Radimir Y. Yanev ve Ingo Staack tarafından geliştirilen çalışma, elektrikli dikey kalkış ve iniş yapabilen hava araçlarının (electric vertical take-off and landing, eVTOL) kavramsal tasarımında çok sayıda farklı konfigürasyonu hızlı biçimde değerlendirebilmek için bütünleşik bir boyutlandırma ve performans analizi çerçevesi sunmaktadır. Yöntem; araç bileşenlerinin geometrik boyutlandırılmasını, uçuş görevinin analizini, bataryanın güç ve enerji gereksinimine göre boyutlandırılmasını ve bileşen tabanlı kütle tahminini aynı iteratif döngü içinde birleştirmektedir. Doğrulama sonuçlarında rotor/propeller katılığı için ortalama mutlak yüzde hata %7,5, hover gücü için %8,0 olarak bulunmuş; batarya deşarj modeli deneysel verilerle karşılaştırıldığında yeni hücrenin deşarj derinliğinde yaklaşık %5, kullanım ömrü sonu koşulunda ise %1'in altında sapma göstermiştir. NASA referans tasarımlarıyla yapılan araç düzeyi karşılaştırmada maksimum kalkış kütlesi sapması Quadrotor için %0,6, Lift + Cruise için %3,2 düzeyindedir.

Çalışmanın temel mesajı, düşük doğruluk seviyeli ancak fiziksel ilişkileri koruyan bir modelleme yaklaşımının erken eVTOL tasarım uzayını hızlı biçimde daraltmak için kullanılabileceğidir. Bununla birlikte yöntem nihai aerodinamik tasarım, ayrıntılı yapısal doğrulama, sertifikasyon veya gerçek uçuş performansı için geliştirilmemiştir. Propeller modeli tip kayıpları, düzgün olmayan akış, rotor-kanat ve rotor-rotor etkileşimleri gibi yüksek mertebeden aerodinamik etkileri ayrıntılı olarak çözmemekte; batarya modeli ise sıcaklık, yaşlanma, hücre dengeleme ve bozunma mekanizmalarını doğrudan modellememektedir.

Çalışmanın eVTOL tasarımı açısından önemli yönlerinden biri, sadece toplam batarya enerjisine bakmamasıdır. Dikey kalkış, geçiş uçuşu ve iniş gibi yüksek güç isteyen bölümler ile seyir uçuşunun enerji gereksinimleri aynı görev profili içinde hesaplanmaktadır. Özellikle iniş aşamasında bataryanın şarj durumu düşmüşken yeniden yüksek güç istenmesi, batarya boyutlandırmasının yalnız Wh/kg üzerinden yapılmasının yeterli olmayabileceğini göstermektedir.

eVTOL tasarımındaki temel problem nedir?

Dağıtılmış elektrikli tahrik sistemleri, klasik helikopter veya sabit kanatlı uçaklara göre çok daha geniş bir konfigürasyon uzayı oluşturmaktadır. Bir eVTOL tasarımında rotor sayısı, rotor çapı, kanat geometrisi, dikey uçuş ve seyir için ayrı veya ortak tahrik elemanlarının kullanılması, batarya büyüklüğü, motor gücü, görev menzili ve iniş alanı boyutu birbirinden bağımsız değildir. Örneğin daha küçük rotorlar aracın yer kaplama alanını azaltabilir; ancak disk yükünü yükselterek hover gücünü artırabilir. Daha yüksek hover gücü daha büyük motor ve batarya gerektirebilir; artan batarya kütlesi ise tekrar toplam kalkış kütlesini yükseltebilir.

Çalışmanın geliştirdiği çerçeve tam olarak bu geri beslemeli tasarım problemini ele almaktadır. Araç tek seferde sabit parametrelerle hesaplanmamakta; maksimum kalkış kütlesi (MTOM) ve gerekli batarya kapasitesi yakınsayana kadar bileşen boyutlandırma, görev analizi, batarya boyutlandırma ve kütle tahmini tekrar edilmektedir.

Propeller boyutlandırması neden tasarımın merkezinde?

Dikey uçuş yapan bir eVTOL'de rotor veya kaldırma propellerlerinin disk yükü, hover sırasında gereken gücü doğrudan etkileyen temel değişkenlerden biridir. Çalışmada her VTOL propelleri için tasarım itkisi maksimum kalkış kütlesi, yerçekimi ivmesi, propeller sayısı ve %10 manevra payı kullanılarak belirlenmektedir:

\[ T_{\mathrm{prop,des}} = \frac{k_{\mathrm{maneuver}}\,m_{\mathrm{MTO}}\,g} {N_{\mathrm{prop,VTOL}}} \]

Burada \(T_{\mathrm{prop,des}}\) tek bir VTOL propellerinin tasarım itkisidir; \(k_{\mathrm{maneuver}}\) manevra payını, \(m_{\mathrm{MTO}}\) maksimum kalkış kütlesini, \(g\) yerçekimi ivmesini ve \(N_{\mathrm{prop,VTOL}}\) dikey uçuşta kullanılan propeller sayısını ifade eder.

Propeller yarıçapı mümkün olduğunca büyük seçilmekte, ancak iniş alanının geometrik sınırları ile propellerler arasındaki gerekli boşluk bu büyüklüğü sınırlamaktadır. Bu yaklaşımın amacı disk yükünü ve dolayısıyla hover için gereken indüklenmiş gücü azaltmaktır.

Propeller gücü ise indüklenmiş güç ile profil gücünün toplamı olarak modellenmektedir:

\[ P_{\mathrm{prop}} = \kappa T(v_i + V_z) + \rho A_d(\omega R)^3 C_{P0} \]

Bu denklemde \(\kappa\) indüklenmiş güç düzeltme katsayısı, \(T\) itki, \(v_i\) indüklenmiş hız, \(V_z\) disk ekseni doğrultusundaki akış hızı, \(\rho\) hava yoğunluğu, \(A_d\) disk alanı, \(\omega\) açısal hız, \(R\) propeller yarıçapı ve \(C_{P0}\) profil güç katsayısıdır. Çalışmanın modeli kavramsal tasarıma yöneliktir; tip kaybı, rotor-rotor etkileşimi, rotor-kanat etkileşimi, düzgün olmayan inflow ve geçiş uçuşundaki zamana bağlı aerodinamik etkiler doğrudan çözülmemektedir.

Kanat ve gövde tasarımı nasıl sisteme bağlanıyor?

Kanatlı eVTOL konfigürasyonlarında kanat, seyir uçuşuna göre optimize edilmektedir. Çalışmada kanat açıklığı iniş alanı geometrisiyle sınırlandırılır; kanat alanı, aspect ratio ve seyir kaldırma katsayısı ise aerodinamik sürükleme ile yapısal kütle arasındaki dengeye göre belirlenmektedir. Daha küçük kanat alanı ve daha yüksek aspect ratio aerodinamik verimi artırabilse de yapısal kütleyi yükseltebildiği için tek başına maksimum aerodinamik verim hedeflenmemektedir.

Arka gövde ve kuyruk tasarımı da ayrı bir kısıtlı optimizasyon problemi olarak ele alınmaktadır. Amaç arka gövdenin toplam ıslak alanını azaltırken yatay ve dikey kuyruk hacim katsayılarını, kuyruk konumunu, geometrik yakınsamayı ve kuyruk aspect ratio sınırlarını sağlamaktır.

Batarya yalnız enerji kapasitesine göre boyutlandırılmıyor

Çerçevenin ayırt edici yönlerinden biri, bataryayı yalnızca belirli bir Wh/kg enerji yoğunluğuyla temsil etmemesidir. Görev boyunca her kontrol noktasında gerekli elektrik gücü hücrelere dağıtılmakta; hücre açık devre gerilimi, yük altındaki gerilim ve iç direnç üzerinden akım iteratif olarak çözülmektedir:

\[ I = \frac{P_{\mathrm{demand,cell}}}{V_{\mathrm{UL}}}, \qquad V_{\mathrm{UL}} = V_{\mathrm{OC}} - R_{\mathrm{tot}} I \]

Burada \(I\) hücre akımı, \(P_{\mathrm{demand,cell}}\) hücre başına güç talebi, \(V_{\mathrm{UL}}\) yük altındaki hücre gerilimi, \(V_{\mathrm{OC}}\) açık devre gerilimi ve \(R_{\mathrm{tot}}\) hücrenin toplam iç direncidir.

Şarj durumu Coulomb sayımı ile görev boyunca güncellenmektedir:

\[ SOC_{i+1} = SOC_i - \frac{I_i\Delta t_i}{C_{\mathrm{act}}} \]

\(SOC_i\) mevcut şarj durumunu, \(I_i\) akımı, \(\Delta t_i\) zaman adımını ve \(C_{\mathrm{act}}\) etkin kullanılabilir hücre kapasitesini ifade eder. Batarya boyutu hem görev sonunda istenen SOC değerini hem de maksimum C-rate ile belirlenen güç sınırını sağlayana kadar iteratif olarak artırılır veya azaltılır.

Kütle hesabı neden geri beslemeli?

Toplam araç kütlesi tek bir tarihsel kütle oranıyla hesaplanmak yerine bileşenlerin toplamı olarak oluşturulmaktadır:

\[ m_{\mathrm{total}} = \sum_{i=1}^{N}m_i \]

Bu toplam; kanat, gövde, kuyruk, pylon ve iniş takımı gibi yapısal elemanları; propeller, elektrik motoru ve güç elektroniğini; uçuş kontrolü, aviyonik ve çevresel kontrol sistemlerini; yolcu ve bagaj yükünü; ayrıca batarya hücreleri ile paketleme ek kütlesini içerir. Batarya büyüdüğünde araç ağırlaşmakta, ağırlaşan araç daha fazla itki ve güç gerektirmekte, bu da batarya ve motor boyutunu tekrar etkileyebilmektedir. İteratif çözüm bu bağımlılığı kapatmaktadır.

Çalışmanın Yöntemi ve Bulguları

Doğrulama üç farklı düzeyde yapıldı

Yazarlar çerçeveyi tek bir araç örneği üzerinden doğrulamak yerine üç ayrı seviyede sınamıştır. İlk olarak propeller boyutlandırma ve hover performans modeli gerçek helikopter rotorları ve NASA'nın eVTOL referans propellerleriyle karşılaştırılmıştır. İkinci olarak batarya deşarj modeli eVTOL görev profilleri altında ölçülmüş deneysel hücre verileriyle test edilmiştir. Son olarak bütün araç boyutlandırma döngüsü NASA'nın NDARC tabanlı Urban Air Mobility referans araçlarıyla karşılaştırılmıştır.

Propeller doğrulama veri seti

Rotor veri setinde MBB Bo 105, Eurocopter EC 135, Aérospatiale SA 365N Dauphin ve Sikorsky UH-60A Black Hawk gibi konvansiyonel helikopterlerin yanı sıra NASA'nın çeşitli rotorcraft ve powered-lift eVTOL konseptleri yer almıştır. Veri setindeki rotor çapları 2,23 m ile 16,36 m, hover itkileri 3,8 kN ile 73,6 kN, hover güçleri ise 54 kW ile 1569 kW arasında değişmektedir. Böylece model yalnız tek bir ölçeğe göre değil, belirgin biçimde farklı disk yüklerine ve rotor boyutlarına sahip araçlarda sınanmıştır.

Hesaplanan rotor solidity değerlerinin referanslara göre ortalama mutlak yüzde hatası %7,5, blade loading için ise %7,14 olarak raporlanmıştır. Hover güç hesabında ortalama mutlak yüzde hata %8,0'dır. Model düşük disk yüküne sahip bazı helikopter rotorlarında solidity ve hover gücünü düşük, yüksek disk yüklü bazı dağıtılmış tahrik sistemlerinde ise yüksek tahmin etme eğilimi göstermiştir.

Batarya modeli gerçek hücre deneyleriyle nasıl karşılaştırıldı?

Batarya doğrulamasında Sony-Murata 18650 VTC-6 lityum iyon hücreleri için yayımlanmış deneysel veri seti kullanılmıştır. Hücrenin nominal kapasitesi 3200 mAh, nominal gerilimi 3,6 V ve çalışmada verilen özgül enerjisi yaklaşık 230 Wh/kg'dır. Seçilen VAH02 görev profili 75 saniye boyunca 54 W kalkış yükü, 1000 saniye boyunca 16 W seyir yükü ve 105 saniye boyunca yeniden 54 W iniş yükünden oluşmaktadır.

Yeni hücre deneyinde şarj durumu yaklaşık %100'den %36'ya inerken model yaklaşık %38 son SOC öngörmüş ve yazarlar bu farkı yaklaşık %5 sapma olarak değerlendirmiştir. Kullanım ömrü sonu koşulunda deney yaklaşık %82'den %13 SOC'ye inerken model sonuçlarının sapması %1'in altında kalmıştır.

Bununla birlikte gerçek hücre yaşlanması model içinde fiziksel olarak simüle edilmemiştir. Çalışmada kullanım ömrü sonu bataryasını temsil etmek için başlangıç SOC'sinin yaklaşık %80'e düşürülmesi bir vekil yaklaşım olarak kullanılmıştır. Bu nedenle sonuç, ayrıntılı batarya yaşlanma modelinin doğrulandığı anlamına gelmemektedir.

En büyük anlık fark, görev sonundaki düşük SOC ve yüksek güç gerektiren iniş aşamasında görülmüştür. Modelin anlık akım/C-rate tahminindeki maksimum sapma bu bölgede yaklaşık %15'e çıkmaktadır. Yazarlar bu farkın kısa süreli olduğunu ve toplam deşarj edilen enerji üzerindeki etkisinin sınırlı kaldığını belirtmektedir.

NASA referans araçlarıyla araç düzeyi doğrulama

Genel boyutlandırma doğrulamasında iki araç ele alınmıştır. İlk araç dört büyük kaldırma rotoruna sahip kanatsız bir Quadrotor, ikincisi sekiz dağıtılmış lift-propeller ve seyir için ayrı bir pusher propeller kullanan kanatlı Lift + Cruise konfigürasyonudur.

Doğrulama görevi altı yolcunun taşınmasına göre tanımlanmıştır. Tasarım yükü yaklaşık 540 kg'dır. Görev iki uçuş bacağından oluşmakta; çalışmada her bacak 37,5 deniz mili, yani yaklaşık 70 km olarak tanımlanmakta ve ayrıca 20 dakikalık seyir gücü rezervi kullanılmaktadır. Batarya için paket seviyesinde etkin gravimetrik enerji yoğunluğu 400 Wh/kg ve %80 kullanılabilir deşarj aralığı kabul edilmiştir.

Quadrotor için hesaplanan maksimum kalkış kütlesi 2957 kg, NASA referans değeri 2939 kg'dır; kaynak bu sapmayı %0,6 olarak vermektedir. Lift + Cruise için değerler sırasıyla 3843 kg ve 3724 kg, raporlanan fark ise %3,2'dir. Boş kütle sapmaları Quadrotor için %1,1, Lift + Cruise için %4,0 olarak bildirilmiştir.

Kaynak içi sayısal tutarsızlık: Tablo 6'da Lift + Cruise MTOM değerleri 3724 kg ve 3843 kg olarak verilmesine rağmen takip eden açıklama paragrafında mutlak fark “79 kg” olarak yazılmıştır. Aynı paragraf %3,2 değerini korumaktadır. Bu nedenle mutlak fark ifadesi kaynak içinde kendi tablo değerleriyle tutarlı değildir.

Enerji depolama neden toplam kütlenin en büyük kalemi?

Modelin kütle dağılımında enerji depolama Quadrotor MTOM'unun yaklaşık %31,9'unu, Lift + Cruise aracının ise yaklaşık %29,4'ünü oluşturmaktadır. Yapısal kütle her iki araçta toplam kütlenin yaklaşık dörtte biri düzeyindedir. Lift + Cruise tasarımında tahrik sistemi kütlesinin payı Quadrotor'a göre çok daha yüksektir.

Çalışmanın açıklamasına göre bu farkın önemli nedenlerinden biri Lift + Cruise aracının daha yüksek disk yüküne sahip olmasıdır. Quadrotor'un büyük rotorları daha düşük disk yüküyle çalışırken Lift + Cruise konfigürasyonunun sekiz küçük kaldırma propelleri dikey uçuşta çok daha yüksek güç gerektirmektedir.

Lift + Cruise konfigürasyonunun hesaplanan hover gücü yaklaşık 932 kW iken Quadrotor için bu değer yaklaşık 381 kW'dır. Buna karşın seyir uçuşunda iki aracın hesaplanan güçleri birbirine yaklaşmakta; Quadrotor yaklaşık 268 kW, Lift + Cruise yaklaşık 273 kW gerektirmektedir. Çalışma bu farkı kanatlı aracın seyirde daha yüksek aerodinamik veriminden kaynaklanan bir tasarım değiş tokuşu olarak açıklamaktadır.

Etkin kaldırma/sürükleme göstergesi \(WV/P\) Quadrotor için hesaplanan araçta 5,4, Lift + Cruise için 8,1'dir. Dolayısıyla kanatlı konfigürasyon seyirde daha avantajlı görünürken dikey uçuş sırasında daha yüksek güç gereksinimi taşımaktadır.

Batarya üzerindeki en ağır yük hangi uçuş aşamalarında oluşuyor?

Görev boyunca en yüksek C-rate değerleri hover ve tırmanış gibi yüksek güç isteyen dikey uçuş segmentlerinde oluşmuştur. Lift + Cruise aracında ilk kalkış hover'ında yaklaşık %95 SOC düzeyinde C-rate yaklaşık 1,9 iken, ikinci uçuş bacağının sonundaki inişte SOC yaklaşık %35'e düştüğünde aynı yüksek güç talebi için C-rate yaklaşık 2,2'ye yükselmiştir. En yüksek değer geçiş tırmanışında yaklaşık 2,5 olarak hesaplanmıştır. Seyirde ise C-rate çoğunlukla 0,6–0,7 aralığındadır.

Quadrotor'un batarya yükü görev boyunca daha dengelidir. Hover sırasında C-rate yaklaşık 1,0, tırmanışta en fazla yaklaşık 1,2 ve seyirde yaklaşık 0,6–0,7 düzeyindedir.

Batarya verimi Quadrotor için çoğu görev boyunca yaklaşık %98–99 aralığında kalmıştır. Lift + Cruise aracında yüksek güçlü dikey uçuş bölümlerinde yaklaşık %96'ya düşerken seyirde yaklaşık %98 düzeyindedir. Modelde SOC azaldıkça iç direnç kayıplarının göreli etkisi büyüdüğü için aynı güç talebinde verim de düşmektedir.

Çalışmanın desteklediği sonuçlar

• Düşük hesaplama maliyetli, bileşen tabanlı ve iteratif bir yöntem erken aşama eVTOL konfigürasyon karşılaştırmaları için uygulanabilir sonuçlar üretebilmektedir.
• Propeller boyutlandırma modeli incelenen referans setinde rotor solidity ve hover gücünün genel eğilimlerini yaklaşık %8 düzeyindeki ortalama mutlak yüzde hatayla yakalamaktadır.
• Basitleştirilmiş eşdeğer devre batarya modeli, kullanılan deneysel VTC-6 veri setinde SOC gelişimini kavramsal boyutlandırma açısından yakın biçimde yeniden üretmektedir.
• Quadrotor ve Lift + Cruise araçlarının üst düzey MTOM ve boş kütle sonuçları NASA NDARC referanslarına birkaç yüzde puanı düzeyinde yaklaşmaktadır.
• Lift + Cruise konfigürasyonu seyirde daha aerodinamik verimli olmasına rağmen yüksek disk yükü nedeniyle dikey uçuşta Quadrotor'dan belirgin biçimde daha fazla güç gerektirmektedir.
• eVTOL batarya boyutlandırmasında toplam enerji kadar görev sonundaki düşük SOC koşulunda karşılanması gereken yüksek anlık güç de önemlidir.

Çalışmanın desteklemediği veya doğrudan test etmediği sonuçlar

• Çerçevenin sonuçları üretime hazır veya sertifikasyona hazır nihai bir eVTOL tasarımı olarak yorumlanamaz.
• Gerçek prototip uçuş testi veya gerçek şehir içi eVTOL operasyonu gerçekleştirilmemiştir.
• Propeller modelinde tip kayıpları, rotor-rotor etkileşimi, rotor-kanat etkileşimi ve geçiş uçuşunun ayrıntılı zamana bağlı aerodinamiği çözülmemektedir.
• Batarya sıcaklığı, gerçek yaşlanma mekanizmaları, hücre dengeleme ve degradasyon doğrudan modellenmemektedir.
• Gürültü, sertifikasyon güvenliği, ayrıntılı uçuş dinamiği ve kontrol türevleri bütünsel olarak doğrulanmamıştır.
• Çalışma Türkiye'ye özgü hava sahası, vertiport, altyapı, maliyet veya operasyon verisi içermediğinden Türkiye için ticari veya operasyonel uygunluk sonucu çıkarmaz.

Kaynak ve Yöntem Notu

Kaynak türü ve yayın durumu: Bu çalışma hakemli bir araştırma/modelleme makalesidir. Aerospace dergisinde 2026 yılında, cilt 13, sayı 7, makale 566 olarak yayımlanmıştır. Preprint değildir.

Özgün çalışma: Radimir Y. Yanev ve Ingo Staack, “Framework for Rapid eVTOL Aircraft Configuration Design: Methodology and Verification”. DOI: 10.3390/aerospace13070566.

Sorumlu yazar: Radimir Y. Yanev.

Kurum: Institute of Aircraft Design and Lightweight Structures, Technische Universität Braunschweig, 38108 Braunschweig, Almanya.

Yöntem sınıfı: Çalışma düşük doğruluk seviyeli, fizik-temelli ve yarı ampirik alt modelleri bütünleştiren kavramsal uçak tasarım ve doğrulama çalışmasıdır. Propeller modeli momentum teorisi ve basitleştirilmiş blade-element yaklaşımını; batarya modeli eşdeğer elektrik devresini; yapı ve sistem kütleleri ise fizik-temelli ve yarı ampirik kütle tahmin yöntemlerinin birleşimini kullanmaktadır.

Doğrulama: Propeller modeli geleneksel helikopter rotorları ve NASA eVTOL tasarımlarıyla; batarya modeli deneysel Sony-Murata VTC-6 hücre verileriyle; bütün araç boyutlandırması ise NASA UAM referans Quadrotor ve Lift + Cruise araçlarının NDARC sonuçlarıyla karşılaştırılmıştır.

Ana sınırlılık: Çerçevenin amacı nihai araç sertifikasyonu veya yüksek doğruluklu uçuş fiziği analizi değil, kavramsal tasarım uzayının hızlı biçimde taranmasıdır. Aerodinamik etkileşimler, batarya termal ve yaşlanma süreçleri ve bazı sistem düzeyi ayrıntılar basitleştirilmiştir.

Kaynak içi tutarsızlık notu: Kaynağın Tablo 6'sında Lift + Cruise MTOM değerleri 3724 kg ve 3843 kg olarak verilmekte, ancak takip eden paragrafta fark 79 kg olarak ifade edilmektedir. Aynı metin %3,2 sapma bildirmektedir. Bu sayısal uyumsuzluk kaynakta mevcut olduğu için sessizce düzeltilmemiştir.

Finansman: Çalışma Alman Federal Ekonomi ve Enerji Bakanlığı kapsamındaki Alman Havacılık Araştırma Programı içinde PEANUT ve AIRDRIVE projeleri tarafından desteklenmiştir. Açık erişim yayın ücreti Technische Universität Braunschweig açık erişim fonları tarafından karşılanmıştır.

Veri erişilebilirliği: Yazarlar çalışmada sunulan nihai verilerin sorumlu yazardan talep üzerine edinilebileceğini bildirmektedir.

Çıkar çatışması: Yazarlar çıkar çatışması bildirmemiştir.

Yapay zekâ kullanım beyanı: Yazarlar makalenin hazırlanması sırasında ChatGPT GPT-5.3 Instant'ı dil iyileştirme ve grafik üretiminde kullanılan kodun geliştirilmesi için kullandıklarını; çıktıları kendilerinin gözden geçirip düzenlediklerini ve yayın içeriğinin sorumluluğunu üstlendiklerini açıklamıştır. Bu beyan bilimsel doğrulama yöntemi değil, yazarların yayın sürecine ilişkin şeffaflık açıklamasıdır.

Lisans: Makale Creative Commons Attribution (CC BY) lisansı altında açık erişim olarak yayımlanmıştır.

Resmî kaynak: https://doi.org/10.3390/aerospace13070566