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

MATLAB açısından çalışma özellikle öğreticidir; çünkü tek bir denklem çözmek yerine girdi parametreleri → görev fazı hesapları → iterasyon → batarya enerji/güç kısıtları → yakınsama → Simulink çıkış portları → SysML gereksinim kontrolü şeklinde gerçek bir mühendislik hesap zinciri kurmaktadır. Bu yapı, MATLAB’ın yalnız grafik çizmek veya denklem çözmek için değil, daha büyük bir dijital mühendislik mimarisinin yürütülebilir hesap çekirdeği olarak nasıl kullanılabileceğini göstermektedir.

Araştırmanın temel mühendislik problemi nedir?

eVTOL bataryasının boyutlandırılmasında iki farklı fiziksel gereksinim aynı anda karşılanmalıdır. Birinci gereksinim enerjidir: batarya, kalkıştan görevin sonundaki rezerv bölümüne kadar gerekli toplam elektrik enerjisini depolayabilmelidir. İkinci gereksinim ise güçtür: batarya özellikle dikey kalkış ve hover sırasında çok kısa süre içinde yüksek elektrik gücü sağlayabilmelidir.

Bu iki kavram aynı değildir. Bir batarya çok büyük miktarda enerji depolayabilir fakat bunu gerekli hızda boşaltamıyorsa yüksek hover gücünü sağlayamaz. Tersine, yüksek güç 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 batarya kütlesini; \(W_P\) ise tepe hover gücünü verebilmek için gereken minimum batarya kütlesini ifade eder.

Neden eVTOL için bu ayrım önemlidir?

Çalışmanın nihai çözümünde hover gücü 774,20 kW, seyir gücü ise 170,09 kW olarak hesaplanmıştır. Hover/seyrin güç oranı yaklaşık 4,6’dır. Dolayısıyla seyir, uzun sürdüğü için enerji bütçesini belirlerken hover çok kısa sürmesine rağmen güç elektroniği ve batarya açısından en şiddetli yüklerden birini oluşturur.

Başka bir ifadeyle, enerji bize “batarya ne kadar süre çalışabilir?” sorusunun; güç ise “batarya belirli bir anda ne kadar hızlı enerji verebilir?” sorusunun cevabını verir. Çalışmanın MATLAB modeli bu iki soruyu aynı iterasyon içerisinde birbirine bağlamaktadır.

Çalışmada kullanılan eVTOL mimarisi nasıldır?

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

• 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 sağlar.
• Geçiş irtifasında uç rotorları öne doğru eğilerek ileri itki üretir.
• Seyirde dört kaldırma rotoru durdurulup kilitlenir ve parazit sürüklemeyi azaltmak için 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.

Referans görev nasıl tanımlanmıştır?

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

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

MATLAB–MBSE dijital zinciri nasıl kurulmuştur?

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

1. Tanımlayıcı katman

SysML Block Definition Diagram içinde “eVTOL Aircraft” bloğu bulunmaktadır. MTOW, batarya kütlesi, disk yüklemesi ve görev fazı güçleri gibi değişkenler yalnız metin etiketi değildir; yazılımın diğer bölümleriyle bağlanan değer özellikleridir.

2. Parametrik katman

SysML Constraint Blocks, fiziksel denklemleri biçimsel kısıtlar olarak 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.

Ağırlık dengesi nasıl kapanmaktadır?

İlk temel denklem toplam kütle bütçesidir:

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

Boş kütle ise:

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

olarak kabul edilmektedir. Burada en önemli varsayımlardan biri \(f_{empty}=0{,}52\) değerinin bütün iterasyon boyunca sabit tutulmasıdır. Çalışma bunu açık biçimde bir sınırlılık olarak kabul etmektedir. Gerçek bir hava aracında yapısal kütle oranı MTOW ile sabit kalmak zorunda değildir.

Hover gücü nasıl hesaplanmaktadır?

Hava aracının kütlesi önce ağırlığa çevrilmektedir:

\[ W_N=W_0g_0 \]

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

Hover için kaynak denklem:

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

şeklindedir.

• \(P_{hover}\): hover güç 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: araç ağırlaştığında yalnız ağırlık terimi değil, disk yüklemesi üzerinden hover gücü de büyümektedir. Çalışma sonuç bölümünde bu geri beslemeyi yaklaşık \(W_0^{3/2}\) ölçeklenmesiyle açıklamaktadır.

Tırmanış, alçalış, seyir ve rezerv güçleri

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:

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

olarak tanımlanmıştır.

Alçalış gücü neden negatif değildir?

Çalışmanın önemli modelleme seçimlerinden biri alçalışın rejeneratif veya otorotatif olarak değil, pozitif güç tüketen propulsif glide olarak modellenmesidir. Kaynakta \(ROD<0\) ve alçalış açısının sinüsü negatif olduğundan \(V_{descent}=ROD/\sin\gamma_{desc}\) oranının pozitif kaldığı ve 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 için genel bir sonuç değildir.

Round 1: sabit nokta iterasyonu nasıl çalışmaktadır?

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

Ana metinde batarya kütle oranı:

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

biçiminde basılmıştır. Ancak \(R\) tabloda kilometre olarak verildiği hâlde ana denklemde açık bir kilometre-metre dönüşümü görünmemektedir. Ek A’nın birinci satırı aynı 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 ve batarya kütlesi hesaplar; yeni toplam kütleyi üretir; yeni değer eski değerin yerine geçirilir ve fark toleransın altına düşünceye kadar işlem tekrar edilir.

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

Minimum SOC neden \(1-SOC_{min}\) ile modellenmiştir?

Kaynak çalışma minimum şarj durumunu kullanılmaması gereken kapasite payı olarak ele almaktadır. \(SOC_{min}=0{,}20\) ise toplam batarya kapasitesinin yalnız %80’i görev sırasında kullanılabilir.

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

Enerjiyle sınırlı batarya kütlesi:

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

olarak tanımlanmaktadır.

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

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

olmaktadır. Çalışma, bazı alternatif yaklaşımlardaki \(1+SOC_{min}=1{,}20\) kullanımının aynı fiziksel modeli temsil etmediğini ve iki yaklaşım arasında %4,2 fark oluştuğunu özellikle vurgulamaktadır.

Güçle sınırlı batarya kütlesi nasıl bulunmaktadır?

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

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

Örneğin nihai çözümde:

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

bulunmaktadır.

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 ne 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 ve çalışma bunu yuvarlanmış olarak 0,80 kW/kg vermektedir.

• \(\sigma_{bat}>\sigma_{cross}\) ise enerji kısıtı daha ağır batarya gerektirir.
• \(\sigma_{bat}<\sigma_{cross}\) ise güç kısıtı daha ağır batarya gerektirir.

Round 2 neden Round 1’den farklıdır?

Round 2’de artık yalnız başlangıç enerjisi kullanılmaz. Her dış iterasyonda mevcut \(W_0\) kullanılarak bütün görev fazlarının güçleri tekrar hesaplanır, faz sürelerinden enerjiler bulunur, toplam görev enerjisi güncellenir, \(W_E\) ve \(W_P\) ayrı hesaplanır ve yeni batarya kütlesi seçilir.

Çıkış koşulu da yalnız ağırlık değildir:

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

ve aynı anda:

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

sağlanmalıdır.

Bu çift yakınsama kontrolü önemlidir. 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 ne öğretmektedir?

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

Simulink neden kullanılmıştır?

Sayfa 13’teki Şekil 3, merkezde bir MATLAB Function bloğu bulunan Simulink eş-simülasyon modelini göstermektedir. Sol tarafta görev ve tasarım parametreleri giriş portları, sağ tarafta ise MTOW, boş kütle, payload, batarya kütlesi, görev fazı güçleri ve enerjileri gibi sonuç portları bulunmaktadır.

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

SysML/Cameo ile MATLAB arasındaki bağ nasıl çalışmaktadır?

Çalışmada MATLAB/Simulink çıktı portları SysML “eVTOL Sizing Analysis” Constraint Block parametrelerine bağlanmaktadır. Bir görev parametresi değiştirildiğinde yeni çözüm yürütülür; sonuçlar mimari modele geri döner ve 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 doğrudan değişkenler paneline aktarmaktadır.

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

Neden spreadsheet yerine böyle bir sistem kurulmuş?

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

Çalışmanın desteklediği sonuçlar

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

Çalışmanın kanıtlamadığı şeyler

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

Türkiye açısından ne ifade edebilir?

Çalışma Türkiye’de yürütülmemiştir ve Türkiye’ye özgü bir hava aracı sertifikasyon analizi değildir. Bununla birlikte MATLAB–Simulink ile sistem mühendisliği modellerini birleştiren yöntem; Türkiye’de eVTOL, insansız hava aracı, elektrikli hava aracı veya başka çok-disiplinli mühendislik projelerinde gereksinimden hesaplamaya ve hesaplamadan otomatik doğrulamaya uzanan dijital mühendislik zincirinin nasıl kurulabileceğine yönelik öğretici bir örnek oluşturabilir. Yerel düzenlemeler, görev şartları, batarya teknolojisi ve araç mimarisi ayrıca tanımlanmalıdır.

Çalışmanın Yöntemi ve Bulguları

Hesaplama ortamı

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

Round 1:

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

Round 2:

• 125 iterasyonda yakınsamıştır.
• Hem ağırlık 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” veya bazı bölümlerde “energy-only” temel çözüm olarak kullanılmaktadır; fakat yöntem açıklaması Round 1’in özellikle cruise-only energy üzerinden başlangıç tahmini yaptığını belirtmektedir.

Round 1 görev fazı değerleri

Round 1’deki güç tutarlılığına ilişkin kaynak notu

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

Ancak aynı kaynak temel paket özgül gücünü 1,0 kW/kg olarak kabul etmektedir. Bu durumda:

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

teorik paket gücü elde edilir ve bu değer 342,19 kW hover talebinden yüksektir. Dolayısıyla kaynağın bu özel cümlesi, kendi temel sayısal varsayımlarıyla tam olarak 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 ise yaklaşık 109,65 kWh’dan 192,12–192,13 kWh düzeyine çıkar.

Nihai görev fazı güç ve enerjileri

Enerji bütçesini hangi faz belirlemektedir?

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

Bu ayrım çalışmanın ana fikrini çok iyi özetler:

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

Görev süresi ve hız profili

Şekil 9’daki görev 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 ve 49’daki ayrı grafikler, görev gücü ve hızının zamana göre basamaklı değişimini daha görünür biçimde göstermektedir. Bunlar sürekli yüksek doğruluklu transient simülasyon değil, görev fazlarının sabit kabul edildiği faz-temelli bir modelin çıktılarıdır.

SOC doğrulaması

Kaynağın sayfa 21 ve sayfa 47’deki SOC grafiği, bataryanın göreve %100 SOC ile başlayıp rezerv sonunda tam olarak %20’ye indiğini göstermektedir.

Toplam görev enerjisi:

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

Toplam kurulu kapasite:

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

olduğunda kullanılan kapasite oranı:

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

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

Batarya özgül güç crossover çalışması

Duyarlılık analizi ne göstermektedir?

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

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

Boş ağırlık 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” olarak açıklanmaktadır.

Aerodinamik verim

\(L/D\) düştükçe enerji gereksinimi yükselir; daha büyük \(W_E\) daha büyük MTOW’a, daha büyük MTOW yeniden daha fazla güç ve enerjiye yol açar. Kaynağa göre \(L/D=12\) civarında hesaplanan MTOW çalışmanın uyguladığı ağırlık 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 ve düşük enerji yoğunluğu batarya 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 ve 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 için Cameo Simulation Toolkit, Simulink çözücüsünü çalıştırır ve yakınsayan tasarımın pass/fail durumunu kaydeder.

Kaynakta:

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

gösterilmektedir.

Endüstri konfigürasyonlarıyla karşılaştırma

Bu karşılaştırmayı doğru yorumlamak önemlidir. Çalışma, her araç için disk yüklemesi, verimler, payload ve menzil gibi girdilerin yayımlanmış görev profillerine kalibre edildiğini açıkça söylemektedir. Bu nedenle sonuç, algoritmanın bu girdiler altında bilinen MTOW değerlerini yakın biçimde yeniden oluşturabildiğini gösterir; bağımsız ve kör bir model doğrulaması değildir.

Yayımlanmış iki boyutlandırma çalışmasına kod-seviyesi karşılaştırma

Kaynak Tablo 8, referans değerlerin yayımlanmış eğilimlerden yeniden oluşturulduğunu özellikle belirtmektedir. Dolayısıyla karşılaştırmanın amacı birebir araç replikasyonu değil, hesap algoritmasının sayısal tutarlılığını değerlendirmektir.

Çalışmanın en önemli sınırlılıkları

Yazarlar sonuç bölümünde üç ana takip alanı tanımlamaktadır:

1. Sabit boş ağırlık 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 ve payload fonksiyonu olarak haritalanması önerilmektedir.
3. MBSE doğrulamasının kapsamı: mevcut döngü ağırlık kısıtına odaklanmaktadır; termal ve yapısal alt sistem kısıtlarının eklenmesi gelecekteki çalışma alanıdır.

Bunlara ek olarak modelin kendisi sıfırıncı mertebedir. Dolayısıyla yüksek doğruluklu rotor aerodinamiği, aeroakustik, yapısal gerilme, hücre sıcaklığı, gerilim çökmesi, yaşlanma ve batarya paket termal yönetimi bu çözümün doğrudan hesaplanan çıktıları değildir.

Kaynak ve Yöntem Notu

Tam özgün çalışma 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 olarak tanımlamaktadır.

Kurum: Kaynak PDF: Wright State University, Fairborn, Ohio, 45435. SSRN yazar kaydı aynı kurumu Dayton, OH 45435 şeklinde 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 ve sistem mühendisliği preprint’i.

Hakemlik durumu: Bu çalışma 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 bulunmaktadır. Bu nedenle kaynak çalışmanın özgün ekran görüntüleri, OpenVSP görseli, Cameo ekranları ve 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 veya eşdeğer ayrıntılı katkı beyanı bulunmamıştır.

Bilimsel içerik kaynağı: Verianla makalesindeki yöntem, formül, varsayım, sonuç, karşılaştırma, sınırlılık ve sayısal değerler yüklenen 50 sayfalık kaynak çalışmaya dayanmaktadır. Dış kaynak yalnız başlık, yazar, DOI, yayın tarihi, temas yazarı ve lisans gibi bibliyografik kimlik alanlarını doğrulamak için kullanılmıştır.

Önemli kaynak içi tutarlılık uyarısı: Round 1 bataryasının “marginally power-infeasible” olarak tanımlanması, aynı kaynakta verilen 342,19 kW hover gücü, 371,91 kg batarya ve 1,0 kW/kg temel paket özgül gücü birlikte değerlendirildiğinde doğrudan uyuşmamaktadır. Ayrıca ana metindeki Denklem (7) ile 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 görev, seçilmiş verim ve batarya parametreleri ve sabit boş ağırlık oranına dayalı sıfırıncı mertebe ön tasarım modelidir. Çalışma tam hava aracı sertifikasyonu, prototip uçuş testi veya bütün alt sistemlerin yüksek doğruluklu fiziksel doğrulaması anlamına gelmemektedir.