Seperation control by steady and unsteady suction
Daimi ve zamana bağlı emme ile akım ayrılmasının kontrolü
- Tez No: 142704
- Danışmanlar: PROF. DR. F. OĞUZ EDİS, PROF. DR. OSAME KANDIL
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2003
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 67
Özet
ÖZET Savaş uçağının etkinliği zor şartlarda yüksek kaldırma üretme yeteneğine bağlıdır. Yüksek hücum açılarını ve ani savaş manevralarını bu zor şartlara örnek olarak verebiliriz. İyi bilinen olay yüksek hücum açılarında oluşan hücum kenan vorteksi dir. Bu vortex kaldırmadaki belirgin bir artışla başlar fakat kaldırmadaki ani düşüş bunu takip eder ve sonunda dinamik stall oluşur. Yeni tip uçaklar yüksek seyir süratlerine sahiptir. Seyir süratlerinde ki artış kanat amalarında azalma ve iniş süratlerinde artışa sebeb olur. İniş hızı ile iniş mesafesi birbiri ile ilişkilidir. İniş hızının artması iniş mesafesinin artmasının sebep olur. İniş mesafesini azaltmak ancak yüksek hücum açısıyla mümkün olur buda dimamik stala sebep olur. Geçmiş yıllarda bir çok deneysel ve sayısal çalışma dinamik stalun aerodinamik karakteristiklerini geliştirmek ve bu sayedede uçuş alanım geliştirmek için yapılmıştır. Bütün bu çalışmalar pasif ve aktif olmak üzere iki kategoriye ayrılabilir. Pasif teknikler, sistemin performasmı arttırmak amacıyla tasarlanmış araçlardır. Actif kontrol stratejisi ise akım ayrılmasının sınır tabakasına enerji ilave etme fikrine dayanır. Akım ayrılması problemini çözmek için bir çok sayısal ve deneysel çalışma yapılmıştir.. Bu çalışmada, daimi ve daimi olmayan şekilde akımın emilmesinin modife edilmiş NACA0012 profiline olan etkilerinin hesaplamalı analizi yapılmıştır. Kanadın üstünde iki bölgede hava akımı emilmiştir. Akım alam tahminleri NASA'mn kullandığı, daimi olmayan, iki boyutlu, şıkıştmlabilir Navier-Stokes denklemelrini kullnanan CFL3DV(5) programıyla yapılmıştır. C tipi grid kullanılmıştır. Hava akımı yüzey normeline gore belli bir açıyla emilmiştir. Sayısal çalışmalar 0.3 Mach sayısında 12 ve 15 derece hücum açısında yapılmıştır. İlk once 0.3 Mach sayısında 12 ve 15 derecede konrol uygulamadan akım alanı tahminlerini yaptık. Cp diagramlarmı hava akımını emeceğimiz yeri belirlemek için kullnadık. Hücum kenanda bir bölgede daimi bir şekilde hava akımını belli bir oranda emdik(suction). Aynlma noktasının profilin üst tarafına doğru ilerlediğini gözlemledik. Bu durum ayriça ikinci suction bölgesini nereye uygulayacamızı bulmada yardımcı olmuştur. Profil üzerinde iki bölgede daimi olamayan suction uyguladık. Suction frekansını kontrol uygulmadığımız durumdaki kaldırma değişimlerini Fast Fourier serileriyle çözerek elde ettik. İki bölgede suction uyguladiktan sonra akım ayrılmasının kısmen kontrol edildiğini gözlemledik. xıııYaptığımız çalışmalar goştermiştirki; daimi olmayan birşekilde kanat üstünden akımın emilmesi, emme oranin, frekansinin ve yerinin dikkatli bir şekilde seçimiyle, kaldırma üzerinde önemli etkileri olmuştur. Daimi olamayan bir şekilde kanat üstünde hava akımının çekilmesi akım ayrılmasının kontrolünde ve profillerde taşımayı arttırmak için kullanılabilir. xıv
Özet (Çeviri)
SEPARATION CONTROL BY STEADY AND UNSTEADY SUCTION SUMMARY The effectiveness of combat aircraft depends in part on their ability to maintain high lift under extreme conditions. Examples of such conditions include the high angle of attack, rapid pitch motions necessary for combat maneuvers. A well-known phenomena occurring on airfoils undergoing such high angle of attack motions is the formation of a leading vortex. This vortex proceeded by significant increase in lift, but it is also accompanied by subsequent rapid loss of lift and the ensuring dynamic stall. New type aircrafts have high cruise speed. Increase at cruise speed causes decrease at wing area and increases at landing speed. There is a relation between landing speed and landing distance. If the landing speed increases, landing distance also increases. To decrease landing distance aircraft need high angel of attack during landing. This also cause dynamic stall. In past years, many experimental and numerical studies have been devoted to improve the aerodynamic characteristics of the dynamic stall, thereby to enlarge flight envelope. All of such efforts can be roughly categorized as being either passive or active control measure to meet the goals.1"2 Passive techniques are characterized by fixed devices that are configured to improve system performance. Active control strategies are based on the idea that the onset of flow separation might be delayed by directly supplying kinetic energy into the boundary layer, enhancing the turbulent entrainment rate. Many experimental and numerical studies are conducted to solve separation problem. In this study, a numerical study was conducted to investigate effects of fixed unsteady and steady suction on a modified NACA0012 airfoil. The fixed unsteady suction was applied on airfoil. Flow field predictions are made using a modified version of the CFL3DV(5) unsteady, two-dimensional, compressible Navier-Stokes solver. C type grid was used. Suction is applied to surface with an angle to surface normal. The effect of suction is investigated. Numerical results are obtained at M=0.3 and 12 and 15 degrees angle of attack with one suction section and with two suction section. At first flow is solved for No- control at M=0.3 and 12 and 15 degrees angle of attack. Cp diagrams were used to predict suction location. Steady suction is applied at leading edge. This case gave us good results. Separation point moved forward on airfoil. This steady control case also gave us where to apply second suction location. Unsteady suction was applied at two locations on airfoil. Suction frequency was obtained from lift history by solving fast furrier series from no-control case. After applying suction at two locations, separation is nearly controlled. Our numerical solutions have indicated that unsteady suction, with the careful selection of peak amplitude, frequency and location; enhance the lift characteristics xiof airfoil. The unsteady suction can be use as a mean of separation control to generate lift on airfoils. xn
Benzer Tezler
- Synthetic jet application on a flapping airfoil
Çırpan kanat kesiti üzerinde yapay jet uygulaması
MELTEM ÇİFTCİ
Yüksek Lisans
İngilizce
2014
Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. DİLEK FUNDA KURTULUŞ
- Investigation and improvement of supersonic intake flow characteristics using boundary layer control techniques
Süpersonik bir hava alığındaki akış yapılarının incelenmesi ve sınır tabaka kontrol teknikleri kullanılarak iyileştirilmesi
FERHAT ÇETİN
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. BAYRAM ÇELİK
- Otomotiv ön cam buz çözme performansının sayısal olarak modellenmesi ve buzun erimesine etki eden parametrelerin irdelenmesi
Numerical modeling of windshield de-icing performance and parametric evaluation of ice melting process
SERHAN TATAR
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
- Pasif sistemlerde türbülanslı doğal taşınım
Turbulent naturel convection in passive systems
SEYHAN UYGUR
- Control of flow structure on low swept delta wing with steady leading edge blowing
Düşük süpürme açılı delta kanat üzerindekı akış yapısının hücum kenarından sabit üfleme ile kontrolü
MOHAMMADREZA ZHARFA
Yüksek Lisans
İngilizce
2015
Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MEHMET METİN YAVUZ