Araştırma, 250 km tasarım menziline sahip hibrit Lift-Plus-Cruise/Tilt-Rotor bir eVTOL üçün batareya və maksimum kalkış ağırlığının MATLAB tabanlı iki turlu sabit nokta algoritmasıyla hesaplanmasını və sonuçların SysML/Cameo tabanlı MBSE modeli içerisinde avtomatik gereksinim doğrulamasına bağlanmasını incelemektedir. Batarya kütlesi, enerji gereksiniminden türetilen \(W_E\) ilə hover gücünden türetilen \(W_P\) değerlerinin büyüğü alınarak \(W_{battery}=\max(W_E,W_P)\) biçiminde belirlenmektedir. Çalışmanın nihai hesabında MTOW 2969,45 kg, batareya kütlesi 970,34 kg, toplam missiya enerjisi yaklaşık 192,12–192,13 kWh və hover gücü 774,20 kW düzeyine yakınsamıştır. Modelin ana sınırlılığı, sıfırıncı mertebe bir ön tasarım modeli olması; boş çəki oranını sabit kabul etmesi və yüksek doğruluklu aerodinamik, yapısal, termal və batareya hücre dinamiklerini birbaşa çözmemesidir.

MATLAB açısından tədqiqat xüsusilə öğreticidir; çünkü tek bir denklem çözmek yerine girdi parametreleri → missiya fazı hesapları → iterasyon → batareya enerji/güc kısıtları → yakınsama → Simulink çıkış portları → SysML gereksinim kontrolü şəklində gerçek bir mühendislik hesab zinciri kurmaktadır. Bu yapı, MATLAB’ın yalnız grafik çizmek və ya denklem çözmek üçün deyil, daha büyük bir dijital mühendislik mimarisinin yürütülebilir hesab çekirdeği kimi necə kullanılabileceğini göstermektedir.

Tədqiqatın əsas mühəndislik problemi nədir?

eVTOL bataryasının boyutlandırılmasında iki müxtəlif fiziksel gereksinim eyni anda karşılanmalıdır. Birinci gereksinim enerjidir: batareya, kalkıştan görevin sonundaki rezerv bölümüne kadar gerekli toplam elektrik enerjisini depolayabilmelidir. İkinci gereksinim isə güctür: batareya xüsusilə dikey kalkış və hover sırasında çok kısa süre içində yüksek elektrik gücü sağlayabilmelidir.

Bu iki kavram eyni deyil. Bir batareya çok büyük miktarda enerji depolayabilir fakat bunu gerekli hızda boşaltamıyorsa yüksek hover gücünü sağlayamaz. Tersine, yüksek güc verebilen bir bataryanın toplam enerji kapasitesi uzun görevi tamamlamaya yetmeyebilir. Çalışmanın temel matematiksel yaklaşımı bu iki sınırı ayrı ayrı hesaplayıp daha ağır bataryayı seçmektir:

\[ W_{\mathrm{battery}}=\max(W_E,W_P) \]

Burada \(W_E\), görevin enerji ihtiyacından kaynaklanan minimum batareya kütlesini; \(W_P\) isə tepe hover gücünü verebilmek üçün gereken minimum batareya kütlesini ifade eder.

Bu fərq eVTOL üçün nə üçün vacibdir?

Çalışmanın nihai çözümünde hover gücü 774,20 kW, seyir gücü isə 170,09 kW kimi hesaplanmıştır. Hover/seyrin güc oranı yaklaşık 4,6’dır. Dolayısıyla seyir, uzun sürdüğü üçün enerji bütçesini belirlerken hover çok kısa sürmesine rağmen güc elektroniği və batareya açısından en şiddetli yüklerden birini oluşturur.

Başka bir ifadeyle, enerji bize “batareya nə kadar süre çalışabilir?” sorusunun; güc isə “batareya belirli bir anda nə kadar hızlı enerji verebilir?” sorusunun cevabını verir. Çalışmanın MATLAB modeli bu iki soruyu eyni iterasyon içerisinde birbirine bağlamaktadır.

Tədqiqatda istifadə olunan eVTOL arxitekturası necədir?

Sayfa 9’daki OpenVSP kavramsal model, hibrit Lift-Plus-Cruise/Tilt-Rotor (LPC/TR) mimarisini göstermektedir. Araçta altı ana rotor mövcuddur:

• Dört adet orta kanat bölgesine dağıtılmış kaldırma rotoru hover görevini üstlenmektedir.
• İki adet kanat ucu rotoru yüksek torklu yapıdadır.
• Dikey uçuş sırasında altı rotor kaldırmaya katkı təmin edir.
• Geçiş irtifasında uç rotorları öne doğru eğilerek ileri itki üretir.
• Seyirde dört kaldırma rotoru durdurulup kilitlenir və parazit sürüklemeyi azaltmak üçün feathered konumuna getirilir.

Bu mimari, dağıtılmış kaldırmanın hover avantajını sabit kanadın seyir aerodinamiğiyle birleştirmeyi amaçlayan kavramsal bir tasarımdır. Çalışma gerçek sertifikalı bir hava aracının tam dijital ikizi olduğunu iddia etmemektedir.

İstinad missiyası necə müəyyən edilmişdir?

Çalışmanın referans görevinde bir pilot və dört yolcu olmak üzere toplam beş kişi taşınmaktadır. Sabit payload değeri 455 kg kimi alınmıştır. Ana rota yaklaşık 190 km, rezerv isə 60 km olduğundan toplam tasarım menzili 250 km kimi belirlenmiştir.

Görev altı faza ayrılmıştır: dikey kalkış hover, tırmanış, seyir, alçalış, dikey iniş hover və rezerv. MATLAB hesapları her fazın güc və enerji talebini ayrı değerlendirir.

MATLAB–MBSE rəqəmsal zənciri necə qurulmuşdur?

Sayfa 8’deki Şekil 1, çalışmanın en mühüm mimari görsellerinden biridir. Sistem üç temel model katmanı etrafında açıklanmaktadır:

1. Tanımlayıcı katman

SysML Block Definition Diagram içində “eVTOL Aircraft” bloğu mövcuddur. MTOW, batareya kütlesi, disk yüklemesi və missiya fazı güçleri kimi değişkenler yalnız metin etiketi deyil; yazılımın diğer bölümleriyle bağlanan değer özellikleridir.

2. Parametrik katman

SysML Constraint Blocks, fiziksel denklemleri biçimsel kısıtlar kimi tutmaktadır. MATLAB/Simulink çıktısı değiştiğinde bağımlı gereksinimler yeniden değerlendirilir.

3. Yürütülebilir katman

Simulink modelinin merkezindeki MATLAB Function bloğu iki turlu boyutlandırma algoritmasını yürütmektedir. Cameo Simulation Toolkit, girişleri MATLAB/Simulink tarafına gönderir; yakınsamış sonuçlar yeniden SysML modeline döner.

Çəki balansı necə bağlanır?

İlk temel denklem toplam kütle bütçesidir:

\[ W_0=W_{empty}+W_{battery}+W_{payload} \]

Boş kütle isə:

\[ W_{empty}=f_{empty}W_0 \]

kimi kabul edilir. Burada en mühüm varsayımlardan biri \(f_{empty}=0{,}52\) değerinin bütün iterasyon ərzində sabit tutulmasıdır. Çalışma bunu açık biçimde bir sınırlılık kimi kabul etmektedir. Gerçek bir hava aracında yapısal kütle oranı MTOW ilə sabit kalmak zorunda deyil.

Hover gücü necə hesablanır?

Hava aracının kütlesi əvvəl ağırlığa çevrilmektedir:

\[ W_N=W_0g_0 \]

Burada \(g_0=9{,}81\ \mathrm{m/s^2}\)’dir.

Hover üçün mənbə denklem:

\[ P_{hover}= \frac{W_N}{\eta_h} \sqrt{\frac{\delta}{2\rho_{air}}} \]

şeklindedir.

• \(P_{hover}\): hover güc gereksinimi,
• \(W_N\): hava aracının Newton cinsinden ağırlığı,
• \(\eta_h\): hover tahrik verimi,
• \(\delta\): rotor disk yüklemesi,
• \(\rho_{air}\): deniz seviyesindeki hava yoğunluğudur.

Bu bağıntının kritik sonucu şudur: vasitə ağırlaştığında yalnız çəki terimi deyil, disk yüklemesi üzerinden hover gücü de büyümektedir. Çalışma nəticə bölümünde bu geri beslemeyi yaklaşık \(W_0^{3/2}\) ölçeklenmesiyle açıklamaktadır.

Qalxma, enmə, kruiz və ehtiyat gücləri

Tırmanış gücü:

\[ P_{climb}= \frac{W_N}{\eta_s} \left( ROC+\frac{V_{climb}}{(L/D)_{climb}} \right) \]

Alçalış gücü:

\[ P_{descent}= \frac{W_N}{\eta_s} \left( ROD+\frac{V_{descent}}{(L/D)_{climb}} \right) \]

Seyir gücü:

\[ P_{cruise}= \frac{W_N}{\eta_c} \frac{V_{cruise}}{L/D} \]

Rezerv gücü:

\[ P_{reserve}= \frac{W_N}{\eta_c} \frac{V_{reserve}}{L/D} \]

kimi tanımlanmıştır.

Alçalış gücü nə üçün negatif deyil?

Çalışmanın mühüm modelleme seçimlerinden biri alçalışın rejeneratif və ya otorotatif kimi deyil, pozitif güc tüketen propulsif glide kimi modellenmesidir. Kaynakta \(ROD<0\) və alçalış açısının sinüsü negatif olduğundan \(V_{descent}=ROD/\sin\gamma_{desc}\) oranının pozitif kaldığı və aerodinamik sürükleme teriminin toplam gücü pozitif tuttuğu açıklanmaktadır.

Nihai tasarımda alçalış gücü 29,40 kW’dır. Bu değer 774,20 kW hover gücüne kıyasla küçüktür. Yazarlar bu nedenle rejeneratif alçalmanın modellenmemesinin enerji bütçesine görece küçük bir ceza getirdiğini savunmaktadır. Bu, çalışmanın model varsayımıdır; bütün eVTOL mimarileri üçün genel bir nəticə deyil.

Round 1: sabit nöqtə iterasiyası necə işləyir?

İlk turda amaç tam fiziksel çözüm deyil. Round 2’ye başlangıç sağlayacak bir MTOW tahmini elde edilir.

Ana metinde batareya kütle oranı:

\[ f_{bat}= \frac{R g_0} {(L/D)\eta_s SED_{cell},3600} \]

biçiminde basılmıştır. Ancak \(R\) tabloda kilometre kimi verildiği hâlde ana denklemde açık bir kilometre-metre dönüşümü görünmemektedir. Ek A’nın birinci satırı eyni işlemde açıkça \(R\times1000\) kullanmaktadır. Kaynaktaki bu iki gösterim arasındaki fark burada korunmaktadır.

Sabit nokta ilişkisi:

\[ W_0^{(i+1)} =========== W_{payload} + f_{empty}W_0^{(i)} + f_{bat}W_0^{(i)} \]

şeklindedir.

MATLAB öğrenen biri açısından bunun anlamı şöyledir: program bir başlangıç \(W_0\) değeri alır; bu değerden boş kütle və batareya kütlesi hesaplar; yeni toplam kütleyi üretir; yeni değer eski değerin yerine geçirilir və fark toleransın altına düşünceye kadar işlem tekrar edilir.

Bu, MATLAB’da çok sık kullanılan iteratif çözüm mantığının tipik bir örneğidir. Önemli nokta, nəticə sayısının “tek seferde” hesaplanmaması; kendi değerini dolaylı biçimde etkilediği üçün tekrar tekrar güncellenmesidir.

Minimum SOC nə üçün \(1-SOC_{min}\) ilə modellenmiştir?

Kaynak tədqiqat minimum şarj durumunu kullanılmaması gereken kapasite payı kimi ele almaktadır. \(SOC_{min}=0{,}20\) isə toplam batareya kapasitesinin yalnız %80’i missiya sırasında kullanılabilir.

\[ C_{total} ========= \frac{E_{mission}} {1-SOC_{min}} \]

Enerjiyle sınırlı batareya kütlesi:

\[ W_E= \frac{E_{mission}\times1000} {(1-SOC_{min})SED_{cell}\eta_{bat}} \]

kimi tanımlanmaktadır.

\(SOC_{min}=0{,}20\) üçün kapasite ölçek faktörü:

\[ \frac{1}{1-0{,}20}=1{,}25 \]

olur. Çalışma, bazı alternatif yaklaşımlardaki \(1+SOC_{min}=1{,}20\) kullanımının eyni fiziksel modeli temsil etmediğini və iki yaklaşım arasında %4,2 fark oluştuğunu xüsusilə vurgulamaktadır.

Güçle sınırlı batareya kütlesi necə mövcuddur?

\[ W_P= \frac{P_{hover}}{\sigma_{bat}} \]

Burada \(\sigma_{bat}\), batareya paketinin kütle başına sağlayabildiği güçtür və birimi kW/kg’dır.

Örneğin nihai çözümde:

\[ W_P= \frac{774{,}20\ \mathrm{kW}} {1{,}0\ \mathrm{kW/kg}} ======================= 774{,}20\ \mathrm{kg} \]

mövcuddur.

Aynı noktada enerji tarafından gereken kütle 970,34 kg olduğundan:

\[ W_{battery}=\max(970{,}34,\ 774{,}20)=970{,}34\ \mathrm{kg} \]

olur. Dolayısıyla temel tasarımın nihai noktasında bağlayıcı kısıt enerjidir.

Crossover özgül gücü nə anlatmaktadır?

\[ \sigma_{cross}= \frac{P_{hover}}{W_E} \]

Nihai tasarım sayıları kullanıldığında:

\[ \sigma_{cross} \approx \frac{774{,}20}{970{,}34} \approx0{,}798\ \mathrm{kW/kg} \]

olur və tədqiqat bunu yuvarlanmış kimi 0,80 kW/kg vermektedir.

• \(\sigma_{bat}>\sigma_{cross}\) isə enerji kısıtı daha ağır batareya gerektirir.
• \(\sigma_{bat}<\sigma_{cross}\) isə güc kısıtı daha ağır batareya gerektirir.

Round 2 nə üçün Round 1-dən fərqlənir?

Round 2’de artık yalnız başlangıç enerjisi kullanılmaz. Her dış iterasyonda mevcut \(W_0\) istifadə edilərək bütün missiya fazlarının güçleri tekrar hesaplanır, faz sürelerinden enerjiler mövcuddur, toplam missiya enerjisi güncellenir, \(W_E\) və \(W_P\) ayrı hesaplanır və yeni batareya kütlesi seçilir.

Çıkış koşulu da yalnız çəki deyil:

\[ |\Delta W_0|\leq\epsilon_W \]

və eyni anda:

\[ |\Delta E|\leq\epsilon_E \]

sağlanmalıdır.

Bu çift yakınsama kontrolü vacibdir. Ağırlık neredeyse değişmiyor görünürken enerji hâlâ değişiyorsa algoritma durmaz; enerji yakınsamış fakat kütle değişmeye devam ediyorsa yine durmaz.

Ek A’daki algoritma MATLAB öğrenen birine nə öğretmektedir?

Bu yapı MATLAB eğitiminde mühüm bir kavramı açıkça göstermektedir: bir mühendislik programı, yalnız denklemlerin yazıldığı bir script deyil; girdi, durum güncellemesi, yineleme, sınır kontrolü və çıktı zinciridir.

Simulink nə üçün istifadə edilmişdir?

Sayfa 13’teki Şekil 3, merkezde bir MATLAB Function bloğu bulunan Simulink eş-simülasyon modelini göstermektedir. Sol tarafta missiya və tasarım parametreleri giriş portları, sağ tarafta isə MTOW, boş kütle, payload, batareya kütlesi, missiya fazı güçleri və enerjileri kimi nəticə portları mövcuddur.

Bu mimarinin önemi hesaplamayı diğer mühendislik modellerinden ayırmasıdır. SysML modeli “hansı değerlerin sistem üçün anlamlı olduğunu” və “hansı gereksinimlerin sağlanması gerektiğini” tutarken MATLAB Function bloğu matematiksel çözümü yürütür.

SysML/Cameo ilə MATLAB arasındaki bağ necə işləyir?

Çalışmada MATLAB/Simulink çıktı portları SysML “eVTOL Sizing Analysis” Constraint Block parametrelerine bağlanmaktadır. Bir missiya parametresi değiştirildiğinde yeni çözüm yürütülür; sonuçlar mimari modele geri döner və ilgili gereksinimler yeniden değerlendirilir.

Sayfa 15’te gösterilen canlı Cameo yürütmesinde sistem:

• MTOW_Final = 2969,45 kg,
• Power_Hover = 774,20 kW,
• Power_Cruise = 170,09 kW,
• Payload = 455,0 kg

değerlerini birbaşa değişkenler paneline aktarmaktadır.

Kaynak, beş gereksinim kontrolünün eyni çalıştırmada değerlendirildiğini belirtmektedir: maksimum payload, boş çəki oranı sınırları, özgül enerji tabanı, seyir L/D aralığı və çalışmada kullanılan MTOW sınırı.

Neden spreadsheet yerine böyle bir sistem kurulmuş?

Çalışmanın argümanı sayısal hesaplamanın kendisinden çok değişiklik yayılımı üzerinedir. Bir spreadsheet eyni sayıları tutabilir; fakat payload varsayımı değiştirildiğinde bağlı sistem gereksinimlerinin kendiliğinden yeniden çözülmesi və doğrulama kanıtının güncellenmesi zorunlu deyil. MATLAB–Simulink–SysML zincirinde isə bir giriş değişikliği hesab və constraint ağının tamamını yeniden tetikleyebilir.

Tədqiqatın dəstəklədiyi nəticələr

• Enerji və güc kısıtlarını eyni iteratif çerçevede ele alan hesaplama yöntemi tanımlanmıştır.
• 250 km’lik örnek LPC/TR görevi üçün yakınsayan bir tasarım noktası elde edilmiştir.
• MATLAB/Simulink hesapları SysML/Cameo parametrelerine bağlanmıştır.
• Batarya özgül gücünün enerji/güc sınırlı rejimler arasındaki geçişi belirlediği göstərilmişdir.
• Duyarlılık analizinde boş çəki oranı çok güçlü bir tasarım sürücüsü kimi görünmektedir.
• Üç endüstri konfigürasyonuna yönelik kalibre edilmiş karşılaştırmada MTOW sapmaları %1,5 içində raporlanmıştır.

Tədqiqatın sübut etmədiyi məsələlər

• Bu model gerçek bir eVTOL’un sertifikasyonunun tamamlandığını göstermemektedir.
• Çalışmada kullanılan 5700 kg sınırı bütün eVTOL’lar üçün bağımsız kimi doğrulanmış evrensel bir hukuki eşik kimi yorumlanmamalıdır; Verianla burada yalnız kaynağın modellediği gereksinimi aktarmaktadır.
• Sıfırıncı mertebe model, yüksek doğruluklu aerodinamik və ya yapısal analiz yerine geçmez.
• Batarya termal yönetimi, hücre yaşlanması və transient elektriksel davranış ayrıntılı şəkildə çözülmemiştir.
• Üç endüstri aracına karşı yapılan karşılaştırma, girişlerin raporlanan missiya profillerine kalibre edildiği bir benchmark’tır; kör və bağımsız bir doğrulama deyil.
• Kod-to-code karşılaştırmasında referans değerlerin bir kısmı yayımlanmış eğilimlerden yeniden oluşturulmuştur; tədqiqat bunu tam tasarım replikasyonu kimi sunmamaktadır.

Türkiyə baxımından nə ifadə edə bilər?

Çalışma Türkiye’de yürütülmemiştir və Türkiye’ye özgü bir hava aracı sertifikasyon analizi deyil. Bununla birlikte MATLAB–Simulink ilə sistem mühendisliği modellerini birleştiren yöntem; Türkiye’de eVTOL, insansız hava aracı, elektrikli hava aracı və ya başka çok-disiplinli mühendislik projelerinde gereksinimden hesaplamaya və hesaplamadan avtomatik doğrulamaya uzanan dijital mühendislik zincirinin necə kurulabileceğine yönelik öğretici bir örnek oluşturabilir. Yerel düzenlemeler, missiya şartları, batareya teknolojisi və vasitə mimarisi həmçinin tanımlanmalıdır.

Tədqiqatın Metodu və Nəticələri

Hesaplama ortamı

Kaynak tədqiqat boyutlandırma modelinin MATLAB R2024b ilə uygulandığını belirtmektedir. Kullanılan bilgisayar Intel Core i7-4790 @ 3,60 GHz işlemci və 16 GB RAM’e sahiptir.

Round 1:

• 62 iterasyonda yakınsamıştır.
• Tolerans \(10^{-6}\)’dır.

Round 2:

• 125 iterasyonda yakınsamıştır.
• Hem çəki hem enerji toleransı \(10^{-6}\)’dır.

Round 1 sonucu

Şekil 6, başlangıçtaki 2177 kg değerinin monoton biçimde azalarak 1722,73 kg’a yaklaştığını göstermektedir. Bu tur, çalışmada “energy-dominated” və ya bazı bölümlerde “energy-only” temel çözüm kimi istifadə olunur; fakat yöntem açıklaması Round 1’in xüsusilə cruise-only energy üzerinden başlangıç tahmini yaptığını belirtmektedir.

Round 1 missiya fazı değerleri

Round 1’deki güc tutarlılığına ilişkin mənbə notu

Çalışma \(342{,}19/371{,}91=0{,}92\) kW/kg değerini hesaplamakta və bunu nihai crossover değeri olan 0,80 kW/kg ilə karşılaştırarak Round 1 bataryasını “marginally power-infeasible” kimi nitelendirmektedir.

Ancak eyni mənbə temel paket özgül gücünü 1,0 kW/kg kimi kabul etmektedir. Bu durumda:

\[ 371{,}91\ \mathrm{kg}\times1{,}0\ \mathrm{kW/kg} ================================================ 371{,}91\ \mathrm{kW} \]

teorik paket gücü elde edilir və bu değer 342,19 kW hover talebinden yüksektir. Dolayısıyla kaynağın bu xüsusi cümlesi, kendi temel sayısal varsayımlarıyla tam kimi örtüşmemektedir. Verianla bu tutarsızlığı sessizce düzeltmemektedir.

Round 2 sonucu

İkinci turda MTOW 1722,73 kg’dan başlayarak 125 iterasyon sonunda 2969,45 kg’a yükselmektedir. Görev enerjisi isə yaklaşık 109,65 kWh’dan 192,12–192,13 kWh düzeyine çıkar.

Nihai missiya fazı güc və enerjileri

Enerji bütçesini hansı faz belirlemektedir?

En yüksek anlık güc hoverda olmasına rağmen enerji bütçesinin en büyük tek bileşeni seyirdir. Seyirde 170,09 kW güc gereksinimi, uzun süre nedeniyle 115,63 kWh enerji tüketimine dönüşmektedir.

Bu ayrım çalışmanın ana fikrini çok iyi özetler:

• Hover: kısa süre + çok yüksek güc.
• Seyir: daha düşük güc + uzun süre + yüksek toplam enerji.

Görev süresi və hız profili

Şekil 9’daki missiya profilleri toplam görevin yaklaşık 4200 saniye sürdüğünü göstermektedir. Kaynakta verilen karakteristik hızlar:

• Hover: yaklaşık 0 m/s ileri hız,
• Tırmanış: 58,3 m/s,
• Seyir: 67 m/s,
• Alçalış uçuş yolu: 76,4 m/s,
• Rezerv: 46,9 m/s.

Sayfa 42 və 49’daki ayrı grafikler, missiya gücü və hızının zamana göre basamaklı değişimini daha görünür biçimde göstermektedir. Bunlar sürekli yüksek doğruluklu transient simülasyon deyil, missiya fazlarının sabit kabul edildiği faz-temelli bir modelin çıktılarıdır.

SOC doğrulaması

Kaynağın sayfa 21 və sayfa 47’deki SOC grafiği, bataryanın göreve %100 SOC ilə başlayıp rezerv sonunda tam kimi %20’ye indiğini göstermektedir.

Toplam missiya enerjisi:

\[ E_{mission}=192{,}12\ \mathrm{kWh} \]

Toplam kurulu kapasite:

\[ C_{total}=240{,}15\ \mathrm{kWh} \]

olduğunda kullanılan kapasite oranı:

\[ \frac{192{,}12}{240{,}15}\approx0{,}80 \]

və kalan SOC yaklaşık %20 olur. Çalışma bunu \(1/(1-SOC_{min})\) formülünün iç tutarlılık doğrulaması kimi kullanmaktadır.

Batarya özgül güc crossover çalışması

Duyarlılık analizi nə göstermektedir?

Çalışma dört temel parametreyi başlangıç değerinin ±%20 çevresinde değiştirmiştir:

• boş çəki oranı \(f_{empty}\),
• seyir \(L/D\),
• hücre özgül enerjisi \(SED_{cell}\),
• payload.

Boş çəki oranı en hassas değişkendir

Kaynak, \(f_{empty}\)’nin 0,52’den %10 artışla 0,572’ye çıkmasının MTOW’u yaklaşık 2969 kg’dan 4750 kg düzeyine yükselttiğini belirtmektedir. Yalnız %10’luk giriş değişikliğine karşı yaklaşık %60 MTOW artışı oluşması, çalışmada “structural weight spiral” kimi açıklanmaktadır.

Aerodinamik verim

\(L/D\) düştükçe enerji gereksinimi yükselir; daha büyük \(W_E\) daha büyük MTOW’a, daha büyük MTOW yeniden daha fazla güc və enerjiye yol açar. Kaynağa göre \(L/D=12\) civarında hesaplanan MTOW çalışmanın uyguladığı çəki sınırını aşmaktadır. Şekil 13 başlığı bu noktada MTOW’un 6500 kg’ın üzerine çıktığını belirtmektedir.

Batarya özgül enerjisi

Kaynağa göre \(SED_{cell}\) yaklaşık 250 Wh/kg’ın altına indiğinde sabit nokta problemi güçlü biçimde doğrusal olmayan davranış göstermekte və düşük enerji yoğunluğu batareya ağırlığı geri beslemesini büyütmektedir. Çalışma, kendi düzeltmiş denklemleri altında uygulanabilirlik sınırını yaklaşık 245 Wh/kg civarında vermektedir.

Payload

Payload etkisi yaklaşık doğrusaldır. Çalışmanın verdiği eğime göre her ek 1 kg payload yaklaşık 2,15 kg ek MTOW gerektirmektedir. 1 kg’ın 1 kg’dan fazla etkisi olmasının nedeni, payload arttığında onu taşıyacak yapı və enerji kütlesinin de artmasıdır.

MBSE teknoloji trade-off analizi

SysML Instance Table, hücre özgül enerjisini 200–400 Wh/kg arasında 25 Wh/kg artışlarla taramaktadır. Her satır üçün Cameo Simulation Toolkit, Simulink çözücüsünü çalıştırır və yakınsayan tasarımın pass/fail durumunu kaydeder.

Kaynakta:

• yaklaşık 245 Wh/kg’ın altındaki örnekler çalışmanın 5700 kg sınırını aştığı üçün FAIL,
• 350–400 Wh/kg teknoloji örnekleri yaklaşık 2200–2400 kg MTOW aralığında

gösterilmektedir.

Endüstri konfigürasyonlarıyla karşılaştırma

Bu karşılaştırmayı doğru yorumlamak vacibdir. Çalışma, her vasitə üçün disk yüklemesi, verimler, payload və menzil kimi girdilerin yayımlanmış missiya profillerine kalibre edildiğini açıkça söylemektedir. Bu nedenle nəticə, algoritmanın bu girdiler altında bilinen MTOW değerlerini yakın biçimde yeniden oluşturabildiğini göstərir; bağımsız və kör bir model doğrulaması deyil.

Yayımlanmış iki boyutlandırma çalışmasına kod-seviyesi karşılaştırma

Kaynak Tablo 8, referans değerlerin yayımlanmış eğilimlerden yeniden oluşturulduğunu xüsusilə belirtmektedir. Dolayısıyla karşılaştırmanın amacı birebir vasitə replikasyonu deyil, hesab algoritmasının sayısal tutarlılığını değerlendirmektir.

Çalışmanın en mühüm sınırlılıkları

Yazarlar nəticə bölümünde üç ana takip alanı tanımlamaktadır:

1. Sabit boş çəki oranı: \(f_{empty}=0{,}52\) bütün MTOW düzeylerinde sabit tutulmuştur. Gelecekte \(f_{empty}=f(W_0)\) biçiminde filo verisine bağlı model önerilmektedir.
2. SED uygulanabilirlik sınırı: yaklaşık 245 Wh/kg sınırının menzil və payload fonksiyonu kimi haritalanması önerilmektedir.
3. MBSE doğrulamasının kapsamı: mevcut döngü çəki kısıtına odaklanmaktadır; termal və yapısal alt sistem kısıtlarının eklenmesi gelecekteki tədqiqat alanıdır.

Bunlara ek kimi modelin kendisi sıfırıncı mertebedir. Dolayısıyla yüksek doğruluklu rotor aerodinamiği, aeroakustik, yapısal gerilme, hücre sıcaklığı, gerilim çökmesi, yaşlanma və batareya paket termal yönetimi bu çözümün birbaşa hesaplanan çıktıları deyil.

Mənbə və Metod Qeydi

Tam özgün tədqiqat adı: A MATLAB–MBSE Integrated Sizing Framework for Preliminary Weight, Power, and Energy Estimation of eVTOL Aircraft

Yazarlar: Vinay Kumar Reddy Sirigireddy; Darryl K. Ahner.

Yazar sırası: Kaynaktaki sıra aynen korunmuştur.

Eş katkı/eş birinci yazar: Bildirilmemiştir.

Sorumlu/temas yazarı: PDF görünür sayfasında açık corresponding-author işareti bulunmamaktadır; SSRN bibliyografik kaydı Vinay Kumar Reddy Sirigireddy’yi Contact Author kimi tanımlamaktadır.

Kurum: Kaynak PDF: Wright State University, Fairborn, Ohio, 45435. SSRN yazar kaydı eyni kurumu Dayton, OH 45435 şəklində göstermektedir. İki konum ifadesi sessizce tek biçime dönüştürülmemiştir.

DOI: 10.2139/ssrn.6662520

Platform: SSRN.

Yayın tarihi: SSRN kaydında 27 Nisan 2026.

Kaynak türü: Teknik/hesaplamalı yöntem və sistem mühendisliği preprint’i.

Hakemlik durumu: Bu tədqiqat hakem değerlendirmesinden geçmemiş bir preprinttir; sonuçları bu yayın aşaması dikkate alınarak değerlendirilmelidir.

Resmî yayın bağlantısı: https://ssrn.com/abstract=6662520

Lisans/telif: SSRN bibliyografik kaydında “All rights reserved. No reuse allowed without permission” bilgisi mövcuddur. Bu nedenle mənbə çalışmanın özgün ekran görüntüleri, OpenVSP görseli, Cameo ekranları və MATLAB grafiklerinin kendileri Verianla HTML’sine kopyalanmamıştır. Makaledeki Live bileşenleri kaynakta açıkça verilen sayısal tablolardan yeniden kurulmuştur.

Finansman: İncelenen sürümde açık bir finansman beyanı bulunmamıştır.

Veri erişilebilirliği: İncelenen sürümde ayrı bir veri erişilebilirliği beyanı bulunmamıştır.

Çıkar çatışması: İncelenen sürümde ayrı bir çıkar çatışması beyanı bulunmamıştır.

CRediT/yazar katkıları: İncelenen sürümde CRediT tablosu və ya eşdeğer ayrıntılı katkı beyanı bulunmamıştır.

Bilimsel içerik kaynağı: Verianla makalesindeki yöntem, formül, varsayım, nəticə, karşılaştırma, sınırlılık və sayısal değerler yüklenen 50 sayfalık mənbə çalışmaya dayanmaktadır. Dış mənbə yalnız başlık, yazar, DOI, yayın tarihi, temas yazarı və lisans kimi bibliyografik kimlik alanlarını doğrulamak üçün kullanılmıştır.

Önemli mənbə içi tutarlılık uyarısı: Round 1 bataryasının “marginally power-infeasible” kimi tanımlanması, eyni kaynakta verilen 342,19 kW hover gücü, 371,91 kg batareya və 1,0 kW/kg temel paket özgül gücü birlikte değerlendirildiğinde birbaşa uyuşmamaktadır. Ayrıca ana metindeki Denklem (7) ilə Ek A’nın kilometre-metre dönüşümü gösterimi farklıdır. Bu noktalar Verianla tarafından sessizce düzeltilmemiştir.

Bilimsel yorum sınırı: Sonuçlar belirli bir hibrit LPC/TR mimarisi, 250 km missiya, seçilmiş verim və batareya parametreleri və sabit boş çəki oranına dayalı sıfırıncı mertebe ön tasarım modelidir. Çalışma tam hava aracı sertifikasyonu, prototip uçuş testi və ya bütün alt sistemlerin yüksek doğruluklu fiziksel doğrulaması anlamına gelmemektedir.