Numerical simulation of aircraft icing with an adaptive thermodynamic model considering ice accretion
Buz birikimini göz önüne alarak uyarlanmış bir termodinamik model ile uçakta buzlanmanın sayısal benzetimi
- Tez No: 754795
- Danışmanlar: PROF. DR. AHMET CİHAT BAYTAŞ
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Havacılık Mühendisliği, Makine Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Mechanical Engineering, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2022
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 234
Özet
Buzlanma, uçaklarda en istenmeyen olaylardan biridir. Bu olayı farklı bakış açılarından görebiliriz. Günümüzde, uçuş güvenliği şüphesiz tasarımcılar ve üreticiler için en büyük endişelerden biridir. Buzlanma basınç ve hız ölçme cihazlarının arızalanmasına sebeb olarak uçuş kontrolünü zorlaştırır. Yatay ve düşey dümenlerde meydana gelen buzlanma uçağın kontrolünü zorlaştırır hatta imkansız hale getirir. İniş sırasında, pilot penceresindeki buzlanma pilot görüşünü engeller ve yine iniş takımlarındaki muhtemel arızalar büyük facialara neden olur. Buzlanma sonucunda şekillenen buz parçacıkları, uçak yüzeyinden ayrıldığında ve gövde ya da uçak kuyruğu ile çarpıştığında veya bazen kompresör kanatları gibi iç kısımlarla çarpıştığında, uçaklarda ciddi mekanik hasarlara neden olur. Diğer bakış açısı, buzlanma etkisi ile uçak performansının azalması ve bunun neticesinde yakıt tüketiminin artmasıdır. Buzlanma, uçağın aerodinamiğini kötü biçimde ya da beklenmedik bir şekilde etkiler ve bu da uçağı tasarlanan çalışma şartlarından çok farklı şartlarda çalışmaya mecbur etmektedir. Bu nedenle, daha güvenli ve performans açısından daha verimli bir uçuş sağlamak adına buzlanma konusunda bilimsel çalışmaların yapılması gerekmektedir. Uçaklarda buzlanma olayı bilimsel analizler yapmak istediğimizde, bir kaç seçenek ile karşıkarşıya kalmaktayız. Rüzgar tüneli ve uçuş esnasında yapılan testler yüksek maliyetli olmaktadır, buna karşılık buzlanma sayısal ve hesaplamalı benzetim ile bilgisayar ortamın da incelene bilmektedir. Mevcut çalışmada uçakta buzlanma olayın sayısal ve hesaplamalı benzetimi FORTRAN ile bir bilgisayar programı yazarak yapılmıştır. Buzlanmanın hesaplamalı benzetimi ağ üretimi, hava çözümü, damlacıkların çözümü ve buz birikim hesabı gibi temel modullerden oluşur. İlk önce, kanat etrafında eliptik denklemleri kullanarak ağ üretilir. Eliptik denklemlerin çözümüne dayanan difransiyel metodler keyfi geometrilerin etrafındaki ağ üretiminde kullanılmaktadır. Poisson denklemi en bilinen eliptik çözümler arasında yer almaktadır. Poisson denklemi kontrol terimleri yardımıyla sıkı, düzgün ve ortogonal ağ çizgileri üretiminde çok kabiliyetlidir. Sonra, kanat kesiti etrafında hava akışın hızları ve ısı taşınım katsayısı bulunur. Bu çalışmada viskoz olmayan hava modelleri kullanılmıştır. Viskoz olmayan çözümler Navier-Stokes kodların aksine daha az efor ve zamana ihtiyacı vardır. Bu yüzden iki boyutlu, dayimi, viskoz olmayan, sıkıştırılamaz ve girdapsız akış (potansiyel akış) modeli tercih edilmiştir. Potansiyel ve akım fonksyonu modeller, potansiyel akışların iki farklı çözümleri dir. Bizim çalışmada akım fonksyonu modeli tercih edilmiştir, çünkü potansiyel fonksyon modelinde iç noktaların değerlerini hesaplamak için interpolasyon yapmak gerekmektedir diğer yandan keskin kenarlarda tekillik problemi ile karşı karşıya kalır. Potansiyel akış çözümü sınır tabaka dışındaki viskoz olmayan akış hızları için iyi takripler vermektedir. Bu hızları integral sınır tabaka metodunda kullanarak taşınım ısı transfer katsayısı bulunur. Viskoz ve türbülans etkileri integral sınır tabaka metoduna dahil etmek için ilgili korelasyonlar kullanılır. Sonrasında, damlacık dağılımı saptanacaktır ve neticede damlacıkların kanat yüzeyindeki birikim verimi hesaplanır. Uçakta buzlanma olayı bir nevi iki fazlı akıştır. Hava akışı damlacıkların hareketini kanat etrafında etkiler. Diğer yandan eğer su damlacıkların çapı 50 μm'den küçük ise bu damlacıklar hava akışını etkilemez ama eğer damlacıkların çapı 50 μm'den büyük ise bu sefer su damlacıkların ataleti hava akışını etkiler ve bu etkileşimi hesaba katmak gerekiyor. Bu çalışmada su damlacıkların çapı 50 μm'den küçük olduğu varsayılmaktadır. Su damlacıkların hareketi veya dağılımını bulmak için literatürde Lagrangian veya Eulerian yöntemleri kullnılmaktadır. Lagrangian metodda Newton'nun ikinci yasasından faydalanarak her su damlacığın hareket izi (yörüngesi) takip edilir ve bu damlacığın kanat yüzeğine isabet edip etmediği kontrol edilmektedir. Eulerian metod'da ise süreklilik ve mpmentum denklemleri bütün alan için çözülür ve su damlacıkların dağılımı (yoğunluğu) bulunur. Lagrangian metod'da her damlacığın hareketi ayrıca takip edilir buna karşı Eulerian metod'da bütün alan için değerler aynı zamda çözülür ve elde edilir. Lagrangian yöntemin daha fazla zaman harcadığından dolayı bizim çalışmad Eulerian yötemi tercih edilmiştir. Ayrıca, Eulerian metodu daha karmaşık geometrilerde ve üç boyutlu geometriler için daha iyi sonuçlar verdiğini biliyoruz. Nihayet, termodinamik hesaplamalar ile buz sıcaklığı ve kalınlığı mevcut zaman adımı için elde edilir. Tahmin-Düzeltme ve Çok-Katmanlı metodlar buz birik hesabı için bilinen metodlardır. Tahmin-Düzeltme yaklaşımda buz kalınlığı bütün maruziyet zaman için hesplanmaktadır (Tahmin aşaması). Doğrusal değişim kabulü ile bu zaman süresi için buzun kalınlığı ve sıcaklığı interpolasyon ile elde edilmektedir. İntegrasyon yaparak bütün maruziyet zamanı için buz kalınlığı hesaplanmaktadır (Düzeltme aşaması). Sonrasında yeni doğrusal değişim verileri ile hesaplamalar yeniden yapılmaktadır. Bu yaklaşımda Tahmin-Düzeltme iki son tekrardan elde edilen verilerin farkı çok küçük olduğuna kadar devam etmektedir. Diğer yandan Çok-Katmanlı yaklaşımında ise, ağ üretim sonrası, hava akışı ve taşınım ısı geçiş katsayısı (h conv ) yüzeyde bulunur. Bu hava etkisinde kanat etrafındaki damlacıkların dağılımı ve kanat kesitindeki su birikim verimi (β ) hesaplanır. Nihayetinde, kütle ve enerji korunum denklemlerini kullanarak buz kalınlığı ve sıcaklığı elde edilir. Son olarak, yeni buzlu geometri oluşturulur ve tüm hesaplamalar bir sonraki zaman adımı için tekrarlanır. Belirlenen zamana ulaşılıncaya kadar tüm hesaplamalar tekrarlanır ve son buz şekli kanat profili üzerinde tahmin edilir. Uçakta buzlanma olayın doğası gereği dayimi durumlu çözüme sahip olmadığından dolayı hesaplaması zor dur. Bu çalışmada buz birikim hesabı için Çok-Katmanlı yaklaşım tercih edilmiştir çünkü Çok-Katmanlı buz birikim hesabı sayısal hesapların dayımı duruma yakın şekilde devam etmesini sağlamaktadır. Geleneksel buz birikimi modellerinde, şeffaf buzun ilk meydana geleceği kalınlık ve süresi için bir tahmin edilir ve bu değerler kırağı buzdan şeffaf buz hesabına geçişi için kritik değerler olarak var sayılmaktadır. Daha sonra, bu kritik değerler dayanarak her zaman adımında termodinamik hesaplamalarda kırağı veya şeffaf buz birikimi hesaplamaların kullanılmasına karar verilir. Geleneksel modellerde bu kritik değerleri başlangıçta tahmin etmek için taşınım ısı transfer katsayısı ve su birikim veriminin bu sürede değişmemesi var sayılır. Ama gerçekte, kanat geometrisi buzlanma esnasında her zaman adımında değişmektedir ve bunun etkisinde hava akışını ve su damlacıkların dağılımı sürekli değişir. Sonuç olarak, buz birikiminin hesabında önemli rol oynayan kanat kesitindeki taşınım ısı transfer katsayısı ve su birikim verimi devamlı olarak değişmektedir. Bu çalışmada sunulan ve önerilen buz birikimi modelinde, başlangıç zamanda kritik geçiş kriterlerinin tahminlerine ihtiyaç duymadan termodinamik hesaplamalar kırağı buz birikim hesabı ile başlatılır. Elde edilen sonuçlar mantıklı ise (buz yüzeyin sıcaklığı buzlanma sıcaklığının altında olup ve hesaplanan buz kalınlığı pozitiv ise) kabul edilir, aksi takdirde şeffaf buz birikim hesaplaması uygulanır. Sunulan hesaplamalı yöntemin algoritması bu doktora tezin özgün değeri dir. Bu yaklaşımın gücü tarafı sayısal buzlanma hesaplamalar sürecinin doğal buzlanma olayın seyri ile aynı şekilde devam etmesini sağlamasıdır. Önerilen yaklaşımın sonuçlarına göre, tüm kırağı, karışık ve şeffaf buz rejimlerinde bu yeni yaklaşım geleneksel buz birikim modellerinden daha doğru sonuçlar vermektedir. Bu tezdeki önerilen araştırmada, uçak buzlanmasının analizinde çok temel ihtiyaç ve boşlukları karşılayabilir, ve hatta gelecekte bilgisayar tabanlı ulusal kod sağlamak konusunda öncülük edebilir. Buzlanma havacılık sektöründe yüksek maliyetli hasarlara sebep olmaktadır, bu nedenle hazırladığımız bilgisayar programı ekonomik açıdan sektöre faydalı olacaktır, zira dedektörlerde, dengeleyicilerde ve kontrolörlerde, buzlanma sebebi ile oluşacak problemler önlenecektir. Ayrıca, çalışmanın sonuçları kullanımı giderek yaygınlaşan insansız uçakların teknolojik gelişmelerine faydalı olacaktır. Diğer yandan, daha iyi uçuş simülasyonlarına yol açarak, pilot eğitimlerinin verimini ve başarı oranı artırılacaktır. Buzlanma sonucu oluşacak tehlikeleri hafifletmek ve uçağın genel performans azalmasını önlemek veya düşürmek, bu bilimsel çalışmanın en önemli amacıdır.
Özet (Çeviri)
The icing phenomenon is one of the most undesirable events in aircraft. We may see this phenomenon from different points of view. The safety of flight is undoubtedly the biggest concern of designers, nowadays. The icing causes the malfunctioning or even failure of the pressure and speed measurement devices, and consequently make difficulties for controllability of the flight. Icing in rudder, ailerons, and elevators can also make control of aircraft even impossible. During landing, the icing on the pilot window along with possible failures in the landing gears may cause major catastrophes. Besides, detachment of ice particles can cause serious mechanical damage to the aircraft when they collide with the body or sometimes with internal parts such as compressor blades. The other point of view is the degradation of the performance of aircraft, and consequently the increase of fuel consumption because of icing. Icing affects the aerodynamics of an airplane in an undesirable way and puts the aircraft in a situation that is far from what the aircraft is designed for. Therefore, it is necessary to study aircraft icing to provide a safer and more efficient flight. Since the icing in aircraft is of great importance, a precision analysis of this phenomenon should be performed. Tests in the wind tunnel and during the flight are very expensive. On contrary, the numerical-computational simulations can be cost-effective for studying aircraft icing. In the present study, the numerical-computational simulation of aircraft icing has been performed by writing a computer-code via FORTRAN. The computational simulation of aircraft icing is a modular procedure consisting of the grid generation, air solver, droplet solver and ice accretion modules. First, the computational domain is generated via elliptic grid generation. The differential methods based on the solution of the elliptic equations are commonly used for generating of the mesh for a geometry with arbitrary boundaries. Elliptic equations are also utilized for the unstructured grids. The most popular elliptic equation is the Poisson equation, which gives the wonderful possibility to satisfy smoothness, fine spacing, and orthogonality on the body surface by means of the controlling terms. Then, the velocity and pressure distributions of airflow around the wing have been found, and the convective heat transfer coefficient on the body will be calculated. The inviscid flow model has been selected in our simulation because it needs less effort and time in comparison with the Navier-Stokes codes. The two-dimensional, steady-state, inviscid, incompressible, irrotational flow (potential flow) model has been applied for solving airflow. The potential and stream function methods are two different models of potential flow. Because the potential method needs interpolation for the calculations of values in the inner region and it may encounter the singularity problem in sharp edges the stream function method has been preferred in our work. The potential flow gives good approximation for the velocities of external inviscid flow next to the boundary layer. These velocities are utilized to calculate the convective heat transfer coefficient. To include the viscous and turbulent effects in the integral boundary layer method, the relevant correlations are applied. Next, the liquid water content (apparent density) of the water droplets will be determined to know the collection efficiency of droplets on the airfoil. The aircraft icing is a special case of two-phase flow. The airflow will affect the motion of water droplets around an airfoil. On the other hand, while the diameter of a water droplet is less than 50 μm, the motion of droplets does not affect the airflow (i.e. one-way coupled flow), but when the diameter of droplets is larger than 50 μm the motion of droplets does also influence the airflow, and there is an interaction between airflow and the motion of droplets (i.e. two-way coupled flow). In our study, it is assumed that the diameter of droplets is less than 50 μm, and consequently, the two-phase flow is treated as a one-way coupled flow model. There are two main approaches namely Lagrangian and Eulerian methods to study the motion or distribution of water droplets around an airfoil. In Lagrangian method, Newton's second law of motion (force balance) is used for tracking the trajectory of water droplets. For each droplet it is checked to see whether the droplet collides with the surface of the airfoil or not. This can be a very time-consuming task. On the other hand, in the Eulerian approach, the continuity and momentum equations of water droplets are simultaneously solved for the entire grid-points around an airfoil. Since, instead of tracking individual particles, the average values of apparent density (liquid water content) and velocity components of water-droplets are calculated in all points at the same time, the Eulerian approach is time-saving in comparison to the Lagrangian approach. The other advantages are to improve the ability to model unsteady flows over the body, and the automated treatment of shadow zones (zones with no impingement). Also, this method gives better results for the complicated two-dimensional geometries. A further reason for developing the Eulerian method is the easy extension toward three-dimensional geometries. Because of these advantages of the Eulerian method, this method has benn implemented in our study. Eventually, the thermodynamic calculations are performed by using the conservation equations of mass and energy to compute the temperature and thickness of ice, and the new iced geometry is calculated for the current time step. Predictor-Corrector and Multi-Layers methods are the well known ice accretion methods. In Predictor-Corrector approach, first, the calculations of ice accretion for the entire exposure time is performed. This is known as the predictor step. Then, by assuming a linear variation of the parameters between the solution of the clean airfoil and the iced geometry, the airflow and droplets solutions can be interpolated in time. Then, the final shape of ice is calculated by integrating from the beginning time (clean geometry) to exposure time (final ice shape). This step is known as the corrector step. Then, the solutions of flow and droplets can be re-evaluated on the corrected ice shape, consequently, a new linear interpolation can be computed and a new corrector step can be performed. This process will repeat until the difference between two corrector steps was negligible. On the other hand, in Multi-Layers approach the general process goes as follows. The grid is generated using the geometry of the clean airfoil. Then, the airflow field is solved to obtain the velocity and pressure distributions around the body, and calculate the convective heat transfer coefficient (h conv ) on the body. Utilizing the airflow values, the droplets equations are solved to know the collection efficiency (β ) on the body. Eventually, the thermodynamic mass and energy balances are performed to compute the surface temperature and thickness of the ice. Then, the new contaminated (iced) geometry is created and provided to the grid generator module to produce the new grid for the next time step. Finally, the whole procedure is repeated until the specified exposure time, and the final shape of the ice will be predicted. Ice accretion is inherently an unsteady problem and difficult to handle. In our study Multi-layers approach has been applied because it allows for solving the problem as a quasi-steady-state problem. In the conventional multi-layers ice accretion models, the thickness (B g ) and time (t g ) at which the glaze ice appears for the first time, are predicted based on the thermodynamic calculations at the very beginning. Then, these values are taken as critical transient criteria to apply either the rime ice or the glaze ice calculations at each time step. To make these predictions, it is assumed that the convective heat transfer coefficient (h conv ) and collection efficiency (β ) do not change. In reality, the geometry of the body surface changes during the icing and affects the airflow and the distribution of water droplets around the airfoil. Consequently, the convective heat transfer coefficient and the collection efficiency which playing important roles in the ice accretion change, continuously. In the proposed ice accretion model presented in this study, without the need for the predictions of the critical transient criteria at the zero time, the calculations of the ice accretion are initiated with the rime ice. If the results are plausible (until the surface temperature of ice reaches the freezing temperature of water at the ambient and the calculated thickness of ice to have a positive value) they are accepted, otherwise, the glaze ice calculation is applied. The proposed computational algorithm is the novelty contribution of present dissertation. The strength of this approach is that it enables the course of numerical computations of the icing process to proceed in the same way as the real physics of the icing phenomenon. The results of the present study show that the proposed ice accretion approach for all rime, mixed, and glaze ice-regimes gives more accurate results than the conventional ice accretion models. Our research can meet very basic needs in analyzing the aircraft icing and even can be a guideline for providing a national computer-based program in the future. Because the icing causes high-cost damages in the aviation sector, the prepared code will also be economically beneficial. Results of our analyses can help with avoiding malfunctioning of detectors, stabilizers, and controllers. In addition, the results of the study will be useful for technological developments of unmanned aircraft. Also, more realistic and successful pilot training will be achieved by including icing prediction in the flight simulations. The most important achievements of this study are increasing the safety of flight, and reducing/eliminating the degradation of overall performance of aircraft.
Benzer Tezler
- Metropoliten kent çeperindeki yerleşimlerde yapısal dinamikler-İstanbul metropoliten kent çeperi örneği
Structural dynamics in the settlements around metropolitan periphery-The case of İstanbul city periphery
ÖZLEM GÜNGÖR ÖZÇEVİK
- Autonomous landing for VTOL aircraft on vertically moving marine platforms
Dikey hareket eden deniz platformlarına VTOL hava araçlarının otonom inişi
HAZEM ABDULLATIF MOHAMMED KHOLOSI
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. HALİL ERSİN SÖKEN
- Space time adaptive processing (STAP) in multi input multi output (MIMO) radar
Çok girişli çok çıkışlı (ÇGÇÇ) radar larda uzay zaman adaptif işleme
MEYSAM BEHNAM KHAJEHPASHA
Yüksek Lisans
İngilizce
2016
Sivil Havacılıkİstanbul Teknik Üniversitesiİletişim Sistemleri Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MESUT KARTAL
- Çok-doğruluklu temsili modelleme ile aeroelastik tasarım optimizasyonu uygulaması
Implementation of an aeroelastic design optimization with multi-fidelity surrogate modelling
ENES ÇAKMAK
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Savunma ve Savunma Teknolojileriİstanbul Teknik ÜniversitesiSavunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MELİKE NİKBAY
- Yüksek çözünürlüklü radar ile hedef tanıma
Target identification with high resolution radar
KORAY SERBEST
Yüksek Lisans
Türkçe
2007
Elektrik ve Elektronik MühendisliğiDeniz Harp Okulu KomutanlığıElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. MEHMET TAHİR ÖZDEN