Düşük Reynolds sayılı akışlarda kanat profili üzerindeki akışa ses dalgalarının etkisinin deneysel incelenmesi
Experimental investigation of effect of acoustic forcing to flow over an aerofoil at low Reynolds number flows
- Tez No: 329484
- Danışmanlar: DOÇ. DR. MUSTAFA SERDAR GENÇ
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Enerji, Energy
- Anahtar Kelimeler: Dü³ük Re say s aerodinami§i, türbülansa geçi³, laminerayr lma kabarc §, ak ³ kontrolü, deneysel aerodinamik, Low Reynolds number aerodynamics, wind tunnel, experimentalaerodynamics, active ow control, acoustic ow control
- Yıl: 2013
- Dil: Türkçe
- Üniversite: Erciyes Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Enerji Sistemleri Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Günümüzde insans z ve mikro hava araçlar ile rüzgar türbinlerindeki geli³melersonucunda dü³ük Reynolds (Re) say l ak ³lar ve bu ak ³larda meydana gelentürbülansa geçi³ ve laminer ayr lma kabarc § konular üzerine ara³t rmalaryo§unla³m ³t r. Bu tez çal ³mas nda, deneyler 0.5x105, 0.75x105, 1x105, 1.5x105ve 2x105 Reynolds say lar nda ve 0?-25? hücum aç lar nda kuvvet ölçümü,kanat üzerinde bas nç ölçümü, s cak tel anemometresi, duman teli ve PIV ileak ³ görüntüleme deneysel yöntemleri ile gerçekle³tirilmi³tir. Bu deneylerinsonucunda, dü³ük Re say lar nda NACA2415 kanat pro li üzerinde laminer ayr lmakabarc klar n n olu³tu§u ve hücum aç s n n art ³ yla ayr lma kabarc § n n hücumkenar na do§ru ilerledi§i görülmü³tür. Ayr lma kabarc § 0.5x105 ve 0.75x105 gibidü³ük Re say lar nda tutunma kayb aç s na yak n aç larda patlayarak uzun ayr lmakabarc § na dönü³tü§ü ve uzun ayr lma kabarc § olu³umu ile de kanad n anidentutunma kayb na u§ramas na neden oldu§u görülmü³tür. Re say s n n artmas ile de uzun ayr lma kabarc § yerine daha k sa ayr lma kabarc klar olu³makta veböylece tutunma kayb olay yava³ yava³ meydana gelmekte ve yumu³ak tutunmakayb olu³maktad r. Ak ³a paralel veya dik ses dalgalar gönderilerek olu³an bulaminer ayr lma kabarc klar n n küçüldü§ü ve ses dalgalar n n tutunma kayb n geciktirdi§i deneysel olarak kan tlanm ³t r. Ses dalgalar , tutunma kayb aç s n geciktirerek tutunma kayb sonras ndaki ak ³ tutturdu§u ve %50'ye kadar kald rmakuvveti kazanc ile birlikte kald rma/sürükleme (L/D) oranlar nda 3.5 kata kadarkazanç sa§lam ³t r. Ak ³ n paralel ses dalgalar ile kontrolünde özellikle 0.5x105 ve0.75x105 Re say lar nda tutunma kayb aç lar s ras yla 12? ve 13?'den 16? ve 17?'ye geciktirilmi³ ve L/D oran nda %35-%45 aras nda art ³lar elde edilmi³tir. Bununviiyan dan 1x105 ve 1.5x105 Re say lar nda ise tutunma kayb aç lar 14?'den 17? 'ye geciktirilmi³ ve L/D oran nda %50 art ³ sa§lanm ³t r. 2x105 Re say s nda ise sesdalgas n n ak ³a etkisi olmam ³t r.Ak ³a dik ses dalgalar ile ak ³ kontrolünde ise 0.5x105 ve 0.75x105 Re say lar ndatutunma kayb aç lar s ras yla 12? ve 13?'den 18? ve 18? 'ye geciktirilmi³ ve tutunmakayb sonras aç larda L/D oran nda 1.5 ve 2.5 kat art ³ elde edilmi³tir. 1x105 ve1.5x105 Re say lar nda ise tutunma kayb aç lar 14?'den 16? 'ye geciktirilmi³ ve L/Doran nda 3.5 kat art ³ sa§lanm ³t r. 2x105 Re say s nda ise ses dalgas n n ak ³a etkisiolmam ³t r. Dik ses dalgalar ile ak ³ kontrolü kald rma katsay s nda etkili bir art ³ile de§il, tutunma kayb yap s nda de§i³iklik ile yani ani (abrupt) tutunma kayb ndanyumu³ak (mild) tutunma kayb na dönü³me ³eklinde olmu³tur.Ayr ca bu tez çal ³mas sonucunda görülmü³tür ki, ses dalgalar yla ak ³ kontrolüdü³ük Re say l ak ³larda aerodinamik performans artt rmaktad r ve de§i³enak ³ ³artlar na göre parametreleri kolayca de§i³tirilebilen bir aktif ak ³ kontrolyöntemidir.
Özet (Çeviri)
As a result of development on unmanned air vehicles, micro air vehicles andwind turbines, aerodynamics research in the last decades has been increasinglyconcentrated on low Reynolds number aerodynamics, transition and laminarseparation bubble. In this thesis, aerodynamic characteristics of NACA2415aerofoil and the e ects of both parallel and perpendicular acoustic excitationson these characteristics were experimentally investigated in detail. Varioustype of experiments were carried out at Reynolds numbers of in the range of0.5x105<Re<3x105, and varying the angle of attack with in the range of 0?<<25?.The experimental methods used in this project are force measurements, pressuremeasurements, hot-wire anemometry, ow visualization via smoke-wire, and PIV.Results of these experiments indicated that a laminar separation bubble formedand the laminar separation bubble moved forward towards the leading edge withthe increasing angle of attack. This kind of laminar separation bubble is calledshort laminar separation bubble. At lower Reynolds numbers such as 0.5x105 and0.75x105 , at the pre-stall and stall angles of attack the short laminar separationbubble burst and transformed into a long laminar separation bubble. As theReynolds number increased the short laminar separation bubble took place insteadof a long bubble, leading to the phenomenon called mild stall. Both perpendicularand parallel sound waves introduced to the ow, and it was experimentally proventhat the acoustic excitation delayed stall, and owing to the forced reattachment atpost-stall angles of attack, lift coe cient generated by the aerofoil was increased as50%, and the ratio of lift and drag (L/D) was 3.5 times higher.The acoustic ow control employing perpendicular sound waves it was indicatedixfrom the results that at Reynolds numbers of 0.5x105 and 0.75x105the stall angles were delayed from 12? and 13? to 18? and 18?respectively, and at the post-stall angles of attack L/D ratio were found to be multiplied by 1.5 and 2.5 respectively. At Reynolds numbers of 1x105 and 1.5x105the angle of stall were delayed from 14? to 16? , and the L/D ratio was 3.5 timeshigher than the unctrolled case. At the Reynolds number of 2x105 the perpendicular sound wave was not found to be e ective. The ow control employing perpendicularsound waves was not e ectively increased the lift coe cient, but it forced the abrupt stall to transform into mild stall. The results of this thesis indicated that, the ow control employing acousticexcitation increses the performance at low Re numbers, and is an active ow controlmethod which can easily be adjusted with the altering conditions of ow by changingthe parameters.
Benzer Tezler
- Flow structures, loadıng and mıtıgatıon for a large-scale dıscrete vortex gust encounter
Büyük çaplı tekil bir girdap türü sağanak karşılaşmasında akış yapıları, kanada gelen yükler ve bu yüklerin indirgenmesi
MURAT SARITAŞ
Doktora
İngilizce
2025
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. NURİYE LEMAN OKŞAN ÇETİNER YILDIRIM
- Multi-Task U-Net Surrogate for Aerodynamic and Aeroacoustic Source Field Prediction of Airfoils
Kanat Profillerinin Aerodinamik ve Aeroakustik Kaynak Alanı Tahmini için Çoklu Görev U-Net Vekil Modeli
YUSUF AKTAŞ
Yüksek Lisans
İngilizce
2026
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı (disiplinlerarası)
DOÇ. DR. BAHA ZAFER
- Computation of aerodynamically generated sound for rod-airfoil wake interactions
Airfoil-silinidir etkileşiminde aerodinamik olarak üretilen sesin hesaplanması
ELİF YILDIRIM
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. BAHA ZAFER
- Experimental investigation of gust response in flapping wing aerodynamics
Sağanak etkisinin çırpan kanat aerodinamiği üzerindeki etkisinin deneysel incelenmesi
BERK ZALOĞLU
Doktora
İngilizce
2025
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. NURİYE LEMAN OKŞAN ÇETİNER YILDIRIM
- Bazı esterlerin kinetik incelenmesi ve termodinamik parametrelerin belirlenmesi
Kinetic study and detesmination of thermodnamic parameters of some esters
İBRAHİM TAŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
1986
Kimya MühendisliğiUludağ ÜniversitesiKimya Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MUSTAFA CEBE