeısınma ve kalkış dahil) 98 dakika olarakhesaplanmıştır.Şekil 9. Uçağın Görev Boyunca Ağırlığının KalkışAğırlığına Oranının Değişimi.Şekil 10. Görev Aşamaları Boyunca Geçen SüreninToplam Görev Süresine OranıDUMAN, TUNÇER37

Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor İtki Gereksiniminin BelirlenmesiBu inceleme verilerine dayanarak motor tasarımınınilk aşaması olan parametrik çevrim analizi artıkgerçekleştirilebilir. Uçuş koşulları, tasarım seçimlerive kısıtları ışığında motorun tasarım noktasındaki (ondesign-point)performansı (özgül itki, özgül yakıtsarfiyatı) belirlenebilecektir. Bu analiz sonrasındagerçekleştirilecek performans çevrimi (off-designpoint) analizi sonucunda ise motorun her koşuldakidavranışı modellenebileceğinden, bu analiz sırasındavarsayılan ve β gibi faktörlerin iterasyondöngüsünde en başa dönülüp düzeltmesi/sağlamasıyapılabilecektir.6. KAYNAKLAR[1] Oates G.C., “Aerothermodynamics of GasTurbine and Rocket Propulsion”, AIAA EducationSeries, ISBN 978-1563472411, 1997.[2] Oates G.C., “Aircraft Propulsion SystemsTechnology and Design”, AIAA Education Series,ISBN 978-0930403249, 1989.[3] Mattingly J.D., “Elements of Propulsion: GasTurbines ad Rockets”, AIAA Education Series, ISBN978-1563477799.[4] Mattingly J.D.,Heiser, W.H., Pratt, D.T.,“Aircraft Engine Design”, AIAA Education Series,2002.[5] Duman S., “Parametric Cycle Analysis and FanDesign of a Low By-Pass Ratio Turbofan Engine”,Lisans Bitirme Tezi, İTÜ Uçak ve Uzay BilimleriFakültesi, 2010.[6] Aviation Week and Space Technology, 2009Aerospace Source Book, 2009.[7] Janes Information Group, “Janes All TheWorld’s Aircraft”, 92 nd Edition, ISBN 978-0710623072, 2001.[8] International Civil Aviation Organization,“Manual of the ICAO Standard Atmosphere”, Doc7488-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 ConceptualApproach”, 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.ÖZGEÇMİŞLERSerdar DUMAN1987 yılında doğmuştur. 2010 yılı İstanbul TeknikÜniversitesi Uçak Mühendisliği mezunudur.Turbomakina Aerotermodinamiği ve HesaplamalıAkışkanlar Dinamiği konularıyla ilgilenmektedir. Şuanda İstanbul Teknik Üniversitesi Fen Bilimleri İleriTeknolojiler ABD Uçak-Uzay MühendisliğiBölümünde Yüksek Lisans Eğitimine devametmektedir.Yrd.Doç.Dr. Onur TUNÇER1979 yılında İzmir'de doğdu. Orta öğrenimini 1997yılında İzmir Fen Lisesi'nde tamamladı. 2001 yılındaOrtadoğu Teknik Üniversitesi Makine MühendisliğiBölümü'nden şeref derecesi ile mezun oldu. Aynıalanda doktora derecesini ABD'de Louisiana StateUniversity'den 2006 yılında aldı. Doktora çalışmasıgaz türbin motorlarında yanmanın deneyselincelenmesi üzerinedir.2006-2007'de LSU Turbine Innovation and EnergyResearch Center'da (TIER) doktora sonrası araştırmacıolarak görev aldı. 2007-2008 yılları arasında askerlikhizmetini Balıkesir'de Kara Kuvvetleri AstsubayMeslek Yüksek Okulu Makine Bilimleri Bölümü'ndeyedek subay olarak tamamladı. 2008-2009 akademikyılında İstanbul Teknik Üniversitesi UçakMühendisliği Bölümü'nde misafir öğretim üyesiolarak ders verdi. 2009 yılında aynı bölüme "YardımcıDoçent" olarak atandı.İlgi ve çalışma alanları arasında "Yanma, Roket İçBalistiği, Uçak Motorları ile Konvansiyonel EnerjiDönüşüm Sistemleri" gibi konular sayılabilir. Yirmiyiaşkın uluslararası ve ulusal yayını bulunmaktadır. Dr.Tunçer 2010 yılında İTÜ Rektörlüğü'nün de desteğiyleTrisonik Araştırma Merkezi bünyesinde "YanmaLaboratuvarı Kurulumu" çalışmalarını yürütmüştür.AIAA, ASME ve IEEE üyesidir.EKSembolleraBCABCMC DC DRC D0C LC 1 ,C 2Dg 0hHAk TDSes hızıEn iyi seyir irtifasıEn iyi seyir Mach sayısıSürükleme katsayısıEk sürükleme katsayısıSıfır taşımada kaldırma katsayısıTaşıma katsayısıMotorun özgül yakıt sarfiyatı ile ilgili sabitlerSürükleme kuvvetiYerçekimi ivmesiİrtifaHücum açısıPas geçme hız oranıDUMAN, TUNÇER38

Görev Analizi Sonucu Bir Savaş Uçağının Motor İtki Gereksiniminin Belirlenmesik TOK 1K 2LMM CAPM CLM LoiterM TOnNPP sP stdqRR cSSFCs Bs FRs Gs Ls Rs TostdTTRT stdT SLt FRt RVV TDWW PEW TOz eKalkış hız oranıTaşıma-sürükleme kutupsalı birinci katsayısıTaşıma-sürükleme kutupsalı ikinci katsayısıTaşıma kuvvetiMach sayısıMuharabe hava karakolu Mach sayısıTırmanış Mach sayısıAvare uçuş Mach sayısıKalkış Mach sayısıYük çarpanıDönüş sayısıBasınçArtık güçStandart gün basıncıDinamik basınçİlave sürükleme kuvvetiDönüş yarıçapıReferans kanat alanıÖzgül yakıt sarfiyatıFrenleme mesafesiSerbest rule mesafesiKalkış rulesi mesafesiİniş mesafesiKalkış rotasyonu mesafesiKalkış mesafesiISA standart gün koşullarıİtkiGüç kolu oranıStandart gün sıcaklığıDeniz seviyesinde itkiSerbest rule süresiRotasyon süresiHızTeker koyma süratiAğırlıkSarfedilen mühimmat ağırlığıKalkış ağırlığıEnerji irtifasıYunan Harfleriαβγδδ 0θθ 0μ TOμ BξΠρφΩİtki azalması faktörüAğırlık oranıÖzgül ısılar oranıBoyutsuz statik basınçBoyutsuz toplam basınçBoyutsuz statik sıcaklıkBoyutsuz toplam sıcaklıkKalkış sürtünme katsayısıFrenleme sürtünme katsayısıYardımcı parametreGörev bacağı ağırlık oranı (sondaki/baştaki)Havanın yoğunluğuİtki vektörü ile veter uzunluğu arasındaki açıAçısal hızDUMAN, TUNÇER39