Computational analysis of external store carriage in transonic speed regime
Harici yük taşımanın transonik sürat bölgesinde hesaplamalı analizi
- Tez No: 142705
- Danışmanlar: DOÇ. DR. AYDIN MISIRLIOĞLU, PROF. DR. OKTAY BAYSAL
- 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: 81
Özet
HARİCİ YUK TAŞIMANIN TRANSONIK SÜRAT BÖLGESİNDE HESAPLAMALI ANALİZİ ÖZET Harici yüklerin aerodinamik karakteristiklerinin doğru belirlenmesi dizayn mühendislerinin üzerinde önemle durduğu bir konudur. Serbest uçuş veya karmaşık akış alanlarında arzu edilen aerodinamik niteliklere sahip etkili bir harici yük tasarımının başarılması tamamen mühendisin yeteneğine bağlıdır. Karmaşık akış bölgesinde bu gibi harici yüklerin bir veya birkaçı tarafından yaratılan aerodinamik kuvvetler modem jet uçaklarının sürat, menzil ve maksimum havada kalışlarını önemli ölçüde etkiler. Harici yük taşıma ve ayrılma ile ilgili problemler mevcut uçaklar serviste kaldıkça veya yeni harici yükler servise girdiği sürece önemini sürdürecektir. Harici yüklerin taşınması ve bu yüklerin uçaktan ayrılması tamamen yükün uçak gövdesi veya kanadı ile olan aerodinamik ilişkisine bağlıdır. Harici yük ile uçak arasındaki karşılıklı etkileşim geometriler arasındaki akış alanını daima etkiler. Bu ilişki veya karşılıklı etkileşim modern jet uçaklarının sıklıkla kullandıkları transonik sürat bölgesinde daha bir önem kazanır. Çünkü akış alanındaki bu karmaşıklık, uçağın sürati arttıkça daha da artar. Dolayısıyla, harici yük taşıma ve bu yükün ayrılması konusunda en karmaşık akış alanlarından biri de harici yük ve uçak transonik sürat bölgesinde iken oluşur. Transonik sürat bölgesi çok karmaşıktır çünkü bu bölge matematiksel anlamda tabii nonlineer olup zamana bağlı olmayan çözüm akış alanının matematiksel karakteristiğini değiştirir; ses altı bölgede eliptik ses üstü bölgede ise hiperboliktir. Transonik sürat bölgesinde şok dalgalan oluşur ve oluşan şok dalgaları birbirleri ile etkileşir. Bununla beraber, hücum açısının etkisi veya şok-sınır tabaka etkileşimi nedeniyle akış alanında ayrılmalar da görülebilir. Kısaca, transonik sürat bölgesindeki karmaşık akış alanları ve bu alanların geometrilere olan aerodinamik etkisi bu çalışmanın ana konusudur. Transonik sürat bölgesinde NACA64A010 kanadı ile bu kanadın altına harici yük olarak yerleştirilen, ön ve arka kısmı“ogive”olarak tabir edilen bir şekle sahip, kısaca OCO (Ogive Cylinder Ogive) olarak adlandırılan bir silindirle oluşturulan geometrideki akış alanı, çeşitli hücum açılarında ve farklı OCO pozisyonlarında incelenmiştir. Bu problemin analizinde diğer pek çok analiz metodları arasından hesaplamalı akışkanlar dinamiği (CFD- Computational Fluid Dynamics) kullanılmıştır. Bilgisayar donanım ve çözüm algoritmalanndaki hızlı ilerlemeler karmaşık akış problemlerini CFD'yi kullanarak çözmeyi mümkün kılmaktadır. CFD, havacılık sektöründe önemli bir rol oynar çünkü etkili bir dizayn aracı olarak deneysel testlerin çok daha önüne geçmeyi başarmıştır. Bununla beraber, CFD deneysel rüzgar tüneli çalışmaları ve bu çalışmalarda kullanılacak modellerin üretilmesi ile karşılaştırıldığında oldukça ucuz ve ekonomiktir. Buna rağmen yinede bir takım xıvmaliyetler vardır ve bu tip karmaşık akış alanlarının çözümlenmesi uzmaklık gerektirmektedir. Son yirmi yılda CFD alanındaki hızlı gelişmeler nedeniyle, akışkanlar mekaniğinde kullanılan kısmi diferansiyel denklemlerin çözümünde kullanılan etkili kodlar ortaya çıkmıştır. Gün be gün, CFD ile karmaşık akışların analizi ve çözümü çok daha pratik hale gelmektedir. CFD'nın amacı çeşitli metodları kullanarak akış alanını temsil eden bir takım kısmi diferansiyel denklem sistemlerini çözmektir. CFD çözümlerinde gerekli olan esas eleman ise akış denklemlerinin üzerinde çözüldüğü gridin diğer bir deyimle meshin oluşturulmasıdır. CFD ile ilgili en temel sınırlama üç boyutlu kompleks geometriler için uygun gridin oluşturulmasıdır. Kanat ve gövde, kanat ve harici yük, kanat ve yük taşıma sistemlerinin oluşturduğu geometriler kompleks geometriler olarak adlandırılır. Kompleks geometriler düzgün olmayan, birleşik olan veya olmayan çoklu bileşenlerden oluşabilir. Uygun bir grid geometrilerin sınırlarını doğru bir şekilde temsil etmeli ve hesaplanacak akış şartlarına uygun olmalıdır. Dolayısıyla, kompleks geometriler için tek bir grid üretmek oldukça zor bir görevdir yada oluşturulmuş düzgün olmayan bir grid hatalı sonuçların elde edilmesine neden olacaktır. Diğer zorluklar, akışm ve akışla ilgili değerlerin ani değiştiği bölgelerde grid noktalarının uygun dağılımı söz konusu olduğunda açığa çıkar. Bu gibi problemleri azaltmak ve gridin oluşturulmasını kolaylaştırmak için araştırmacılar tarafından çeşitli yaklaşımlar kullanılmıştır. Bunlar,“unstructured grid”,“grid adaptation”ve“domain decomposition”teknikleridir. Bir“domain decomposition”tekniği alt dalı olan“grid overlapping”metodu bu çalışmada kompleks geometriler arasındaki karmaşık akışın incelenmesinde kullanılmıştır.“Domain decomposition”tekniği, kısaca DDT, kompleks geometriler için grid oluşturma elastikiyetini arttırır ve buna bağlı olarak karmaşık özellikleri olan akış alanının analiz ve simüle edilebilmesini sağlar. DDT, akış alanını uygun düzenlemeler ile kolaylıkla grid oluşturulabilecek daha basit alt alanlara böler. Benzer olmayan grid yapıları birbirinden bağımsız olarak oluşturulabilir ve grid uyumsuzluklarının ortadan kaldırılmasında kullanılır. DDT, farklı alt alanlar için farklı çözüm metodlarının kullanılmasına da olanak sağlar. Ayrıca bu teknik, çok çeşitli şekillerdeki geometrilerin etrafındaki akışların çözümlerini mümkün kılar ve bu geometriler ana gövde veya harici yük olarak da temsil edilebilir. Bundan başka, bu tekniğin yardımı ile basit bir şekilde oluşturulan grid, akış alanındaki kritik bölgelerin temsil edilmesine müsade eder. Bu tekniğin en büyük katkısı çoklu kompleks geometriler arasındaki karmaşık akışın analizini ve çözümlenmesini mümkün kılmasıdır. Deneysel tekniklerde mümkün olmayan bu tip akışların analizlerini mümkün kılması açısından çok önemlidir. Örneğin, Schlieren fotoğrafları her zaman mümkün değildir ve buhar püskürtülerek elde edilen fotoğraflar yeterli bilgi sağlama açısından oldukça sınırlıdır. Temelde üç çeşit“domain decomposition”tekniği mevcuttur. Bunlar,“multiblock”,“zonal veya patched”ve“overlapped”methodlarıdır. Dördüncü bir metod olarak“degenerate zonal method”söylenebilir. Bu metod“multiblock”,“zonal veya patched”metodlarının bir takım özelliklerini taşır.“Overlapping method”u akış alanını üst üste çakıştıran veya ortak fiziksel ve hesaplama alanını paylaşan bir metod şeklinde ortaya çıkar. Bu metodla oluşturulan bölgede, grid smır noktaları arasında gerçekleştirilen interpolasyon sayesinde gerekli xvbilgi transferi yapılarak gridler arası haberleşme sağlanır. Bu metod akış bölgesinde kullanılan ikincil yada basit alt gridlerin bir biri ile bitişik olmasını gerektirmez, böylece bir grid kısmen veya tamamen diğer bir grid ile birleştirilebilir. Bu metod gridlerin sınırlan etrafında devamlı grid çizgileri gerektirmeden bağımsız bir şekilde oluşturulmasına olanak sağlar. Çünkü her alt veya ikincil grid birbirinden bağımsızdır ve bu sayede karmaşık akış bölgelerinde grid oluşturulması oldukça kolaylaşır. Her alt grid oluşturulacak özel birleştirilmiş gride uygun olmak şartıyla farklı grid üretme teknikleri kullanılarak üretilebilir. Bu özellikle farklı bölgelerde yoğun olması istenen gridlerin üretilmesinde oldukça yararlıdır. Bu çalışmada N AC A64 AO 10 kanadı ve OCO ile oluşturulan kompleks geometriye ait grid,“grid overlapping”methodu ile elde edilmiş olup, bu geometri arasında ve etrafındaki akış 0.95 Mach'da incelenmiştir, iki boyutlu çözümler farklı hücum açıları ve farklı harici yük pozisyonlarında hesaplanmıştır. Kanat ve OCO için“C”tipinde ve“structured”gridler birbirlerinden bağımsız olarak elde edilmiştir. Daha sonra, MaGGiE adlı bir kod sayesinde bu iki gridden iki boyutlu kompozıt bir grid elde edilmiştir. Ayrıca MaGGiE kodu, gridler arası haberleşme için gerekli düzenlemeyi sağlamıştır. Bu alt gridler kompozit bir grid oluştururken birbirleri içinde üst üste çakıştıkları bölgelerde delikler oluştururlar. Bu gridler arasında oluşturulan deliklerde üzerine çakıştıkları gride ait noktalar çözümden çıkarılıp sadece o geometriye ait gridin çözümde kullanılmasına olanak sağlanır. Sonuçlar göz önüne alınarak denilebilir ki MaGGiE kodu, CFL3D için oldukça uygun bir kompozit grid üretmektedir ve bu çalışmada çok etkin bir şekilde kullanılmıştır. Çözümü düşünülen akışın karakteristiğine ve geometrilerin çeşitliliğine rağmen karmaşık akış problemlerini çözen ve doğru bir şekilde simüle eden sayısal algoritma kullanılmalıdır. Bu algoritma mevcut bilgisayar kaynaklarına daha fazla yük olmadan herhangi bir rastgele kompleks geometriye ait akış problemini çözebilecek elastikiyet ve yeteneğe sahip olmalıdır. Çözülecek denklem sistemi ve bu denklem sistemlerinin bilgisayar kodu tarafından çözülebilecek uygun bir forma sokulması söz konusu çözüm algoritması için mutlaka gereklidir. Algoritmanın etkinliği arzu edilen bir diğer özelliktir. Sonlu hacim metodunu (Finite Volume Method) ve“structured”gridleri kullanan ve 1980'li yıllarda geliştirilen CFL3D kodu yukarıda sıralanan tüm özelliklere sahip olup son versiyonu, versiyon 6.0 bu çalışmada kullanılmıştır. CFL3D (Computational Fluids Laboratory 3 -Dimensional) kodu ilk başta harici akışların aerodinamik analizler için geliştirilmiştir. Bu kod, zamana bağımlı ince tabaka Navier Stokes denklemlerini çözebilecek kapasitededir. Yaklaşım olarak“semi discrete finite volume”yaklaşımı kullanılmaktadır. Konvektif ve basınç terimleri için“upwind”metodu kullanılmaktadır. Zaman adımı“implicit”olup zamana bağlı veya zamana bağlı olmayan akışları çözebilmektedir. Bundan başka, pek çok türbülans modeli sağlanmış olup ayrıca çoklu gridlerin kullanımını mümkün kılmaktadır. Bu çalışmada“Inviscid Euler”denklemleri zamana bağımlı olmayan, ve bir önceki paragrafta bahsedilen“implicit”ve“upwind”teknikleri kullanılarak çözülmüştür.“Euler”denklemleri viskoz etkilerin az olduğu ve ısı transferinin ihmal edilebildiği durumlarda kullanılabilir. Inviscid akışlarda ise çok güçlü ve çeşitli şoklar meydana gelir ki bu son zamanların en kapsamlı CFD araştırmasını oluşturmaktadır.“Implicit”şeması şekli itibari ile oldukça düzensiz olan grid bölgelerindeki zaman xvıadımı sınırlamalarını hafifletir. ''Upwind7' metodu ise Roe'ya ait FDS (Flux Difference Splitting) şeması olup yüksek sürat değişimlerinin gerçekleştiği şok bölgesinde uygun sonuçların elde edilmesini ve bu bölgelerde osilasyonların ve stabilitesizliklerin üstesinden gelinmesine katkı sağlar. Sonlu hacimler yöntemini kullanmak da oldukça yarar sağlamaktadır. Bu yöntemin formülasyonu integral haldeki korunum kanunlarını sağlayan denklemlerle başlar. Ayrıca bu metod geometriye bağlı kalmadan oldukça etkili bir elastikiyet sağlar ve gridlerın oluşumunda karşılaşılan bir takım zorlukların üstesinden gelinmesinde oldukça faydalıdır. Karmaşık akış alanlarının incelenmesi, kompleks geometriye ait çeşitli hücum açıları ve harici yük pozisyonlarında elde edilen sonuçlara ait Mach ve basınç kontürlerinin çizilip sunulması ile gerçekleştirilmiştir. Zamana bağımlı olmayan bu çözümlerde, her bir geometri üzerindeki basınç katsayısı değişimi de çizilerek tartışılmıştır. Ayrıca her çözüme ait yakınsama grafiklerine de yer verilmiştir. Bunun yanında konuyu daha iyi anlayabilmek için taşıma, sürükleme ve moment katsayılarındaki değişimlerle birlikte hesaplama zamanları da karşılaştırma yapılarak sunulmuştur. Elde edilen sonuçlar oldukça gerçekçidir ve elde edilen sonuçların ışığında CFL3D'nin bu çalışmanın ana konusu olan karmaşık akış probleminin analizinde çok etkili olduğu görülmüştür. Buna rağmen, elde edilen sonuçlar iki boyutlu olup üç boyutlu çözümlere nazaran üçüncü boyutun yatay etkisinden yoksundur. Yinede, bu iki boyutlu sonuçlar, mevcut problemi anlama ve analiz etmede yeterlidir ve elde edilen bu zamana bağımlı olmayan sonuçlar zamana bağımlı yük ayrılma problemleri için bir başlangıç şartı olarak kullanılabilir. Bundan başka, elde edilen sonuçlan karşılaştırabilecek bir deneysel veri bulunmamaktadır fakat bu çalışmada sunulan ilk çözüm literatürde mevcut bir problem ile aynı niteliklere sahip karşılaştırma yapılmak için seçilmiştir. Yinede, her türlü problemin analizi için sadece bir CFD çalışması yeterli değildir, elde edilen sonuçların deneysel verilerle karşılaştırılması ve desteklenmesi gerekmektedir. Yeni harici yüklerin kullanıma sunulması ve envanterdeki uçakların bu yükler ile uygunluğunun araştırılması her zaman önemli bir konu olmaya devam edecektir. Harici yük taşıma ile ilgili veya harici yük taşımanın devamı niteliğindeki en önemli problemlerden biride bu harici yüklerin paylon veya silah taşımayı sağlayan uçak üzerindeki yuvalardan emniyetle ayrılmasıdır. Gelecekteki araştırmalarda manevra yapan bir uçaktan bırakılacak harici yükler probleme ekstra bir fiziksel karmaşıklık katacaktır ve dolayısıyla bu tip problemlerin önemi sürekli gündemde kalacaktır. xvıı
Özet (Çeviri)
COMPUTATIONAL ANALYSIS OF EXTERNAL STORE CARRIAGE IN TRANSONIC SPEED REGIME SUMMARY Accurate prediction of aerodynamic characteristics of store shapes is of paramount importance to the airframe designer. The accomplishment of the mission is highly dependent on engineers' ability to design an effective store shape with desirable aerodynamic qualities, both in free flight and interference flowfield. The interference flowfield, in which aerodynamic forces are generated by one or more of these external stores have a great influence on the speed, range and endurance of modern fighters. Problems related to external store carriage and separation will continue to be important since existing aircraft remain in sendee or new stores are put in service. The carriage and release of the store from the parent aircraft is highly dependent on its aerodynamic relationship with the wing or the body. This relationship, or mutual interference, is mostly pronounced in the transonic speed regime where modern tactical fighters often operate. The mutual interference between the external store and aircraft always affects the flowfield between the bodies. These interference effects increase with the increase in the aircraft's speed. Consequently, one of the most complex flows encountered in a store carriage and separation scenario may be the one in which the airplane/store is in transonic speed regime. The transonic speed regime is very complicated because it is inherently nonlinear, and steady solution changes mathematical types, being elliptic in the subsonic portion of the flow and hyperbolic in the supersonic part of the flow. In the transonic speed regime, shock waves will exist and interact. In addition to this, the airflow may separate due to angle of attack effects or shock and boundary layer interaction. These interference flowfields in transonic speed regime are the primary concern of this study. The interference flowfield between NACA64A010 airfoil and Ogive Cylinder Ogive (OCO) combination at various angles of attack and different OCO locations is investigated in transonic speed regime. Among the many other methods to analyze this phenomenon, Computational Fluid Dynamics is used. Rapid advances in computer hardware and architecture have made it possible to solve complex flow problems using Computational Fluid Dynamics, commonly known as CFD. CFD plays a dominant role in the aerospace field because of the realization that CFD is an effective design tool that complements and goes beyond experimental tests. Additionally, CFD is relatively inexpensive as compared with the fabrication and the testing of experimental wind tunnel models. However, there are costs involved and expertise is needed to calculate flowfields over such complex geometries. Due to the rapid development of CFD in the last twenty years, efficient solvers capable of solving the partial differential equations of fluid flow by finite difference, finite element and finite volume techniques have evolved. On an everyday basis, it has become very practical to solve and analyze complex flows by means of CFD.The objective of CFD is to solve the system of partial differential equations that govern the fluid flow using discrete methods. An essential element of CFD solutions is the construction of a grid or in other words mesh on which the flow equations are solved in a finite form. A major limitation in CFD is the generation of a suitable grid for three-dimensional complex configurations. Configurations, such as a wing and a fuselage, a wing and a store and a wing and a nacelle, are recognized as complex configurations. These complex configurations may consist of multiple bodies with nonsmooth, joint or disjoint components. A suitable grid must accurately represent the boundaries of the configuration and conform to the expected flow conditions. Consequently, constructing a single grid for a complex configuration is either a difficult task or it may result in a skewed grid that in turn results in an erroneous solution. Other difficulties may also arise when clustering the grid for the regions where the flow variables and their gradients change rapidly. Several different approaches have been used by researchers to reduce this complexity and ease the grid generation efforts. They are unstructured grids, grid adaptation and domain decomposition techniques. A domain decomposition method called grid overlapping is used in this study. The domain decomposition technique, which is commonly known as DDT, increases the flexibility of grid generation for complex configurations and in turn enhances the ability to simulate and analyze the flowfield with complicated features. DDT subdivides the flow domain into simpler sub-domains that accept easily constructed grids with appropriate grid refinement. Nonsimilar grid topologies, generally independent of each other, can be generated and used to improve grid deficiencies. DDT allows employment of different solution methods for different subdomains. The domain decomposition technique makes it possible to solve the flow around various shapes and models can be considered for the external store and the parent body. Furthermore, the simplicity of grid generation by using this technique allows representing the critical regions of a flowfield with very fine grids. The biggest contribution of domain decomposition technique may be the possibility of analyzing and understanding the interference flowfield that exist between multiple complex configurations. This is very important since these types of flows pose enormous challenges for experimental techniques. For example, Schlieren photographs are not always available and vapor screen photographs are limited in providing information. There are three basic types of domain decomposition technique: multiblock, zonal or patched methods and overlapped methods. A fourth method, the degenerate zonal method, can be derived to have some of the features of the multiblock and some of those of zonal methods. The overlapping method entails dividing the flow domain into regions that overlap or share common physical and computational space. Within the overlapped region, the grids communicate through data transference by an interpolation procedure. This method allows the subdomains to be disjointed so that one mesh may be embedded completely or partially within another. This procedure permits each subdomain to be meshed independently with no requirements of continuous grid lines across boundaries. Because each subdomain grid is independent of another, the grid generation task is greatly reduced for complicated flow regions. Each subdomain grid can be created using different grid generation techniques suitable for that particular domain. This is especially beneficial for subdomains that require high grid densities. XIThe grid overlapping method of DDT is used in this study in order to examine the interference flowfield between NACA64A010 airfoil and OCO combination at 0.95 Mach. The two-dimensional results are obtained at different angles of attack and various store locations. The C type, structured grids for airfoil and OCO are obtained independently. Then, a two-dimensional composite overlapped grid is created from these individual subdomain grids by means of the code MaGGiE, which provides the necessary information for intergrid communication. The subdomain grids create holes in each other in which they are overlapped. In the composite grid, the base grid in the holes is excluded from the solution and only overlapped grids are used in the holes. It can be said that the composite grid generator MaGGiE is very suitable for CFL3D and effectively used in this study. A numerical algorithm that accurately simulates and solves complex flow problems must be used with regard to types of geometries and characteristics of flows being considered. The algorithm must possess the ability and the flexibility to consider any arbitrary complex configurations without further burden on available computer resources. The governing equations being solved, the discretization and the difference methods of these equations are also essential elements of the solution algorithm Efficiency of the algorithm is another desirable feature that must be addressed. A finite volume solver for the structured grids, developed in the early 1980's and called CFL3D, has all of these features and its new version, 6.0, is used as the flow solver in this study. CFL3D, an acronym for the Computational Fluids Laboratory 3-Dimensional flow solver, has been developed primarily as a tool for external aerodynamics analysis. It can solve the time dependent conservation law form of the Reynolds averaged Navier Stokes equations. The spatial discretization involves a semi-discrete finite volume approach. Upwind biasing is used for the convective and pressure terms. Time advancement is implicit with the ability to solve steady or unsteady flows. Multigrid and mesh sequencing are available for convergence acceleration. Moreover, numerous turbulence models are provided and multiple block topologies are possible with the use of one to one blocking, patching, overlapping and embedding. In this study, the Inviscid Euler equations are solved by implementing a steady state, implicit, approximately factored, upwind biased method. Euler equations can be used when the viscous effects are small and the heat transfer can be neglected. Inviscid flows, where various types of shocks may exist in the flowfield, make up a large portion of the recent CFD research. The implicit scheme eases the restriction on the time step for highly stretched grids. The upwind method of flux difference splitting of Roe, which is used for the inviscid Euler equations, is useful in obtaining crisper resolution of the high flow gradients, such as shocks. In addition, it has the advantage of being naturally dissipative and separate spatial dissipation terms need not be used to overcome oscillations or instabilities arising in regions of high gradients. It is also beneficial to discretize Euler equations using a finite volume method. The finite volume formulation begins with the integral equations and satisfies the integral conservation laws. Thus, it remains valid in the presence of large gradients in the flowfield and satisfies the conservation laws. Also, the finite volume discretization allows more flexibility with regard to the geometry, and it is tolerant of grid singularities. xnThe demonstration of the interference fiowfield between an airfoil and OCO is accomplished by plotting the Mach and pressure contours obtained at various angle of attacks and different store locations in two-dimensional flows. The steady state Cp distributions of the bodies and convergence histories of cases are also presented. In order to understand the interference fiowfield of this complex configuration, the change in lift, drag and moment coefficients are discussed, and the computation rate and total run time for cases are presented. The results show that CFL3D is capable of analyzing the proposed problems. However, they are two-dimensional results, which do not allow the lateral relieving effect of axisymmetric or three-dimensional flows. These results are sufficient to understand interference fiowfield of such complex configurations, and they can be used in unsteady store separation problems as the initial cases. Moreover, there is no experimental data to validate these computational results, but the first case is chosen to make comparison with results in the literature. Nevertheless, there is no single method that has been verified for a complete range of complex geometry problems. As a result, development and verification of CFD methods always require experimental data. As new stores are put in service or investigations of aircraft and new store compatibility will continue to be important since existing aircraft remain in service. One of the most important problems associated with store carriage is the safe separation of stores from a pylon or weapon bays of aircraft. The release of stores from maneuvering aircraft with additional chances of physical interference also remains an important phenomenon for future investigation. xin
Benzer Tezler
- Flutter analysis of wing/store configurations with applications to robust aeroelastic optimization
Kanat/dış yük konfigürasyonlarının kararlı aeroelastik optimizasyon uygulamaları için flutter analizi
PINAR ACAR
Yüksek Lisans
İngilizce
2012
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MELİKE NİKBAY
- Transonik hızda kavite akışına maruz kalan mühimmat ayrılmasının HAD analizi
The CFD analysis of the store separation subjected to the cavity flow at transonic speed
SEYFETTİN TÜRK
Doktora
Türkçe
2021
Uçak MühendisliğiEskişehir Teknik ÜniversitesiUçak Gövde Motor Bakım Ana Bilim Dalı
PROF. DR. KÜRŞAD MELİH GÜLEREN
- Aerodynamic analysis of fighter aircraft F-16 with external stores
F-16 savaş uçağının yükleri ile birlikte aerodinamik analizi
HALUK ERHAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2003
Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ.DR. YUSUF ÖZYÖRÜK
PROF.DR. NAFİZ ALEMDAROĞLU
- Elmalı ve Alibey su havzalarının uydu görüntü verileriyle izlenmesi ve bilgi sistemi oluşturma olanakları
Başlık çevirisi yok
ÇİĞDEM GÖKSEL
- Memory networks as neurocomputational models of cognitive functions
Kognitif fonksiyonların sinirbilimsel modelleri olarak bellek ağları
SİNAN ONUR ALTINUÇ
Doktora
İngilizce
2024
Bilgisayar Mühendisliği Bilimleri-Bilgisayar ve KontrolOrta Doğu Teknik ÜniversitesiBilişsel Bilim Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MURAT PERİT ÇAKIR