Integrated CFD-based reduced-order modeling for ice accretion and aerodynamic performance predictions

Bütünleşik CFD tabanli indirgenmiş dereceli model ile buz birikimi ve aerodinamik performans tahmini

Tez No: 1001616
Yazar: ÖMER AKBAL
Danışmanlar: PROF. DR. METİN ORHAN KAYA
Tez Türü: Doktora
Konular: Uçak Mühendisliği, Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Aeronautical Engineering
Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
Yıl: 2026
Dil: İngilizce
Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.

Özet

Uçaklarda buzlanma, uçuş güvenliğini ve operasyonel verimliliği tehdit eden havacılıkta kritik tehlikelerden biridir. Kanatlar, kuyruk ve kontrol yüzeyleri gibi aerodinamik yüzeylerde buz birikmesi, aerodinamik performansta ciddi bozulmalara yol açmaktadır. Özellikle buz birikimi, yüzey pürüzlülüğünü artırmakta ve kanat profili geometrisini değiştirerek akış yapısını olumsuz yönde etkilemektedir. Uçuş güvenliği; hava aracı tasarımı, sertifikasyon süreçleri ve operasyonel uygulamalar açısından temel bir öncelik olarak kabul edilmekte ve uluslararası havacılık otoriteleri (FAA, EASA vb.) tarafından belirlenen regülasyonlar çerçevesinde zorunlu bir gereklilik olarak ele alınmaktadır. Bu bağlamda, uçuş esnasında buzlanma; hava aracı performansını ve kontrol edilebilirliğini doğrudan etkileyen ve dolayısıyla operasyonel emniyeti tehdit eden başlıca risk unsurlarından biri olarak öne çıkmaktadır. Uçak yüzeylerinde oluşan buz birikimi; taşıma kuvvetinde azalma, sürükleme kuvvetinde artış ve yunuslama momenti karakteristiklerinde olumsuz değişimlere neden olmakta, özellikle yaklaşma ve iniş gibi düşük hız rejimlerinde kritik uçuş koşullarını tetikleyebilmektedir. Bu nedenle, uçak tasarım sürecinde ve sertifikasyon aşamalarında buzlanma etkilerinin doğru ve güvenilir biçimde değerlendirilmesi büyük önem taşımaktadır. Bu düzenlemelere uyum sağlamak amacıyla, uçak tasarımcıları ve üreticileri uçağın aerodinamik performansını çeşitli buzlanma koşulları altında göstermek zorundadır. Geleneksel olarak bu süreç; uçuş testleri, buzlanma rüzgar tüneli deneyleri ve sayısal simülasyon yöntemlerinin bir kombinasyonunu içermektedir. Uçuş testleri ve rüzgar tüneli deneyleri en gerçekçi verileri sağlamakla birlikte, yüksek maliyetli ve zaman alıcı olmaları ve tesis kısıtlamaları nedeniyle sınırlı sayıda gerçekleştirilebilmektedir. Bu durum, sayısal simülasyon araçlarını tasarım, sertifikasyon ve operasyonel değerlendirme süreçlerinde mümkün hale getirmiştir. Son yıllarda, Yüksek doğruluklu Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) simülasyonları, buz birikiminin ve buna bağlı aerodinamik etkilerin tahmin edilmesinde güvenilir araçlar olarak kabul edilmektedir. Ancak buzlanma problemleri; akış alanı çözümü, damlacık yörüngeleri, yüzey ısı dengesi ve faz değişimlerini içeren karmaşık ve çoklu fizik (multi-physics) süreçler barındırmaktadır. Bu denklemlerin geniş bir uçuş koşulları zarfında çözülmesi, önemli miktarda hesaplama kaynağı ve zaman gerektirmekte; bu da yüksek doğruluklu HAD yöntemlerini hızlı analizler, kapsamlı parametrik çalışmalar ve gerçek zamanlı mühendislik uygulamaları için pratik olmaktan uzaklaştırmaktadır. Uçaklarda buzlanma genellikle üç temel buz türü altında sınıflandırılmaktadır: karsı buz (rime ice), camsı buz (glaze ice) ve karışık buz (mixed ice). Karsı buz, genellikle düşük sıcaklıklarda ve küçük damlacık çaplarında oluşmakta ve daha düzgün, görece pürüzsüz yüzeyler meydana getirmektedir. Camsı buz ise donma noktasına yakın sıcaklıklarda ve daha büyük damlacıkların bulunduğu koşullarda oluşmakta; yüzey üzerinde düzensiz, geriye akan suyun donmasıyla oluşan boynuz benzeri geometriler oluşturarak aerodinamik performans üzerinde daha kritik etkilere neden olmaktadır. Karışık buz ise bu iki buz türünün özelliklerini birlikte barındıran geçiş durumlarını temsil etmektedir. Her bir buz türünün hava aracı aerodinamiği üzerindeki etkilerinin farklılık göstermesi, buzlanma etkilerinin doğru şekilde sınıflandırılmasını ve modellenmesini zorunlu kılmaktadır. Bu tez çalışmasında, uçuş sırasında meydana gelen buz birikiminin ve buna bağlı aerodinamik performans kayıplarının hızlı ve doğru biçimde tahmin edilmesine yönelik bütünleşik bir indirgenmiş dereceli model (ROM) çerçevesi geliştirilmiştir. Çalışmanın temel amacı, yüksek doğruluklu HAD simülasyonlarının sunduğu fizik temelli güvenilirliği, hızlı mühendislik analizleri için gerekli olan hesaplama verimliliği ile bir araya getirerek iki yaklaşım arasındaki boşluğu doldurmaktır. Önerilen çerçeve, fizik tabanlı HAD simülasyonlarını gelişmiş veriye dayalı model indirgeme teknikleri ile modüler ve genişletilebilir bir yapı içerisinde birleştirmektedir. Geliştirilen ROM çerçevesi dört ana bileşenden oluşmaktadır: (i) temiz konfigürasyonlar için temel aerodinamik tahmin modeli, (ii) makine öğrenmesi tabanlı buz türü sınıflandırma modeli, (iii) buz şekli tahmini için özelleştirilmiş indirgenmiş dereceli modeller ve (iv) buzlanmaya bağlı aerodinamik performans kaybı tahmin modeli. Bu bütünleşik yapı sayesinde, hem temiz hem de buzlanmış konfigürasyonlar için aerodinamik katsayıların tutarlı ve hızlı biçimde elde edilmesi amaçlanmaktadır. Önerilen çerçevenin temeli, yüksek doğruluklu HAD simülasyonları kullanılarak oluşturulan kapsamlı bir veri setine dayanmaktadır. Buz birikiminin karmaşık fiziksel süreçlerini simüle etmek amacıyla FENSAP-ICE çözücüsü kullanılmış ve simülasyon sürecinde çok adımlı (multi-shot) bir yaklaşım benimsenmiştir. Bu yaklaşımda akış alanı çözümü gerçekleştirilmekte, damlacık çarpması hesaplanmakta, yüzey üzerinde buz büyümesi modellenmekte ve hesaplama ağı (mesh) yeni geometriye uyum sağlayacak şekilde güncellenmektedir. Bu döngü, gerçekçi buz birikimi süreçlerinin yakalanabilmesi amacıyla tekrarlanmakta ve ROM eğitiminde kullanılan verilerin problemin temel fiziğini doğru şekilde temsil etmesi sağlanmaktadır. Bu çalışmanın katkılarından biri, Proper Orthogonal Decomposition (POD) ve Kriging interpolasyonu kombinasyonuna dayalı kapsamlı bir ROM stratejisinin geliştirilmesidir. POD yöntemi, akış alanı değişkenleri ve buz geometrilerinden elde edilen anlık görüntü (snapshot) matrislerinden baskın enerji modlarının çıkarılması için kullanılmıştır. Aerodinamik tahmin modülünde, yüzey basıncı ve duvar kayma gerilmesi dağılımlarından elde edilen POD modları kullanılarak taşıma, sürükleme ve moment katsayıları hesaplanmıştır. Model doğruluğu, LOOCV yöntemi ile değerlendirilmiş; hata metrikleri olarak RMSE ve R2 kullanılmıştır. POD yönteminin buz birikimi problemlerine uygulanması, buz büyümesi sırasında ağ topolojisinin değişmesi nedeniyle belirli zorluklar içermektedir. Bu zorluğun üstesinden gelmek ve ROM eğitiminde tutarlı bir veri yapısı elde edebilmek amacıyla, buz kalınlığına dayalı bir yeniden dağıtım yöntemi geliştirilmiştir. Bu yöntem sayesinde, farklı buzlanma durumları ortak bir yüzey ağ yapısı üzerinde temsil edilerek POD tabanlı indirgeme sürecinin etkin bir şekilde uygulanması mümkün kılınmıştır. Ayrıca, buzlanma fiziğinin doğrusal olmayan yapısını daha iyi temsil edebilmek için, buzlanma koşullarına bağlı olarak uygun yerel modelin seçilmesini sağlayan bir sınıflandırma algoritması sisteme entegre edilmiştir. Modelin güveninirliği ve tasarım uzayının yeterli biçimde kapsanmasını sağlamak amacıyla sıralı bir örnekleme stratejisi benimsenmiştir. Başlangıç aşamasında, parametre uzayı Latin Hypercube Sampling (LHS) yöntemi kullanılarak doldurulmuş; LOOCVV analizleri ile yüksek tahmin hatasına sahip bölgeler belirlenmiştir. Özellikle karsı ve camsı buz arasındaki doğrusal olmayan geçiş bölgelerinde ek örnekleme yapılması, model doğruluğunun tüm buzlanma zarfı boyunca artırılmasına katkı sağlamıştır. Önerilen çerçeve ilk olarak iki boyutlu NACA 0012 kanat profili üzerinde geliştirilmiş ve doğrulanmıştır. Bu vaka, yöntemin doğrulanması için kontrollü bir test ortamı sunmuştur. Elde edilen sonuçlar, ROM'un geniş bir buzlanma zarfı boyunca buz şekillerini, aerodinamik katsayıları ve performans kayıplarını yüksek doğrulukla yeniden üretebildiğini göstermektedir. Model, özellikle tutunma kaybı (stall) öncesi rejimdeki aerodinamik karakteristikleri yakalama konusunda başarılı bir performans sergilemiştir. Yöntemin ölçeklenebilirliğini değerlendirmek amacıyla, geliştirilen metodoloji daha sonra temsili bir üç boyutlu uçak konfigürasyonu olan NASA CRM üzerine uygulanmıştır. İki boyutlu durumdan üç boyutlu konfigürasyona geçiş, açıklık boyunca değişen akış yapıları, ok açısı etkileri ve buzlanma karakteristikleri gibi ek karmaşıklıkları beraberinde getirmiştir. Buna rağmen, elde edilen üç boyutlu sonuçlar, önerilen çerçevenin temel konfigürasyon ve buzlanma aerodinamik performans kayıplarını etkili biçimde yakalayabildiğini göstermiştir. İki boyutlu kanat profili uygulaması üzerinde gerçekleştirilen detaylı hesaplama verimliliği analizi, geliştirilen ROM çerçevesinin potansiyelini açıkça ortaya koymaktadır. Ön hesaplama (offline) aşaması yüksek hesaplama maliyetine sahip HAD simülasyonlarını içermekle birlikte, bu maliyet tek seferliktir. Model eğitimi tamamlandıktan sonra gerçekleştirilen anlık tahmin (online) aşaması ise son derece hızlıdır. ROM, standart bir iş istasyonunda vaka başına bir saniyeden daha kısa sürede tam buz şekli ve aerodinamik performans tahminleri sağlayabilmektedir. Bu süre, eşdeğer tam dereceli HAD simülasyonları için gereken saatler mertebesindeki hesaplama süreleriyle karşılaştırıldığında çok önemli bir hızlanmaya karşılık gelmektedir. Bu çalışma; buz şekli yeniden dağıtım yöntemi, buz türüne özgü yerel POD tabanlı indirgenmiş dereceli model stratejisi ve bütünleşik aero-icing ROM mimarisi ile literatüre özgün katkılar sunmaktadır. Sunulan çerçeve, doğrulanmış, genişletilebilir ve yüksek hesaplama verimliliğine sahip bir HAD tabanlı ROM yaklaşımı ortaya koymaktadır. Ayrıca, tez kapsamında sunulan kavramsal simülatör entegrasyonu; geliştirilen modelin gelecekte uçuş dinamiği analizleri ve pilot eğitim sistemlerine uyarlanabilirliği açısından önemli bir potansiyel taşımaktadır. Bu yönleriyle tez, havacılık sistemlerinde buzlanma kaynaklı aerodinamik etkilerin hızlı ve güvenilir biçimde değerlendirilmesine katkı sağlamayı amaçlamaktadır.

Özet (Çeviri)

Aircraft icing represents one of the most critical hazards in aviation, posing a significant threat to flight safety and operational efficiency. The accretion of ice on aerodynamic surfaces, such as wings, tails, and control surfaces, fundamentally alters the geometry of the aircraft, leading to severe degradation in aerodynamic performance. Specifically, ice accumulation increases surface roughness and modifies the shape of the airfoil, resulting in a reduction in the maximum lift coefficient, a substantial increase in drag, and adverse changes in the characteristics of the pitching moment. These effects can drastically reduce the flight envelope, impair stability and control, and in extreme cases, lead to catastrophic flow separation and loss of control. Consequently, flight safety is considered a fundamental priority in aircraft design, certification, and operational practice. Regulatory authorities, including the Federal Aviation Administration (FAA) and the European Union Aviation Safety Agency (EASA), mandate rigorous certification requirements to ensure that aircraft can operate safely within defined icing envelopes. To comply with these regulations, aircraft designers must demonstrate the aircraft's performance under various icing conditions. This involves a combination of flight tests, icing wind tunnel campaigns, and numerical simulations. Although flight tests and wind tunnel experiments provide the most realistic data, they are prohibitively expensive, time-consuming, and subject to safety risks or facility limitations. As a result, numerical simulation tools have become indispensable in design, certification, and operational processes. High-fidelity Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations are widely recognized as reliable tools for predicting ice accretion and its aerodynamic consequences. However, the simulation of ice accretion is a complex, multi-physics problem involving aerodynamics, droplet trajectories, thermodynamic heat balance, and phase changes. Solving these coupled equations for a wide range of flight conditions requires significant computational resources and time. This high computational cost makes high-fidelity CFD impractical for rapid analysis, extensive parametric studies, or integration into real-time engineering simulations. Addressing these challenges, this thesis develops an integrated Reduced-Order Modeling (ROM) framework designed for the rapid and accurate prediction of in-flight ice accretion and the associated aerodynamic performance. The primary objective is to bridge the gap between the high accuracy of CFD and the computational efficiency required for rapid engineering analysis. The proposed framework combines physics-based CFD simulations with advanced data-driven model reduction techniques in a modular and extensible structure. The methodology is built upon four tightly coupled components: (1) a baseline aerodynamic prediction model for clean configurations, (2) a supervised ice-type classification model, (3) dedicated reduced-order models for ice shape prediction, and (4) an aerodynamic degradation model for estimating performance losses due to ice accretion. The foundation of the proposed framework is a robust database generated using high-fidelity CFD simulations. The FENSAP-ICE solver is utilized to simulate the complex physics of ice accretion. The simulation process follows a multi-shot icing strategy to capture the time-dependent nature of ice growth. In this approach, the flow field is solved, droplet impingement is calculated, ice grows on the surface, and the computational mesh is updated (remeshed) to accommodate the new geometry. This cycle is repeated to simulate realistic ice buildup over time. Particular attention is given to modeling surface roughness and thermodynamic energy balance, which are critical to determining the type of ice formed—ranging from streamlined rime ice at low temperatures to complex, horn-shaped glaze ice at temperatures near the freezing point. These high-fidelity simulations ensure that the training data for the ROM capture the essential physics of the problem. A central contribution of this work is the development of a comprehensive ROM strategy based on Proper Orthogonal Decomposition (POD) combined with Kriging interpolation. POD is used to extract the dominant energy modes from the snapshot matrices of flow field variables and ice geometries. For aerodynamic prediction, surface pressure coefficients and wall shear stress components are decomposed into their modal contributions. This allows the complex flow field to be represented by a small number of modes and coefficients. However, applying POD to ice accretion presents specific challenges: the mesh topology changes as ice grows, resulting in varying grid sizes and node distributions for each sample. To overcome this, a novel redistribution methodology is introduced. Ice geometries obtained from variable CFD meshes are mapped onto a consistent, node-aligned reference grid using parameterization. This ensures that the topological structure of the data remains consistent, enabling effective modal decomposition under a wide range of icing conditions. The thesis demonstrates that ice accretion behavior is highly nonlinear and strongly dependent on the ice type (rime vs. glaze). Glaze ice, characterized by the formation of“horns”due to run-back water, exhibits significantly different geometric features compared to the smoother rime ice. Standard global ROM approaches often fail to capture these distinct topological differences accurately. To address this, a supervised machine learning classifier is integrated into the framework. This classifier uses input parameters such as ambient temperature, velocity, and liquid water content to predict the resulting ice type (rime, glaze, or mixed) before the ROM step. Based on this classification, the framework selects a specialized local ROM trained specifically for that ice regime. To ensure robustness of the model and adequate coverage of the design space, a sequential sampling strategy is employed. Initially, the parameter space is populated using Latin Hypercube Sampling to ensure a uniform distribution of sample points. Following the construction of the initial models, a Leave-One-Out Cross-Validation (LOOCV) analysis is performed to identify regions of high prediction error, which are typically associated with nonlinear transition boundaries between rime ice and glaze ice. Based on this error assessment, additional sample points are incorporated into these critical regions to enrich the dataset. This targeted approach ensures that the model achieves high accuracy throughout the entire envelope while maintaining computational efficiency in the data generation phase. The proposed framework is first developed and validated using a two-dimensional NACA 0012 airfoil. This case serves as a controlled environment for method verification. The results demonstrate that the ROM accurately reproduces ice shapes, aerodynamic coefficients, and icing-induced performance degradation over a broad icing envelope. The model demonstrates particular capability in capturing the aerodynamic characteristics in the pre-stall regime. Demonstrating the scalability of the method, the methodology is subsequently applied to the three-dimensional NASA Common Research Model (CRM), a representative transport aircraft configuration. The transition from two-dimensional to three-dimensional introduces significant complexity, including spanwise flow effects and swept-wing icing characteristics. High-fidelity CFD datasets are generated for the CRM wing and reduced-order models are constructed accordingly. The three-dimension results confirm that the framework effectively captures the spanwise variation of ice shapes and the resulting global aerodynamic degradation. A detailed computational efficiency analysis reveals the transformative potential of the developed framework. Although the offline phase involves computationally intensive CFD simulations and model training, this is a one-time cost. Once trained, the online prediction phase is extremely fast. The ROM provides full ice shape and aerodynamic performance predictions in less than one second per case on a standard workstation, representing a speed-up of several orders of magnitude compared to the hours required for equivalent full-order CFD simulations. In conclusion, this thesis presents a validated, extensible, and highly efficient CFD-based ROM framework. The framework establishes a strong foundation for future extensions, including unsteady icing simulations and integration into flight simulators for pilot training, thereby directly contributing to the enhancement of aviation safety.

Benzer Tezler

Tez No
574054
Building performance optimization through design decision process with a holistic approach
Bütünsel bir yaklaşımla tasarım süreci boyunca bina performans optimizasyonu
DUYGU UTKUCU
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Enerji İstanbul Teknik Üniversitesi
Enerji Bilimi ve Teknolojileri Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. HATİCE SÖZER
Tez No
1001824
Multi-objective optimization of swirl burner with premixed ammonia/hydrogen flame
Ön karışımlı amonyak/hidrojen alevine sahip girdaplı yakıcının çok hedefli optimizasyonu
MEHMET ANIL GÜLŞAN
Doktora
İngilizce
2026
Makine Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YAKUP ERHAN BÖKE
Tez No
940884
Optimization of centrifugal fan design using genetic algorithm and CST method
Genetik algoritma ve CST yöntemi ile santrifüj fan tasarımının optimizasyonu
ERKAN BİÇER
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Mekatronik Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Mekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. TUFAN KUMBASAR
Tez No
947361
Metric based mesh adaptation methodology applied to HEMLAB algorithm
Metrik tabanlı ağ uyarlama yönteminin HEMLAB çözücüsüne uygulanması
HÜLYA SUKAS
Doktora
İngilizce
2025
Mühendislik Bilimleri İstanbul Teknik Üniversitesi
Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET ŞAHİN
Tez No
829166
Dizel motor modeli ile entegre bir aşırı doldurma ünitesi tasarım ve optimizasyon modeli geliştirilmesi
Development of a turbocharger design and optimization model integrated with the diesel engine model
MERT ALPAYA
Doktora
Türkçe
2023
Makine Mühendisliği İstanbul Teknik Üniversitesi
Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
PROF. DR. CENGİZ CAMCI

Geri Dön