Helicopter lobed nozzle optimization with differentialevolution method
Diferansiyel evrim yöntemiyle loplu helikopter nozuloptimizasyonu
- Tez No: 666171
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ MUSTAFA PERÇİN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2021
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Bu çalışmada öncelikli amaç, helikopter motor bölümü soğutulmasında kullanılan ejektör sisteminin optimizasyonu için bir metot geliştirmektir. Ejektör sisteminin performansı sürüklenme oranın artışı ve türbin geri basıncının azalmasıyla doğru orantılıdır. Yapılan literatür taramasında ejektör sisteminde kullanılan lüle yapısının performans üzerinde önemli bir etkisi olduğu ve en verimli yapının loplu yapı olduğu gözlemlenmiştir. Bu sebeple, loplu lüle yapısının lop sayısı, lüle çıkış çapı ve lop tanjant yarıçapı değiştirilerek optimum geometri elde edilmeye çalışılmıştır. Bunlara ek olarak, lüle yapısına yerleştirilen merkezcil gövde çıkış çapı da parametrelere eklenmiştir. Python üzerinde yazılan bir kod yardımıyla helikopter motor bölgesinin geometrisi“CATIA”ile modellenmiş ve“Pointwise”ile çözüm ağı oluşturulmuştur. Oluşturulan geometri için akış analizi“Ansys Fluent”ile gerçekleştirilip sürüklenme oranı ve türbin geri basıncı hesaplanmıştır. Optimizasyon yöntemi olarak ise diferansiyel evrim metodu seçilmiştir. Bu optimizasyon çalışmasının sonunda, en iyi geometri düşük lop sayılı lüle ile elde edilmiştir. Benzer şekilde, lop tanjant yarıçapı verilen aralıkta en düşük değere yakındır. Lüle çıkış çapı, verilen aralığın yaklaşık olarak orta değerini alırken, koni çıkış çapı, en iyi geometri için verilen aralığın maksimum değerine sahiptir. Lüle geometrisinin akış fiziği ve verimlilik üzerindeki etkilerini değerlendirmek için, en iyi ve en kötü geometriler karşılaştırılmıştır. En iyi konfigürasyon için motor türbininden gelen dönen akış etkisinin azaldığı görülmüştür. Böylece, soğutma havası kolaylıkla çekilebilmektedir. Ancak, bu akış karışım verimini düşürmektedir. Ayrıca türbin çıkış basıncı lüle çıkış çapı daha düşük olduğu için daha yüksektir. Optimum geometrinin analizine ek olarak, bütün optimizasyon parametrelerinin performans üzerindeki etkileri ayrı ayrı incelenmiştir. Lop sayısının optimizasyonda en etkili parametre olduğu bulunmuştur. Lop sayısı düşük lülelerin daha iyi bir performansa sahip olduğu görülmüştür. Öte yandan, daha yüksek merkezcil gövde çıkış çapı sistem performansını iyi yönde etkilemektedir. Diğer parametreler için ise böyle kesin bir yargı bulunmamaktadır.
Özet (Çeviri)
The main purpose of this study is to develop a methodology for the optimization of an ejector system geometry that is used for the helicopter engine bay cooling. The performance of an ejector system is directly related to the entrainment ratio, which is the ratio of the secondary flow rate to the primary flow rate, and the turbine exit backpressure. In the literature, it is observed that the nozzle geometry used in the ejector system has a significant effect on the performance and that the most efficient geometry is reported to be the lobed shape. For this reason, the optimum lobed nozzle geometry is aimed to be obtained by changing the number of lobes, the exit diameter of the lobe, and the lobe tangent radius in this study. In addition to these parameters, the outlet diameter of the center body that is included in the nozzle structure is also considered as an optimization variable. With the help of a code written in Python, the geometry of the helicopter engine compartment was modeled with“CATIA,”and a solution network was created with“Pointwise.”The flow analysis of geometry is performed with“Ansys Fluent,”and the entrainment ratio and turbine exit back pressure values are calculated. The differential evolution (DE) method is used as an optimization approach. As a result of the optimization study, the best geometry is obtained with the minimum lobe number. Similarly, the lobe tangent radius is close to the lower bound of the given range. The nozzle exit diameter gets approximately the middle value of the given range while the cone exit diameter having the maximum value of the given range for the best geometry. In order to assess the effect of nozzle shape on flow physics and efficiency, the best and worst geometries in all optimization processes are compared. It is observed that the swirl effect that comes from the engine turbine is highly eliminated for the best configuration. Therefore, the cooling flow can be entrained more easily. However, this decreases the mixing efficiency of the flow.The turbine exit back pressure, on the other hand, is higher for this model since the nozzle exit diameter is relatively small. In addition to the analysis of optimum geometry, effects of all otimization parameters on the performance are examined one by one. It is found that the most influential parameter in the optimization process is the lobe number. It is seen that the nozzle geometry with low-lobe numbers has better performance. On the other hand, the higher cone exit diameter affects the performance well. There is no net effect of the other parameters on the system performance.
Benzer Tezler
- Modifications of wakes from bluff bodies: inviscid and viscous discrete vortex methods
Başlık çevirisi yok
ALPAY YILMAZ
- Havacılık endüstrisinde kullanılan elyaf takviyeli plastik malzemeler ve yorulma davranışları
Fiber reinforced plastic materials used in aircraft industry and their fatigue behaviors
HÜNKAR URFALIOĞLU
- Helikopter pervanelerinin lineer ve nonlineer titreşimlerinin kombine sonlu elemanlar-transfer matrisi tekniği ile incelenmesi
A Study on linear and non-linear vibrations of helicopter rotor blades by using the combined finite element-transfer matrix method
CÜNEYT KENGER
- Potansiyel akım-sınır tabaka yaklaşımı ile kanat profili analiz ve dizaynı
Airfoil analysis and design by using potential flow-boundary layer approximation
SALİH BOZKURT
