Geri Dön

Computation of aerodynamically generated sound for rod-airfoil wake interactions

Airfoil-silinidir etkileşiminde aerodinamik olarak üretilen sesin hesaplanması

PDF İndir

  1. Tez No: 863474
  2. Yazar: ELİF YILDIRIM
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. BAHA ZAFER
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 157

Özet

Kararsız akışkan cisim etkileşimi birçok mühendislik konfigürasyonunda çok yaygın bir konudur. Türbülanslı girdaplar ve katı bir yüzeye çarpan kararsız, ayrılmış dalgalar tarafından uygulanan kararsız yükleme, aerodinamik performansı iyileştirmek titreşimleri ve gürültüyü, yapısal yorgunluğu ve arızayı, aeroelastik sapmayı önlemek için gerekli olduğundan doğru bir şekilde karakterize edilmelidir. Kararsız akışkan- cisim etkileşimlerine olan ilgi, 1930'larda daha yüksek uçuş hızları için aeroelastik olayların modellenmesini gerektirdiğinde artmıştır. İlk çalışmalar sıkıştırılamaz sonsuz ince kanat yaklaşımıyla ilgilenmiştir. Son zamanlarda ise sayısal akış simülasyonlarında girdaplar ve gövdelerin yanı sıra sağanak ve kanatçıklar arasındaki etkileşimlere giderek daha fazla odaklanılmaktadır. Turbo motorların ortaya çıkışından bu yana, turbo motor gürültüsü uçaklarda birincil endişe kaynağı haline gelmiş ve çevresel etkisi giderek önem kazanmıştır. Rotor-stator etkileşim gürültüsünün en önemli etken olduğu göz önüne alındığında, etkili gürültü kontrol stratejileri formüle etmek için yukarı akış iz bölgesinin aşağı akış kanat kısmını nasıl etkilediğini anlamak çok önemlidir. Turbo gürültünün tonal ve geniş bantlı unsurları sırasıyla periyodik kanat-kanat etkileşiminden ve türbülanslı bozulmalardan kaynaklanır.Bununla birlikte, böylesine karmaşık bir geometride gürültü üreten mekanizmanın araştırılması teknik zorluklar doğurmaktadır. Gürültünün altında yatan fiziksel mekanizmaları incelemek için, kapsamlı araştırmalar daha basit bir geometriye, yani yukarı yönde bir silindir ve aşağı yönde bir airfoil içeren silindir - airfoil konfigürasyonuna benzetilebilir ve turbo makinelerdeki temel aerodinamiklere ilişkin içgörüler sağlanabilir. Bu tez kapsamında, akış alanı içinde arka arkaya bulunan cisimlerin oluşturduğu akış kaynaklı sesi araştırmak amacıyla seçilen bir silindir airfoil konfigürasyonu incelenmiştir. Silindir airfoil konfigürasyonu, gelen türbülanslı akışın kanat üzerindeki etkisini incelemek ve kontrol etmek için basitleştirilmiş genel bir durumdur. Bu jenerik durum, gerçek hayatta modellenmesi zor veya imkansız olan durumların anlaşılmasına yardımcı olur. Örneğin, rüzgar türbinlerindeki kanatlar arasından geçen türbülanslı havanın oluşturduğu sesi veya motorlardaki kompresör kanatlarının etkileşimini anlamak gibi. Helikopterlerde veya gemi dümenlerinde de benzer bir etkileşim bulunur. Yönetmeliklerde belirtilen gürültü sınırları içinde kalabilmek için tasarı aşamasında gürültü analizlerinin yapılması gerekmektedir. Bu çalışmada silindir- airfoil konfigürasyonu tarafından üretilen gürültü, Ffowcs Williams & Hawkings akustik analojisi ile OpenFoam'da yapısal çözüm ağı ile büyük girdap simülasyonu (LES) kullanılarak araştırıldı. Sıfır hücum açısına sahip bir NACA0012 kanat profili (c = 0,1 m), dairesel bir çubuğun arkasında bulunur (çapı d = c/10, Reynolds sayısı =48 000 ve serbest akış Mach sayısı = 0,2). Literatürde Jacop ve arkadaşları (2004) tarafından gerçekleştirilen deney, önerilen metodolojiyi doğrulamak için kullanılmıştır. Aerodinamik ve akustik alanlar deneysel ölçümlerle karşılaştırılmış ve LES yönteminin akustik alanı doğru bir şekilde hesaplayabildiği ve girdap saçılma etkisini doğru bir şekilde yakalayabildiği kanıtlanmıştır. Çalışma özellikle pasif kontrol yöntemlerinin uygulanması yoluyla gürültü seviyelerindeki değişiklikleri incelemeye odaklanmıştır. Akış ve türbülans yoğunluğunu kontrol etmek için yukarı akıştaki silinidirin geometrik özellikleri, cisimler arasındaki mesafe ve airfoilin maruz kalabileceği hücum açısı parametre olarak kullanılmıştır. Geometri ve akış koşullarının üretilen gürültü üzerindeki etkisini araştırmak için toplam otuz üç analiz yapılmıştır. Sayısal yöntemi doğrulamak için ilk olarak Jacob ve arkadaşları (2004) tarafından U∞ = 72 m⁄s, T = 293 K ve ρ∞ = 1.2 kg m3 ⁄ koşullarında gerçekleştirilen silindir airfoil deneyi doğrulanmıştır. Bu doğrulamada, ikisininy+ değeri 1'den küçük olan üç farklı ağ yapısı kullanılmıştır. İlginç bir şekilde, en tatmin edici sonuçlar y+ < 5 olan kaba ağ yapısında elde edilmiştir. Ancak, kaba ağ yapısı integral uzunluk ölçeği değerini orta ve ince ağ yapısı kadar iyi karşılamamaktadır. Simülasyon süresi orta ve ince ağ yapısı birbirleri ile karşılaştırıldığında, ince ağ yapısı için gereken hesaplama maliyetinin önemli ölçüde yüksek olması nedeniyle orta ağ yapısı seçilmiştir. Orta ağ yapısında Strouhal sayısı yüzde 1,86 hata oranıyla, SPL değeri yüzde 4,46 hata oranıyla ve OASPL değeri yüzde 3,15 hata oranıyla tahmin edilmiştir ki bunlar oldukça tatmin edici hata değerleridir. Pasif kontrol analizlerinde silindir çapı değiştirilerek çubuğun iz bölgesin de oluşan türbülans ve girdap yapısı kontrol edilmştir. Ayrıca silindir ile kanat arasındaki L mesafesi değiştirilerek bu girdapların etkisi incelenmiştir. Analiz matrisi oluşturulurken bu iki parametrenin birbiri ile nasıl çalıştığını anlamak için farklı L/d oranları belirlenmiştir. Ayrıca, silindirin arkasındaki iz bölgesinde bulunan hücum açısına sahip bir airfoilin normal duruma göre nasıl bir akustik fark yaratacağını analiz etmek için 5 farklı pozitif hücum açısı denenmiştir. Ön kısımda bulunan silinidirin farklı L/d mesafelerinde etkilerini inceleyebilmek için deney kurulumunda bulunan 10 mm çaplı silindire ek olarak 5 mm ve 20 mm çaplarında farklı konfigürasyonlarda analizler gerçekleştirilmiştir. L/d oranları 20, 15, 10, 7.5, 5, 3,75, 2.5, 175, 1.25, 0.75 ve 0.5 olmak üzere toplamda 11 tanedir. Bu analizden çıkan önemli bir sonuç, nesneler arasındaki mesafenin çubuk çapına oranı belirli bir eşiği aştığında uzak alan gürültüsünün genel karakterinin kayda değer bir değişime uğradığıdır. L/d = 1.25 olarak tanımlanan kritik oran (Lc), çubuk-kanat etkileşiminden kaynaklanan aerodinamik olarak üretilen gürültü için önemli bir nokta olduğu ortaya çıkmaktadır. L/d oranının Lc'nin altında olduğu durumlarda, ses basınç seviyesi (SPL) spektrumunun belirgin bir tepe noktası yoktur ve geniş bantlı bir gürültü özelliği gösterir. Özellikle, L/d oranının kritik oranda veya altında olduğu durumlarda, tüm frekans aralığında 38 dB'e varan değişimler gözlenmektedir. Ayrıca, Genel Ses Basıncı Seviyesi (OASPL) değeri, çubuk çapındaki artışla birlikte yaklaşık 10 dB'lik bir artış sergilemiştir. Bu farklı L/d ve çap oranlarında toplam 23 farklı durum incelenmiş ve önemli bulgular elde edilmiştir. Bu 23 farklı durum için SPL davranışı incelendiğinde görülmüştür ki L/d oranı kritik oranın altına düştüğünde, her üç çap konfigürasyonu için de tepe SPL değerinde ani bir düşüş olmuştur. Kritik oranın üzerindeki oranlarda L/d arttığında tepe SPL değeri hafifçe düşmüştür. Çapa göre değişen belirli L/d oranlarında tepe SPL değerlerinde de önemli farklılıklar bulunmuştur. Strouhal sayısının davranışı incelendiğinde L/d oranından ziyade çapa göre farklı eğilimler izlediği görülmüştür. OASPL değişim trendinde 5 ila 10 mm ve 10 ila 20 mm çaplı çubuklar arasında 10' ar dB lik artış olduğu görülmüştür. L/d kritik oranının altında olduğu durumlarda OASPL değerinin her üç çap durumu için de azaldığını ve daha sonra L/d =10'a kadar tekrar arttığını görülmüştür. Arka akış alanında bulunan airfoilin farklı hücum açılarında uzak alan gürültü seviyelerine etkisini incelemek amacıyla L/d =10, d=10 mm koşullarında 4, 8, 12, 16, 20 derece hücum açılarında 5 farklı durum incelenmiştir. Bu konfigürasyon deneysel kurulumunun bir benzeri olup hücum açısı verilmiş halidir. Buna ek olarak önceki analizlerden elde eldilmiş kritik mesafe durumu yine hücum açısı etkisiyle incelenmiştir. Buna göre L/d = 1.25, d=10 mm şartlarında 4, 8, 12, 16, 20 derece hücum açılarında 5 farklı durum incelenmiştir. Böylece toplam 10 farklı durum hücum açısı ve kritik mesafe etkisini kombine bir şekilde göstermiştir. Bu analizler hücum açısı arttıkça airfoil arkasında ki girdap ölçeklerinin arttığını göstermiştir. Bu artış OASPL değerlerine de yansımıştır. 4 ve 20 derece hücum açılı durumlarda OASPL değeri arasında ki fark 16 dB olmuştur. L/d =10 için, hücum açısı arttıkça tepe SPL değerleri stall açısına kadar artmakta, bu açıdan sonra ise azalma eğilimi göstermektedir. Ancak, L/d = Lc durumunda, AoA arttığında azalmaya başlar, bu değerden sonra tekrar artmaya başlar. Farklı açılarda iki farklı mesafede tamamlanan analizler, Strouhal ve SPL eğiliminin aksine, bu analizler için OASPL değerlerinin hücum açısındaki artışla birlikte arttığını göstermektedir. Bu çalışma ile kanat profilinin aşağı yönde bulunmasının Strouhal Sayısı ile ilişkili girdap dökülme frekansını hafifçe yükselttiğini belirlemiştir. Kanat profilinden kaynaklanan gürültünün tüm frekanslarda sesi ağırlıklı olarak etkilediği açıktır.

Özet (Çeviri)

Unsteady fluid body interaction is a very common subject in many engineering configurations. The unsteady loading imposed by turbulent eddies and unsteady separated waves impinging on a solid surface must be accurately characterized because it is necessary to improve aerodynamic performance and prevent vibrations and noise, structural fatigue and failure, aeroelastic deflection and flutter. Interest in Unsteady fluid-body interactions increased in the 1930's when higher flight speeds require modeling of aeroelastic phenomena. Early studies were interested in the incompressible infinite thin wing approach without distortion. Lately, there has been a growing focus in numerical flow simulations on the interactions between vortices and bodies, as well as gusts and airfoils. Since the advent of turbo-engines, turbo noise has become a primary concern, with its environmental impact gaining increasing significance. Given that rotor-stator interaction noise is the predominant contributor, it is crucial to comprehend how the upstream wake affects the downstream blade row to formulate effective noise-control strategies. The tonal and broadband elements of turbo noise arise from periodic wake-blade interaction and turbulent disturbances, respectively. Nevertheless, investigating the noise-generating mechanism in such a complex geometry poses technical challenges. To delve into the underlying physical mechanisms of noise, extensive research has focused on a simpler geometry, namely the rod-airfoil configuration, which involves an upstream rod and a downstream airfoil, providing insights into fundamental aerodynamics in turbomachinery. Within the scope of this thesis, a selected rod airfoil configuration was examined in order to investigate the flow-induced sound created by objects located in tandem position on the flow field. The rod airfoil configuration is a simplified generic situation to examine and control the effect of incoming turbulent flow on the airfoil. This generic case helps to understand situations that are difficult or impossible to model in real life. Such as, understanding the sound generated by turbulent air passing between the blades in wind turbines or the interaction of compressor blades in engines. Same phenomena found in helicopters or ship rudders. In order to stay within the limits specified in the regulations, noise analyzes must be made at the design stage. Besides that, it is important to investigate this type of interaction flow phenomena to understanding the noise generation mechanism. The noise generated by a rod-airfoil configuration was investigated using structured large-eddy simulation in OpenFoam with Ffowcs Williams & Hawkings acoustic analogy. A NACA0012 airfoil (chord c = 0.1 m) at zero angle of attack is located one chord downstream of a circular rod (diameter d = c/10, Reynolds Number = 48 000 and freestream Mach number = 0.2). Aerodynamic and acoustic fields are compared with experimental measurements and proved that LES method is capable of compute acoustic field correctly and capture the vortex shedding effect accurately. The study specifically focused on examining alterations in noise levels through the implementation of passive control methods. In order to control the flow and turbulence intensity, the geometric properties of the rod at the upstream, the distance between objects and the angle of attack to which the airfoil can be exposed were used as parameters. Totally thirty-three analysis conducted to investigate the effect of geometric and flow conditions on generated noise. To validate the numerical method first of all experiment conducted by Jacob et al. (2004) which conducted at a uniform air velocity of U∞ = 72 m ⁄ s, at T = 72 K, and ρ∞ = 1.2 kg ⁄ m3. In this validation three different grid was used, two of them have y+ lower than 1. Interestingly, most satisfying results get in coarse grid which have y+ < 5. However, coarse grid does not satisfy the integral length scale value as good as medium and fine grid. When simulation time was compared between medium and fine grids, medium grid selected because of computational cost needed for fine grid was significantly high. In medium grid, the Strouhal number was estimated with an error rate of 1.86 percent, the SPL value was estimated with an error rate of 4.46 percent, and OASPL value was estimated with an error rate of 3.15 percent, which are quite satisfactory error values according to the experiment. In passive control analysis, the turbulence and vortex structure formed at the wake region of rod is controlled by changing the rod diameter. Moreover, the effect of these vortices is examined by changing the distance L between rod and airfoil. While creating the analysis matrix, different L/d ratios were determined in order to understand how these two parameters work with each other. Moreover, to analysis an acoustic difference how an airfoil with an angle of attack locating in the wake area behind the rod would make compared to the normal situation 5 different positive attack angles were tried. A significant inference from this analysis is that the overall character of far-field sound undergoes a noteworthy change when the ratio of the distance between objects to the rod diameter surpasses a certain threshold. The critical ratio (Lc), identified as L/d=1.25, emerges as a pivotal point for aerodynamically generated noise resulting from rod-airfoil interaction. For cases where the L/d ratio is below Lc, the sound pressure level (SPL) spectrum lacks a distinct peak, displaying a broadband noise characteristic. Notably, in instances where the L/d ratio is at or below the critical ratio, variations of up to 38 dB are observed across the entire frequency range. Moreover, the Overall Sound Pressure Level (OASPL) value exhibited an approximately 10 dB rise with the increase in rod diameter. The study determined that the introduction of the airfoil downstream slightly elevated the frequency of vortex shedding associated by the Strouhal Number. It is evident that the noise originating from the airfoil predominantly influences the sound across all frequencies. This study reveals that the peak Sound Pressure Level (SPL) values show an upward trend with increasing angle of attack until reaching the stall angle. Beyond this point, the SPL tends to decrease. Conversely, in the L/d = Lc scenario, a decline in SPL is observed with an increase in angle of attack until a certain value, after which it starts to rise again.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    14381

    Taşıtlarda aerodinamik direnç katsayısının taşıt parametreleri ile korelasyonu

    Analysis and design of automobile forebodies using potantial flow teory and a boundary layer seperation criterion

    VEDAT PEKER

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    1991

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    DOÇ.DR. METİN ERGENEMAN

  2. Tez No

    794432

    Propulsion-airframe integration for low-boom supersonic aircraft

    Düşük gürültülü sesüstü hava araçlarında itki-gövde entegrasyonu

    RUMED İMRAK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MELİKE NİKBAY

  3. Tez No

    75089

    İstanbul metropoliten alanından boşalan drenaj suları atık yüklerinin model kullanarak hesabı

    Başlık çevirisi yok

    DENİZ ŞAHİNOĞLU

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    1998

    Çevre Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Çevre Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İ. ETHEM GÖNENÇ

  4. Tez No

    75875

    Computation of core losses in three phase smooth rotor induction motors using finite element method

    Düzgün yüzeyli (Oluksuz) rotora sahip üç fazlı asenkron motorlarda sonlu elemanlar yöntemi kullanılarak çekirdek kayıplarının hesabı

    MURAT PİRGAİP

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    1998

    Elektrik ve Elektronik MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. H. BÜLENT ERTAN

  5. Tez No

    776682

    Computation of thermal conductivity in nanofluids

    Nanoakışkanlarda ısı iletkenliği hesaplamaları

    CEREN ECE YÜCE

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Bilim ve Teknolojiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Fizik Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. CEM ÖZGÜR SERVANTİE

Geri Dön