Aerodynamic optimization of inlet design for high bypass ratio turbofan
Yüksek bypass oranlı turbofan için giriş tasarımının aerodinamik optimizasyonu
- Tez No: 854975
- Danışmanlar: PROF. DR. YUSUF ÖZYÖRÜK
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Sivil Havacılık, Aeronautical Engineering, Civil Aviation
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2024
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Bir uçağın motor girişi, tırmanma ve seyir durumları gibi çok çeşitli uçuş koşullarında, mümkün olan en az basınç kaybı ve mümkün olan en yüksek pürüzsüzlük ile gerekli miktarda havanın motora geçmesine izin vermelidir. Ayrıca motoru koruyan bölgenin varlığının, uçak gövdesi üzerinde bulunan kısımdaki basınç dağılımına büyük etkisi vardır. Bu nedenle motor çekirdeğini barındıran motor kaportasının, oluşabilecek olumsuz koşullara karşı en optimum şekilde tasarlanması gerekmektedir. Bu tezde, literatürde yer alan ve temel geometri olarak adlandırılan bir turbofan motor kaportasının girişinin, basınç geri kazanım oranı ve sürüklenme katsayısı değerlerine dayalı olarak en uygun şekle getirilmesi incelenmiştir. Akış çözümleri için ticari hesaplamalı akışkanlar dinamiği çözücüsü Fluent kullanılır ve optimizasyon için Çok Amaçlı Genetik Algoritma (MOGA) kullanılır. Optimizasyon sonuçları, temel geometriyle karşılaştırıldığında fanın basınç geri kazanım oranının tırmanma ve seyir koşullarında sırasıyla %3,97 ve %3,02 arttığını göstermektedir. Ayrıca sürükleme katsayıları bu koşullarda sırasıyla %11,43 ve %17,32 oranında azaltılmıştır. Çalışma, CFD çözümleri tarafından beslenen MOGA optimizasyonunu kullanan yaklaşımın, turbofan giriş şekli tasarımı için yararlı olduğunu kanıtlamıştır.
Özet (Çeviri)
The inlet of the engine of an aircraft must allow the required amount of air pass into the engine with the minimum possible pressure losses and highest possible smoothness at a wide range of flight conditions such as climb and cruise situations. Moreover, the presence of the engine nacelle has an impact on the pressure distribution over the installation area on the aircraft. Therefore, the nacelle housing the engine core should be designed in the most optimum way against the adverse conditions that may occur. In this thesis, the inlet of a turbofan engine nacelle from literature, called the baseline geometry, is studied for optimal shape based on the pressure recovery ratio and drag coefficient values. The commercial computational fluid dynamics solver Fluent is used for flow solutions, and a Multi-Objective Genetic Algorithm (MOGA) is used for optimization. The optimization results indicate that compared to those of the baseline geometry, the pressure recovery ratio by the fan is increased by 3.97% and 3.02% at the climb and cruise conditions, respectively. Also, the drag coefficients are reduced by 11.43% and 17.32% at these conditions, respectively. The study has shown that the employed optimization approach utilizing the MOGA optimization fed by CFD solutions has proven a useful one for turbofan inlet shape design.
Benzer Tezler
- Dizel motor modeli ile entegre bir aşırı doldurma ünitesi tasarım ve optimizasyon modeli geliştirilmesi
Development of a turbocharger design and optimization model integrated with the diesel engine model
MERT ALPAYA
Doktora
Türkçe
2023
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
PROF. DR. CENGİZ CAMCI
- Air cooling system design optimizations for reciprocating two turbocharger diesel engines of high altitude air vehicles
Çift turbo motorlu yüksek irtifa hava araçlarında hava soğutma sistemi tasarım optimizasyonu
KEMAL BUĞRA AVŞAR
Yüksek Lisans
İngilizce
2024
Havacılık ve Uzay MühendisliğiGebze Teknik ÜniversitesiEnerji Teknolojileri Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ FATİH USTA
- Implementation of propulsion system integration losses to a supersonic military aircraft conceptual design
İtki sistemi entegrasyonu kaynaklı kayıpların süpersonik askeri uçak kavramsal tasarımına uygulanması
EMRE KARASELVİ
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MELİKE NİKBAY
- Scramjet motorlarında giriş geometrisinin sayısal optimizasyonu: Deney tasarımı ve hesaplamalı akışkanlar dıinamiği yaklaşımıyla performans iyileştirmesi
Numerical optimization of inlet geometry in scramjet engines: Performance improvement through design of experiments and computational fluid dynamics approach
DİLARA KOÇAK
Doktora
Türkçe
2025
Makine MühendisliğiEge ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AYDOĞAN ÖZDAMAR
DOÇ. DR. CEM TAHSİN YÜCER
- Numerical investigation of heat transfer in generic gas turbine blade with impingement cooling under high crossflow effect
Yüksek çapraz akış etkisi altında çarpma jet soğutmalı jenerik bir gaz türbini kanadında ısı transferinin sayısal incelenmesi
SEFA YILMAZ
Yüksek Lisans
İngilizce
2026
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI