Bu araştırma, gelecekte Mars yüzeyinde bir pilot ile bir yolcu veya eşdeğer 100 kg yükü taşıyabilecek insanlı bir rotor aracının aerodinamik açıdan mümkün olup olmadığını inceliyor. Çalışmanın hedef gereksinimleri arasında Mars koşullarında dikey kalkış ve iniş, en az iki saat kesintisiz uçuş, görev sonrasında yeniden kullanılabilirlik ve insan/yük taşımacılığı bulunuyor. Araştırmacılar düşük atmosfer yoğunluğunun klasik helikopter mimarisini ciddi biçimde zorlaştırması nedeniyle kuyruk rotorlu Sikorsky düzenini elemiş ve birbirine zıt yönde dönen iki ana rotordan oluşan koaksiyel düzeni seçmiştir.

600 kg maksimum kalkış kütlesi için Mars yüzeyindeki araç ağırlığı yaklaşık 2238 N olarak hesaplanmıştır. Kavramsal araçta 330 kW sınıfında elektrik motoru, 200 kg batarya, 45 kg ana rotor sistemi, 65 kg hava aracı yapısı, 15 kg aviyonik ve pilot ile 100 kg ek yükü kapsayan toplam 200 kg taşıma tahsisi kullanılmıştır. Batarya için erken tasarım varsayımı olarak lityum-kükürt teknolojisi ve 500 Wh/kg düzeyinde enerji yoğunluğu ele alınırken kütle tablosunda daha geniş 300–500 Wh/kg aralığı korunmuştur.

İki koaksiyel rotor çözümü fizibilite açısından öne çıkmıştır. Konfigürasyon I, 6 m rotor yarıçapı, 0,65 m pala kord uzunluğu ve 380 rpm dönme hızıyla 2407 N hesaplanan hover itişine ulaşmaktadır. Konfigürasyon II ise 5 m yarıçap, 0,60 m kord ve 400 rpm ile 2310 N hesaplanan hover itişi sağlamaktadır. Her iki sistemde de iki rotor ve rotor başına dört pala bulunmaktadır. Özellikle Mars için geliştirilmiş CLF5605 profilinin, klasik NACA 23015 profile kıyasla düşük Reynolds sayılı Mars koşullarında daha güçlü sonuçlar verdiği görülmüştür.

Ancak araştırmanın en önemli sonucu “insanlı Mars helikopteri hazır” değildir. Hesaplar, kaldırma üretmenin belirli varsayımlar altında mümkün olabileceğini gösterirken başlangıçta tanımlanan en az iki saat kesintisiz uçuş gereksinimi mevcut batarya ve araç kütlesiyle garanti edilememiştir. Koaksiyel rotor etkileşimi, gerçek batarya performansı, pala yapısal optimizasyonu, rotor göbeği, kumanda sistemi, Mars tozu, yerel atmosfer değişimleri, bakım ve uçuşa elverişlilik gibi birçok sistem henüz ayrıntılı olarak çözülmemiştir.

Türkiye açısından anlamı: Çalışmadaki 600 kg araç, 6 veya 5 m rotor yarıçapı ve 330 kW motor gibi değerler Türkiye'deki herhangi bir hava aracına doğrudan aktarılabilecek tasarım parametreleri değildir. Bununla birlikte çalışma; çok seyrek atmosferde çalışan hava araçlarının geliştirilmesinde atmosfer modeli, rotor uç Mach sınırı, düşük Reynolds sayısı aerodinamiği, CFD, yapısal optimizasyon, enerji depolama ve görev gereksinimlerinin aynı mühendislik zincirinde ele alınması gerektiğini gösteren güçlü bir ön tasarım örneğidir. Türkiye'de gezegen hava araçları veya çok düşük yoğunluklu atmosfer deneyleri üzerine benzer çalışmalar yapılacaksa sonuçların ilgili araç, ortam ve görev koşulları altında yeniden doğrulanması gerekir.

Detaylı Açıklama

Mars'ta helikopter uçurmak neden bu kadar zor?

Mars'taki temel sorun yerçekiminin Dünya'dan düşük olması değil, atmosferin son derece seyrek olmasıdır. Çalışmada kullanılan tipik Mars yüzey yoğunluğu yaklaşık:

\[ \rho = 1{,}5\times10^{-2}\ \text{kg/m}^3 \]

olarak verilir. Dünya için karşılaştırma değeri yaklaşık 1,2 kg/m³'tür. Tipik yüzey basıncı Mars'ta yaklaşık 7 hPa, Dünya karşılaştırmasında ise 1015 hPa'dır.

Mars atmosferinin yaklaşık %95'i karbondioksitten oluşmaktadır. Araştırmacılar ayrıca azot, argon ve eser gazların yanında yüzey kaynaklı tozun da gerçek rotor sistemi için önemli olabileceğini vurgulamaktadır.

Düşük yoğunluk, bir rotor palasının aynı alan ve hızda Dünya'ya kıyasla çok daha az aerodinamik kuvvet üretmesine yol açar. Kaldırmayı artırmanın doğal yolları rotor çapını, pala alanını veya dönüş hızını artırmaktır. Fakat dönüş hızını sınırsız yükseltmek mümkün değildir; pala ucundaki çevresel hız ile aracın ileri hızının toplamı yerel ses hızına yaklaştığında sıkıştırılabilirlik ve yüksek Mach etkileri kritik hâle gelir.

Mars atmosferi sabit kabul edilebilir mi?

Hayır. Çalışmanın başlangıç hesaplarında bazı tipik değerler sabit kabul edilse de araştırmacılar atmosfer basıncı ve yoğunluğunun konuma, yüzey yüksekliğine, günün saatine ve uçuş seviyesine bağlı olduğunu özellikle belirtmektedir.

Çalışmanın metin bölümünde ortalama Mars sıcaklığı yaklaşık 210 K olarak da ifade edilmektedir. Tablo 1 ise tipik yüzey sıcaklığını 220 K vermektedir. Bu iki kaynak içi değer birbirine dönüştürülmeden korunmalıdır.

Yoğunluk uçuş irtifası arttıkça daha da azalır. Araştırmacıların ön tasarımında operasyon üst sınırı yaklaşık 800 m olarak alınmış ve yoğunluk ile yerel ses hızının irtifaya bağlı değişimi hesaplama araçlarına fonksiyon olarak eklenmiştir.

Neden klasik kuyruk rotorlu helikopter seçilmedi?

Araştırmacılar ilk değerlendirmelerde klasik Sikorsky düzenini düşük yoğunluklu Mars atmosferi için uygun bulmamıştır. Ana rotor torkunu dengelemek için gereken kuyruk rotorunun çok büyük olması veya kuyruk bomunun orantısız biçimde uzaması gerekeceği sonucuna varılmıştır.

Bunun yerine Ingenuity'de de kullanılan prensibe benzer şekilde koaksiyel çift rotor seçilmiştir. İki rotor aynı eksen üzerinde ters yönlerde döndüğünden ana rotor torkları büyük ölçüde birbirini dengeleyebilir ve ayrı bir büyük kuyruk rotoruna ihtiyaç kalmaz.

Araştırmacılar araçtan ne bekliyor?

Kavramsal tasarım için dört temel görev gereksinimi tanımlanmıştır:

• Mars koşullarında dikey kalkış, uçuş ve dikey iniş yapabilmek,
• en az 2 saat kesintisiz uçabilmek,
• pilot ile bir yolcu veya eşdeğer 100 kg faydalı yük taşıyabilmek,
• her görevden sonra tekrar uçuşa elverişli duruma getirilebilmek ve yeniden kullanılabilmek.

Bu gereksinimler hedef niteliğindedir. Özellikle iki saatlik uçuş süresi mevcut konsept hesaplarında tam olarak karşılanmamıştır.

600 kg maksimum kalkış kütlesi nasıl oluşuyor?

600 kg kütlenin Mars yüzeyinde oluşturduğu ağırlık, çalışmadaki hesapta \(g=3{,}73\ \text{m/s}^2\) kullanılarak:

\[ W=m g \]

\[ W=600\times3{,}73=2238\ \text{N} \]

olarak verilmiştir.

Araç gövdesi neden bu kadar hafif düşünülmüş?

Çalışmanın yapısal konsepti doğrudan klasik kapalı helikopter gövdesinden başlamamaktadır. Araştırmacılar düşük kütleli bir referans olarak tarihsel Focke-Achgelis Fa 330 Bachstelze rotor planörünü kullanmış ve Mars aracı için kafes/truss benzeri hafif bir yapı öngörmüştür.

Bu seçim, Fa 330'un Mars'a uygun olduğu anlamına gelmez; yalnız düşük kütleli insan taşıyan bir rotor aracı için kavramsal kütle referansı olarak kullanılmıştır.

Kaynağın 9. sayfasında tandem ve yan yana oturma düzenine sahip iki görsel konsept gösterilmektedir. Bu görseller fiziksel prototip değildir. Yazarlar çalışmanın teşekkür bölümünde kavramsal grafik hazırlığı sırasında Midjourney AU V7 kullandıklarını bildirmiştir.

Tasarım yöntemi nasıl ilerliyor?

Verianla Live: Görselleştirme yukarıdaki görünür bilimsel veri tablosundan üretilir; tablo source-of-truth olarak korunur.

CFD modeli nasıl kontrol edildi?

Pala çevresindeki hesaplama hacmi parametrik olarak oluşturulmuş ve ağ bağımsızlığı çalışması yapılmıştır. Araştırmacılar yaklaşık 700.000 elemanın üzerinde sonuç ile beklenen değer arasındaki ortalama farkın yaklaşık %1,56 düzeyinde olduğunu bildirmektedir.

Sınır tabakasında 10 mm toplam kalınlık, 10 katman ve 1,3 büyüme oranı kullanılmıştır. Pala yüzeyinde hedef eleman boyutu 50 mm, minimum eleman boyutu 1 mm olarak belirlenmiştir.

Türbülans modeli olarak düşük Reynolds sayısı düzeltmesi bulunan k-ω SST kullanılmıştır. Bildirilen \(y^+\) değeri yüzeyin büyük bölümünde yaklaşık 0,03, hücum kenarında ise yerel olarak yaklaşık 3'tür.

Hangi pala profilleri karşılaştırıldı?

İki profil kullanılmıştır:

• NACA 23015: klasik helikopter aerodinamiğini temsil eden referans profil,
• CLF5605: Ingenuity/Mars koşulları bağlamında değerlendirilen düşük Reynolds sayılı profil.

Konfigürasyon I'in CFD örneğinde NACA 23015 için trim hesabındaki 300,93 N kaldırmaya karşılık simülasyonda 299,93 N raporlanmıştır. Aynı rotor boyutlarında CLF5605 kullanıldığında örnek simülasyon kaldırması 430,34 N'ye çıkmıştır.

Bu, çalışmanın değerlendirdiği koşullarda CLF5605 profilinin klasik NACA profiline kıyasla önemli bir aerodinamik potansiyel gösterdiğini ortaya koymaktadır. Ancak araştırmacılar nihai rotor için özel bir profil optimizasyon ve test kampanyasının yine gerekli olduğunu açıkça belirtmektedir.

Birinci rotor çözümü nasıl?

Konfigürasyon I:

• 2 koaksiyel rotor,
• rotor başına 4 pala,
• 6 m rotor yarıçapı,
• 0,65 m pala kord uzunluğu,
• 380 rpm,
• hesaplanan hover itişi: 2407 N.

Bu değer, 600 kg aracın Mars'ta hesaplanan 2238 N ağırlığının üzerindedir ve çalışmanın kullandığı trim yaklaşımında hover için ilk aerodinamik fizibiliteyi sağlamaktadır.

İkinci rotor çözümü ne kadar daha küçük?

Konfigürasyon II:

• 2 koaksiyel rotor,
• rotor başına 4 pala,
• 5 m rotor yarıçapı,
• 0,60 m pala kord uzunluğu,
• 400 rpm,
• hesaplanan hover itişi: 2310 N.

Daha küçük rotor nedeniyle klasik profilin CFD sonuçları trim hesabını karşılamamış; CLF5605 kullanıldığında ise matematiksel gereksinimle daha iyi uyum elde edilmiştir. Konfigürasyon II için örnek CFD sonucunda trim hedefi 288,75 N ve simülasyon değeri 281,51 N olarak raporlanmıştır.

Verianla Live: Karşılaştırma yalnız kaynak çalışmada verilen rotor boyutlandırma sonuçlarına dayanır.

Koaksiyel rotorların birbirini etkilemesi hesaplandı mı?

Tam olarak değil. Güç hesaplarında iki rotorun %100 üst üste bindiği bir koaksiyel sistem için Dünya helikopter teorisinden alınan yaklaşık %20 güç kaybı varsayılmıştır.

Araştırmacılar bunun Mars koşullarında doğrudan doğrulanmış bir sonuç olmadığını ve gelecek çalışmada iki rotor arasındaki aerodinamik etkileşimin sayısal olarak incelenmesi gerektiğini açıkça belirtmektedir.

İki saat uçuş hedefi karşılandı mı?

Hayır. Çalışmanın tartışma ve sonuç bölümleri bu konuda açıktır. Mevcut konfigürasyonlarla iki saat kesintisiz uçuş garanti edilmemektedir.

En kritik parametrelerden biri bataryadır. Ön hesaplarda 200 kg batarya ayrılmış ve lityum-kükürt için 500 Wh/kg civarında gelecekteki bir enerji yoğunluğu varsayılmıştır. Buna rağmen hesaplanan havada kalış süresinin iki saat hedefini sağlamadığı bölgeler bulunmaktadır.

Batarya kütlesini artırmak teorik olarak enerji miktarını artırabilir; fakat bu kez toplam araç kütlesi yükselir, rotorun üretmesi gereken kaldırma ve gerekli güç de artar. Dolayısıyla problem yalnız daha büyük batarya eklemekle çözülebilecek kadar basit değildir.

Çalışmanın gerçekten kanıtladığı şey nedir?

Araştırma, 600 kg sınıfında insan ve yük taşıyan gerçek bir Mars helikopterinin hazır olduğunu kanıtlamamaktadır. Gösterdiği şey daha sınırlı ama mühendislik açısından önemlidir: kaynakta kullanılan atmosfer, kütle, aerodinamik ve teknoloji varsayımları altında koaksiyel büyük rotorların 600 kg sınıfındaki bir araç için hover kuvveti üretebileceği iki geometrik çözüm bulunabilmiştir.

Bunun bir ürüne dönüşmesi için rotor aerodinamiğinden çok daha fazla sistemin çözülmesi gerekir.

Hangi teknolojiler hâlâ eksik?

• Mars için özel ana rotor pala profili optimizasyonu,
• koaksiyel rotor–rotor aerodinamik etkileşiminin ayrıntılı CFD'si,
• pala mukavemeti ve aeroyapısal FSI optimizasyonu,
• rotor göbeği, mafsallar ve swashplate tasarımı,
• 330 kW sınıfı tahrik sisteminin Mars operasyonuna uygunlaştırılması,
• yüksek özgül enerjili ve düşük kütleli batarya sistemi,
• toz ve sıcaklık çevrimlerinin sistem ömrüne etkisi,
• pilot, yolcu ve kargo için güvenli yapı,
• aviyonik, navigasyon ve uçuş kontrol sistemleri,
• sağlık izleme ve uçuş verisi kayıt sistemi,
• Mars ortamında bakım ve uçuşa elverişlilik yönetimi.

Araştırmacılar sonraki aşamada rotor geometrisinin ayrıntılı optimizasyonunu ve tam araç konseptinin geliştirilmesini hedeflemekte; tam konseptin oluşturulmasını kendi proje tanımları içinde TRL 3'e ilerleme adımı olarak değerlendirmektedir.

Yöntem ve Bulgular

Araştırma tipi

Çalışma erken aşama kavramsal tasarım ve hesaplamalı fizibilite araştırmasıdır. Deneysel Mars uçuşu veya fiziksel insanlı prototip testi yapılmamıştır. Yöntem, daha önce Dünya helikopterleri için geliştirilmiş parametrik ana rotor tasarım ve optimizasyon araçlarının Mars atmosfer parametrelerine uyarlanmasına dayanmaktadır.

Başlangıç görev gereksinimleri

CFD doğrulama yaklaşımı

Parametrik pala modeli otomatik oluşturulan bir akış alanına yerleştirilmiştir. Pala boyunca değişen bağıl hız ve akış açısı matematiksel ifadelerle sınır şartlarına uygulanmıştır. Böylece tam rotor hesaplamasından önce tek pala üzerinden hover ve ileri uçuş davranışı incelenmiştir.

Ağ bağımsızlığı çalışmasında yaklaşık 700.000 elemanın üzerindeki modeller için sonuç değişimi ortalama yaklaşık %1,56 düzeyine düşmüştür. Simülasyonlarda düşük Reynolds sayılı akışı temsil etmek için düşük-Reynolds düzeltmeli k-ω SST yaklaşımı kullanılmıştır.

Konfigürasyon I sonuçları

Konfigürasyon II sonuçları

Kaynak içi hız / advance ratio tutarsızlığı

Konfigürasyon II'nin metin açıklamasında Şekil 18'in \( \mu=0{,}03 \) ve yaklaşık 25 km/sa çalışma noktasını temsil ettiği belirtilmektedir. Ancak Şekil 18'in kendi üzerinde \(u=0{,}07\) ve 50 km/sa etiketi bulunmaktadır. Kaynak hangi ifadenin doğru olduğunu ayrıca açıklamamaktadır.

Benzer biçimde Konfigürasyon I güç grafiğinde 25 km/sa seviyesinde kırmızı bir referans çizgisi vardır. Metin bu çizgiyi pala uç hızının oluşturduğu maksimum hız olarak tanımlamaktadır; ancak grafikte performans eğrileri 25 km/sa'nın oldukça üzerine devam etmekte ve çalışmanın önceki bölümünde aynı 25 km/sa değeri \( \mu=0{,}03 \) örnek analiz noktası olarak kullanılmaktadır. Bu nedenle 25 km/sa değeri bu Verianla metninde kesin araç maksimum hızı olarak sunulmamıştır.

Enerji sistemi sonucu

Kaynakta iki saatlik kesintisiz uçuş başlangıç tasarım gereksinimidir, elde edilmiş performans sonucu değildir. Güç, menzil ve havada kalış eğrileri mevcut batarya varsayımıyla iki saat gereksiniminin garanti edilmediğini göstermektedir.

Bu nedenle çalışmanın ilerlemesi için en kritik alanlardan biri enerji depolama teknolojisidir. Ancak batarya kütlesinin artırılması MTOW'u da artıracağı için rotor ve enerji sistemi birlikte yeniden optimize edilmelidir.

Teknoloji olgunluğu

Araştırmacılar mevcut çalışmayı kendi Manned Martian Rotorcraft Project'leri için TRL 2 düzeyine ulaşma kanıtı olarak tanımlamaktadır. Bu ifade, temel kavram ve uygulama fikrinin formüle edildiği erken araştırma aşamasını temsil etmek üzere yazarlar tarafından kullanılmıştır; fiziksel uçuş prototipinin doğrulanmış olduğu anlamına gelmez.

Kaynak ve Yöntem Notu

Tam özgün çalışma adı: Conceptual Study of a Manned European Martian Rotorcraft for Passenger and Cargo Transport in Future Mars Missions

Yazarlar ve özgün sıralama: Jakub Kocjan; Robert Rogólski; Stanisław Kachel; Łukasz Kiszkowiak.

Sorumlu yazar: Jakub Kocjan.

Eş katkı/eş birinci yazar: Kaynakta eş katkı veya eş birinci yazar beyanı bulunmamaktadır.

Kurum: Faculty of Mechatronics, Armament and Aerospace, Military University of Technology, Warsaw, Poland.

Dergi: Aerospace.

Yayınevi: MDPI, Basel, Switzerland.

Cilt / sayı / makale: 13 / 3 / 280.

DOI: 10.3390/aerospace13030280.

Yayın süreci: 28 Ocak 2026'da alınmış, 12 Mart 2026'da revize edilmiş, 14 Mart 2026'da kabul edilmiş ve 17 Mart 2026'da yayımlanmıştır.

Kaynak türü ve hakemlik durumu: Hakemli araştırma makalesidir. Bilimsel yöntem açısından kavramsal tasarım, analitik rotor boyutlandırması ve CFD tabanlı ön fizibilite çalışmasıdır.

Resmî bağlantı:https://doi.org/10.3390/aerospace13030280

Lisans: Creative Commons Attribution (CC BY) açık erişim lisansı.

Finansman: Çalışma Warsaw Military University of Technology bünyesindeki iki üniversite araştırma projesi tarafından finanse edilmiştir: UGB 531-000037-W200-22 ve UGB 531-000114-W200-22.

Veri erişilebilirliği: Araştırmacılar verilerin çalışmanın erken aşaması nedeniyle sorumlu yazardan talep üzerine temin edilebileceğini belirtmektedir.

Çıkar çatışması: Yazarlar çıkar çatışması bildirmemiştir.

Yapay zekâ ile hazırlanan kaynak görsel notu: Yazarlar kavramsal grafik hazırlığı sırasında Midjourney AU V7 kullandıklarını, çıktıları gözden geçirip düzenlediklerini ve yayın içeriğinin sorumluluğunu üstlendiklerini bildirmiştir. Bu nedenle özellikle Mars rotor aracı konseptini gösteren görseller fiziksel prototip fotoğrafı olarak yorumlanmamalıdır.

Bilimsel kapsam sınırı: Çalışma gerçek bir Mars uçuş deneyi, fiziksel insanlı prototip veya tamamlanmış araç tasarımı değildir. Rotor çapları, motor ve batarya kütleleri ile performans değerleri kavramsal tasarım varsayımlarına dayanmaktadır.

İki saat uçuş sınırı: En az iki saat sürekli uçuş tasarım gereksinimidir; araştırmacılar mevcut konfigürasyonlarla bu gereksinimin garanti edilmediğini açıkça belirtmektedir.

Koaksiyel rotor sınırı: İki rotorun tam aerodinamik etkileşimi bu aşamada yüksek doğruluklu koaksiyel rotor CFD'siyle doğrulanmamıştır. Güç hesabında %100 örtüşen rotorlar için yaklaşık %20 güç kaybı varsayılmıştır.

Atmosfer sınırı: Erken hesaplamalarda bazı Mars atmosfer parametreleri tipik veya sabit değer olarak kullanılmıştır. Gerçek görevde basınç, yoğunluk ve sıcaklığın irtifa, yüzey yüksekliği, konum ve yerel güneş zamanıyla değişeceği araştırmacılar tarafından kabul edilmektedir.

Kaynak içi atmosfer değeri notu: Ortalama sıcaklık metinde yaklaşık 210 K, Tablo 1'de tipik yüzey sıcaklığı 220 K olarak verilmektedir. Yerçekimi Tablo 1'de 3,7 m/s², araç ağırlığı hesabında 3,73 m/s² kullanılmıştır.

Kaynak içi hız notu: Konfigürasyon II için Şekil 18 açıklamasındaki µ = 0,03 / yaklaşık 25 km/sa ifadesi, şekil üzerindeki u = 0,07 / 50 km/sa etiketiyle uyuşmamaktadır. Ayrıca Konfigürasyon I'in 25 km/sa referans çizgisinin metinsel tanımı ile grafiğin gösterdiği daha yüksek hız aralığı arasında açıklanmamış bir belirsizlik bulunmaktadır.

TRL notu: TRL 2, yazarların kendi Manned Martian Rotorcraft Project çalışmalarına ilişkin değerlendirmesidir. Bağımsız bir uçuş sertifikasyonu veya operasyonel teknoloji doğrulaması olarak yorumlanmamalıdır.

Bu Verianla açıklamasındaki bilimsel yöntem, parametreler, CFD sonuçları ve tasarım çıkarımları yalnız incelenen çalışmaya dayanmaktadır. Dış doğrulama yalnız makale kimliği ve derginin yayın/hakemlik bilgisinin kontrolünde kullanılmış; çalışmaya dışarıdan yeni performans sonucu eklenmemiştir.