Geri Dön

Aerodynamic optimization of inlet design for high bypass ratio turbofan

Yüksek bypass oranlı turbofan için giriş tasarımının aerodinamik optimizasyonu

  1. Tez No: 854975
  2. Yazar: YAĞIZ KAPLAN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. YUSUF ÖZYÖRÜK
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Sivil Havacılık, Aeronautical Engineering, Civil Aviation
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: Orta Doğu Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 113

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

  1. 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

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiGebze Teknik Üniversitesi

    Enerji Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ FATİH USTA

  2. 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

    İngilizce

    2021

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MELİKE NİKBAY

  3. Design optimization of a cooled gas turbine vane

    Gaz türbini soğutmalı sabit kanadının tasarım optimizasyonu

    FURKAN GÖKENİŞ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. SİNAN EYİ

    DR. ERİNÇ ERDEM

  4. An experimental study of shock wave/boundary layer interactions in supersonic inlets

    Sesüstü hava alıklarında şok dalgası sınır tabakası etkileşiminin deneysel incelenmesi

    SERDAR SEÇKİN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL

  5. Response surface optimization of serpentine air inlet ducts in modern fighters

    Modern savaş uçaklarındaki serpantin hava giriş kanallarının tepki yüzey metodolojisi ile optimizasyonu

    ÖMER FARUK YAHŞİ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Astronomi ve Uzay BilimleriOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. YUSUF ÖZYÖRÜK