The aim of the thesis is to design a HALE UAV using both turbofan engine and solar energy in order to obtain 24 hours endurance with 550 lb payload capacity and 30000 ft service ceiling. During daytime, required power is obtained from solar panels. However, excess solar energy is used for charging the lithium-ion battery. It is assumed that turbofan engine is used only for climbing to the required altitude. During loiter, only solar energy and battery power are used.The design methodology consists of two main parts. In the first part, typical conceptual design methodology is used. Weight analysis, wing loading and thrust loading, required power analysis, aircraft performance analysis are performed. While performing the conceptual design, aircraft is assumed as only turbofan-powered aircraft. Due to long wingspan and large wing area, typical structural weight determination techniques are not suitable for the HALE UAV. Therefore, a new structural weight prediction model is used. In the second part of the thesis, solar energy and battery energy are examined in order to assess whether endurance and service ceiling requirements are satisfied. Solar radiation model is used for verification. Also a simulink model is constructed for examining the flight duration.It is considered that propulsion system consists of one or two small turbofan engines and four electric powered engines with one propeller each. Solar panel efficiency is assumed as 30% and 40%, in order to show the effects of cell efficiencies on flight endurance. Finally, endurance of the aircraft is predicted for four different times of the year.Key words: Aircraft conceptual design methodology, hybrid powered UAV, solar powered aircraft, continuous flight, HALE UAV, simulink.

Bu tezin amacı hem turbofan hem de güneş enerjisi ile çalışan yüksek irtifada (30000 ft), 24 saatten daha uzun süre havada kalabilen ve 550 lb faydalı yük taşıyabilen bir İHA tasarlamaktır. Gündüz güç sadece güneş panellerinden elde edilecektir. Bununla birlikte fazla olan güç lityum iyon pilleri şarj etmek için kullanılacaktır. Gereken yüksekliğe ulaşmak için sadece turbofan motoru kullanılacaktır. Turlama sırasında sadece güneş enerjisi ve pillerden gelen enerji kullanılacaktır.Tasarım metodu iki ana kısımdan oluşmaktadır. Birinci kısımda kavramsal tasarım metotları kullanılmıştır. Ağırlık analizi, kanat yükü, itki yükü, gerekli güç analizleri ve uçak performans analizleri tamamlanmıştır. Bu hesaplamalar sırasında uçağın yalnızca turbofan motoru kullanacağı varsayımı yapılmıştır. Klasik ağırlık hesaplama yöntemleri uzun kanat açıklığı ve büyük kanat alanı olan uçaklarda doğru sonuç vermemektedir, bu yüzden yeni bir yapısal ağırlık tahmin yöntemi kullanılmıştır. İkinci kısımda turlama sırasında güneş enerjisinin ve pil enerjisinin yeterliliği incelenmiştir. Güneş radyasyon modeli esas alınmıştır.İtki sisteminin bir veya iki turbofan motoru ve her biri bir pervaneli dört elektrik motorundan oluşacağı öngörülmektedir. Güneş panellerinin verimliliği 30% ve 40% olarak alınmıştır. Böylece güneş hücrelerinin olası gelişimlerinin uçuş zamanına olan etkileri gözlenebilmiştir. Son olarak yılın 4 farklı zamanında uçağın turlama süresi hesaplanmıştır.Anahtar Kelimeler: Uçak kavramsal tasarım yöntemi, hibrit itki sistemli uçak, güneş enerjili uçak, aralıksız uçuş, yüksek irtifa insansız hava aracı, simülasyon.