Geri Dön

Delta kanat hücum kenarı eklentilerinin boylamsal ve yanal stabiliteye etkilerinin incelenmesi

Investigation of longitudinal and lateral stability on a delta wing with leading edge extension

PDF İndir

  1. Tez No: 878254
  2. Yazar: AYŞE SİBEL YALAZ ECE
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Makine Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Mechanical Engineering, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2024
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 103

Özet

Bu tez çalışmasında savaş uçaklarında sıkça tercihe edilen delta kanat yapısına hücum kenarı eklentilerinin (strake) eklenmesi ile hava aracında meydana gelen boylamsal ve yanal stabilite etkilerinin incelemeleri yapılmıştır. İncelemeler kapsamında üç farklı referans geometri modelinde değişen hücum açısı, değişen beta açısı ve değişen aileron, flap ve rudder kontrol yüzeyi açılmalarında HAD analizleri koşturulmuş, sonuçlar üzerinde akış topoloji değerlendirmeleri ve stabilite analizleri gerçekleştirilmiştir. Şimdiye kadar üzerinde az oranda araştırma yapılmış olan strake geometrilerinin hava aracındaki kontrol yüzeyi verimliklerindeki etkisini araştırmak, stabilite ve kontrol stratejileri hakkında sonuçlar üretmek bu tezin ana amaçları arasında yer almaktadır. Çalışmalar birebir ölçekte kullanılan savaş uçağı modelinin (Lamar ve Frink, 1981) rüzgâr tüneli verileri ile doğrulanması olarak başlamıştır. Gerçekleştirilen bütün HAD analizleri sıkıştırılabilir akış kabulündeki üç boyutlu tam ölçekli modelde koşturulmuş ve RANS denklemleri hücre merkezli sonlu hacimler yöntemi ile çözülmüştür. Stabilite analizleri kapsamında, aynı zamanda tasarım parametresi olan strake referans alanının yarıya düşürülmesinin aerodinamik ve stabilitedeki etkileri de incelenmiştir. Analizler üç farklı geometri versiyonunda yapılmış olup, model üzerindeki kontrol yüzeyleri literatür referans alınarak tasarlanmıştır. Bu tez çalışmasında hava koşulu deniz seviyesi (0 ft), ideal gaz tanımlanmış ve serbest akım hızı (Ma=0.5) giriş bölgesi sınır şartı olarak verilmiştir. S0 strakesiz geometri modelini, S1 AD-14 isimli strake yapısına sahip geometri modelini ve S2 ise AD-14 strake yapısının referans alanı yarıya düşürülmüş geometri modelini içermektedir. Sonuçlar ilk olarak akış topolojisinin değerlendirilmesi üzerine kurulmuştur. Hücum açısı analizleri incelendiğinde; S0 versiyonunda ɑ=24° ve üstünde akım ayrılmalarının gittikçe şiddetlendiği ve kanat üzerinde taşıma kayıplarının yaşandığı gözlemlenmiştir. S1 ve S2 versiyonlarında ɑ=16°'den ilerideki hücum açılarında strake başlangıç bölgesinden gelişen girdabın kanat yüzeyindeki girdap ile birleştiği, kanat yüzeyindeki negatif basınç bölgesini arttırdığı görülmüştür. Strake alanının küçülmesi ile girdap şiddetinde azalma meydana geldiği görülmüştür. Beta açısının değişiminin incelendiği analizlerde strakeli versiyonların ɑ=32° ve β=10° açısındaki koşulunda strake girdabı rüzgârı önden alan bölümünde daha güçlü şekilde gelişmekte, rüzgâr arkasında kalan bölümde ise yüzeyden ayrıldığı görülmüştür. S2 versiyonu için sağ kanattaki akım ayrılmalarının S1 versiyonuna göre daha fazla olduğu gözlemlenmiştir. Ayrıca S0 versiyonunda olduğu gibi S1 ve S2 versiyonlarında da kanattan ayrılan akım, kuyruk bölgesindeki düzenli akımı gölgelemiş ve o bölgede kararsız akış rejimlerinin oluşmasına sebebiyet vermiştir. Kontrol yüzeylerinden flap ve aileronun strake entegresindeki aerodinamik etkileri incelendiğinde; kontrol yüzeyi etkinliklerinin S0 için ɑ=24° koşulunda oldukça verimsiz olduğu görülmektedir. Strake entegresi oluşan girdap gelişimi ile flap ve aileron kontrol yüzeyindeki akımın yeniden tutunduğu ve kanat yapısındaki taşımayı arttırdığı gözlemlenmiştir. Betalı koşulda rüzgârı arkadan alan kanattaki aileron yüzeyinin üzerindeki taşımanın arttığı gözlemlenmiştir. Strake referans geometrisindeki artış ile ɑ=24° hücum açısında aileron etkinliğinde artış gözlemlenmiştir. Strake geometrisinin eklenmesi ile kuyruk ve rudderdaki yanal düzlemde taşımanın artması sağlanmış, ɑ=24° ve β=10° koşulunda rudder kontrol yüzeyinde verimlikte artış sağlandığı görülmüştür. Versiyonların boylamsal stabilite analizleri yapıldığında, S0 boylamsal kararlı, S1 ɑ=0° ila ɑ=16° aralığında nötr stabilitede, ɑ=16° ila ɑ=32° aralığında ise yüksek seviyelerde boylamsal kararsız, S2 ise ɑ=0° ila ɑ=16° aralığında boylamsal kararlı durumda olduğu görülmüştür. Flap kontrol yüzeyinin ɑ=24° hücum açısında getirdiği yunuslama moment değişimi incelenecek olursa, S1 versiyonunda S0'a göre %50 artış, S2 versiyonunda ise %25 artış görülmüştür. Son olarak yüksek hücum açısındaki burun aşağı moment otoritesinin sağlanması için strake referans alanında azalma yoluna gidilebileceği gözlemlenmiştir. Versiyonların yanal stabilite analizleri yapıldığında ise aileron etkinliği S0 ile karşılaştırıldığında ɑ=24°'de S1 aileron verimi %34 oranında artarken, S2 aileron verimi yaklaşık %16 civarında artış göstermiştir. β=0° koşulunda S1 ve S2'nin rudder verimliliğinde bütün hücum açıları aralığında S0'e göre oldukça fazla iyileşme görülmüştür. Fakat beta açısının artması ile kanat girdaplarındaki kararsız yapı kuyruk akımını etkilemiş, yüksek hücum açısında rudder etkinliğinde kayıplara yol açmıştır. Strake geometrisinin kullanımı ile yanal stabilitede ɑ=24° hücum açısına kadar artış sağlanmıştır. Fakat girdap bozunmaya uğradığı ɑ=32°'de strake girdapları düzensiz yapıya bürünmüştür.

Özet (Çeviri)

Modern fighter aircraft must not only be able to fly at high speeds and altitudes, but also possess superior maneuvering capabilities and be able to operate at high angles of attack because of the proper design of their airfoils. Many studies have reported control and stability problems at high angles of attack, and the main reason of these situation is flow separation in the aircraft. It is known that there are dangers such as stall or spin as a result of any loss of stability at high angles of attack. Innovative control strategies and computational aerodynamic analysis techniques are being investigated to provide more efficient flight regimes at high angle of attack. There are a variety of methods that have the possibility of rescuing the fighter aircraft from dangerous situations during high angle of attack maneuvers and developing its aerodynamic characteristics. One of these methods is the leading-edge extension (LEX) geometries, and its mostly placed in the front section of the wings of fighter aircraft. Strakes can be used as another term to describe LEX geometries in the literature. Strake surfaces are generally used to enhanced maneuverability at transonic speed for the flight. They are also used in fighter aircraft or unmanned aerial vehicles to improve aerodynamic performance. It is also used in fighter aircraft or unmanned aerial vehicles to improve aerodynamic performance. Strakes are designed to be relatively smaller than the main components of the aircraft such as wings and tails and supply the weight reduction optimizations in the fighter jets. Strake geometries create additional vortices on the wing surface in a basic principle, and connect to the wing vortices with flow separation and it provide to re-attachment of the flow on the wing surface again. They accomplish this by shifting the stall angle of attack, which raises the lift. In this thesis, the longitudinal and lateral stability effects of strakes with the delta wing structure were investigated. Within the scope of the investigations, CFD analyses were run in three different reference geometry models with varying angle of attack, varying sideslip angle and varying aileron, flap and rudder control surface deflections, and flow topology researches and stability analyses were performed on the results. There are many studies on recognize the vortex processing and aerodynamic efficiency experiments of strake structures in high angle of attack aerodynamics. However, the main objectives of this thesis are to investigate the effect of strake geometries, which have been little researched so far, on the control surface efficiencies of the aircraft and to understand the effects on stability and control strategies. The studies started with the validation of a one-to-one scale fighter jet model (Lamar and Frink, 1981) with wind tunnel data. All CFD analyses were run on a three- dimensional full-scale model assuming compressible and ideal gas flow and the RANS equations were solved by the cell-centered finite volume method. Grid independence analysis was performed for the solution network with three different element numbers prepared in appropriate with the standard and the most appropriate mesh was selected. With the selected mesh structure, the experimental data were validated with different turbulence models. The validation study CFD analyses were performed at sea level altitude where the free stream velocity Ma=0.2 assuming compressible and ideal gas flow. In order to verify the experimental data, scans were performed at a total of 252 design points in the range of varying angle of attack ɑ=0° to ɑ=56° with sideslip angle at β=0°. Nine different scenarios were calculated for the turbulence models and it was observed that the BSL RSM turbulence model for the non-strake configuration and the SST-HL modified SST turbulence model for the strake configuration were in good agreement with the experimental data. For this reason, these models were used in the stability and control analyses. One of the scopes of the stability analyses, the effects of halving the strake reference area, which is also a design parameter, on aerodynamics and stability were also examined. Three different geometry versions were analyzed; S0 is the geometry model without strakes, S1 is the geometry model with the strake structure named AD- 14 and S2 is the geometry model with the reference area of the AD-14 strake reduced by half. In addition, aileron, flap and rudder control surfaces were designed to investigate the control surface effects. The designs were made within the value ranges recommended in the literature. In this thesis, the air condition is sea level (0 ft), ideal gas is defined and free flow velocity (Ma=0.5) is given as the inlet region boundary condition. The results are first based on the evaluation of the flow topology. When the angle of attack analyses are analyzed; it is observed that in the S0 version, flow separations at ɑ=24° and above become increasingly severe and flow separations are experienced on the wing. In S1 and S2 versions, it was observed that at angles of attack beyond ɑ=16°, the vortex developing from the strake start region merged with the vortex on the wing surface and increased the negative pressure gradient zone on the wing surface. It was observed that the vortex intensity decreased with the reduction of the strake area. In the analyses examining the change in sideslip angle, it is observed that in the strake versions with ɑ=32° and β=10°, the strake vortex develops more strongly in the upwind section and separates from the surface in the downwind section. For the S2 version with reduced strake area, it is observed that the flow separation on the right wing is higher than in the S1 version. Also, as in the S0 version, in the S1 and S2 versions, the flow separating from the wing shadowed the regular flow in the tail region and caused unstable flow regimes in that region. When the aerodynamic effects of the control surfaces flap and aileron on the strake integration are analyzed; it is seen that the control surface efficiency is quite inefficient for the S0 version under ɑ=24° condition. It was observed that the flow on the flap and aileron control surface was re-attached with the vortex development formed by the strake integration and increased the lift in the wing structure. In the crosswind condition, it was observed that the lift on the aileron surface on the wing receiving the wind from behind increased. With the increase in the strake reference area geometry, an increase in aileron efficiency was observed at ɑ=24° angle of attack. With the addition of the strake geometry, the lift on the lateral plane in the tail and rudder has increased, and an increase in efficiency on the rudder control surface has been observed in ɑ=24° and β=10° conditions. When the longitudinal stability analysis of the versions was performed, it was seen that the S0 version was longitudinally stable, the S1 version was in neutral stability between ɑ=0° and ɑ=16°, highly longitudinally unstable between ɑ=16° and ɑ=32°, and the S2 version was longitudinally stable between ɑ=0° and ɑ=16°. If the pitching moment change brought by the flap control surface at ɑ=24° angle of attack is examined, a 50% increase is observed in the S1 version compared to S0 and a 25% increase is observed in the S2 version. Finally, it was observed that the strake reference area could be reduced in order to ensure the nose-down moment authority at high angle of attack. When the lateral stability analyses of the versions were performed, the aileron efficiency of the S1 aileron increased by 34% at ɑ=24° compared to S0, while the S2 aileron efficiency increased by approximately 16%. In the β=0° condition, the rudder efficiency of S1 and S2 improved significantly compared to S0 in the whole range of angles of attack. However, with the increase in sideslip angle, the unstable structure in the wing vortices affected the vertical tail region, leading to losses in rudder efficiency at high angle of attack. With the use of strake geometry, lateral stability was increased up to ɑ=24° angle of attack. However, it was observed that at ɑ=32°, where the vortex breakdown, the strake versions switched to the unstable regime. As a result of the detailed scan analysis, it was observed that the strake geometries improved the control surface efficiency at high angles of attack. This effect was observed especially on the control surfaces on the wing. However, with further increase in the angle of attack, the re-attached flow on the wing loses its interaction and causes the flow separations from the surface. In this condition, it was observed that the strake vortices could not be merged with the wing vortex and were vortex breakdown in the region of vortex intensity. This results in a natural decrease in control capability at these angles of attack, which corresponds to the stall structure on the wing.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    442200

    Control of flow structure on low swept delta wing using unsteady leading edge blowing

    Düşük ok açılı delta kanat üzerindeki akış yapısının hücum kenarlarından zamana bağlı üfleme ile kontrolü

    CENK ÇETİN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2016

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MEHMET METİN YAVUZ

  2. Tez No

    378002

    Control of flow structure on low swept delta wing with steady leading edge blowing

    Düşük süpürme açılı delta kanat üzerindekı akış yapısının hücum kenarından sabit üfleme ile kontrolü

    MOHAMMADREZA ZHARFA

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2015

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MEHMET METİN YAVUZ

  3. Tez No

    701319

    Adjoint-based aerodynamic shape optimization of a strake-delta wing configuration

    Strake-delta kanat konfigürasyonun adjoint tabanlı aerodinamik şekil optimizasyonu

    KAAN YUTÜK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

  4. Tez No

    442098

    Effect of blowing pattern through leading edge on flow structure of 45 degree swept delta wing

    Hücum kenarından yapılan üfleme biçimlerinin 45 derece ok açılı delta kanat üzerindeki akış yapısına etkisi

    GÖKAY GÜNACAR

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2016

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MEHMET METİN YAVUZ

  5. Tez No

    581948

    Numerical investigation of thickness-to-chord ratio on aerodynamic characteristics and flow field of a low swept delta wing

    Kalınlık veter oranının düşük ok açılı delta kanat aerodinamik karakteristiğine ve akış yapısına etkisinin nümerik yöntemlerle incelenmesi

    İSMAİL SADİ CESUR

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. KAHRAMAN ALBAYRAK

    DOÇ. DR. MEHMET METİN YAVUZ

Geri Dön