Experimental investigation of supersonic internal compression inlets
Sesüstü iç sıkıştırmalı hava alıklarının deneysel incelenmesi
- Tez No: 900882
- Danışmanlar: DR. ÖĞR. ÜYESİ HAYRİ ACAR
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2023
- 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: 103
Özet
Hava alığının temel görevi serbest akım şartlarındaki havayı alıp motorun kompresör kısmına uygun şartlarda getirmesidir. Motor performansının yüksek olması için hava alığı ihtiyaç duyulan debiyi en az toplam basınç kaybı ile sağlamalıdır. Ayrıca hava alıklarının hafif, mekanik açıdan olabildiğince basit ve düşük sürüklemeye sahip olması önemlidir. Hava alığı sistemi büyük oranda bir uçak motorunun uçağa takıldıktan sonraki performans düşüşünü serbest çalışma şartlarına göre etkiler. Motora giden hava akışının basınç kaybı ve düzgün akış şartları hava alığı giriş ve iç geometrik özellikleri nedeniyle bozulabilir. %1'lik basınç kaybı motor itkisinde yaklaşık %1.3 azalmaya yol açmaktadır. Ayrıca, uçağın sürükleme kuvveti, hava alığının dış geometrisi ve sınır-tabaka uzaklaştırıcı sistemleri nedeniyle artarken, performans ise azalabilir. Yüksek sesüstü ve sesaltı hıza sahip uçaklarda kullanılan turbojet ve turbofan motorların verimli çalışması için hava akışının girişte 0.4 ve 0.5 Mach arasında olması gerektirir. Hava akışı daha yüksek olduğunda kompresör palalarında şok dalgaları oluşabilir ve birden verim düşebilir. Sesten hızlı uçaklarda ise hava alıkları, şok dalgaları üretecek bir geometrik yapıyla üretilirler. Bu şok dalgaları motora giren sesüstü akışı yavaşlatır. Birçok unsur, bu tür hava alıklarında akış şartlarını negatif etkileyebilir. Bu tip motorlarda karşılaşılan önemli problemlerden biri, hava alığının ürettiği şok dalgalarının alık dışına taşması yani“unstart”tır. Bu problem, alığın tasarımdan ziyade, akış, çalışma, kompresör veya yanma odası şartlarındaki değişimlerden kaynaklanır. Bu durum da motor susması gibi son derece istenmeyen bir sonuç doğurabilir. Sesüstü hava alıklarının içinde çalışma prensibi gereği dik ve eğik şok dalgaları oluşur. Bu şok dalgaları hava alığı yüzeylerinde oluşan sınır tabaka ile etkileşime girer ve akışa ters yönde basınç gradyanı oluşturur. Şok dalgası-sınır tabaka etkileşimi sonucunda sınır tabaka yüzeyden ayrılır. Bu durum; toplam basınç korunumu (total pressure recovery), debi yakalama oranı (flow capture rate) ve taşma sürüklemesi (spillage drag) gibi performans parametrelerini önemli ölçüde olumsuz etkiler. Ayrıca sınır tabakanın ayrılması sonucunda hava alığında akış kararsızlığı (buzz) ve susma (unstart) gibi katastrofik problemler de oluşabilir ve bu nedenle hava aracı motoru ihtiyaç duyduğu akış ile beslenemediğinden beklenen itki kuvvetini üretemez. Sesüstü hava alığı ile ilgili problemler, 1960lı yıllardan bu yana farklı geometriler ve şartlar göz önünde bulundurularak deneysel çalışmalarla incelenmektedir. Daha önceki çalışmalar daha karmaşık konfigürasyonlara sahip dış ve karma sıkıştırmalı tipindeki hava alıkları üzerinde odaklandığından, iç sıkıştırmalı hava alıklarını ele alan çalışma sayısı çok kısıtlıdır. Başlangıçta üzerinde çalışılan ve daha sonra ilgi görmeyen fakat günümüzde en gelişmiş platform olan F-35 gibi modern 5. nesil müşterek savaş uçağında kullanılan bombe tipi hava alığı (bump-inlet) konseptinin kullanılması durumunda olduğu gibi, iç sıkıştırmalı hava alıları da bu tez kapsamında yapılan çalışmaların da katkısı ile önem ve öncelik kazanabilir. Bu bağlmada iç sıkıştırmalı hava alığı geometrileri üzerinde çeşitli ölçüm tekniklerinin kullanıldığı deneysel çalışmalar alana katkıda bulunmak ve bu tipteki akış probleminin yeni yönlerini incelemek ve daha fazla bilgi edinmek için yürütülmüştür. Bunların yanı sıra bu çalışmanın, ülkemiz ihtiyaçları kapsamında sesüstü hızlarda görev yapmak üzere tasarım süreçleri devam eden hava araçlarına da katkı sağlaması hedeflenmiştir. Bu tez çalışmasında, iç sıkıştırmalı sesüstü hava alığı modellerinde oluşan akış yapısının, verimliliğe etki eden parametrelerin ve verimi iyileştirici yöntemlerin incelenmesi için İTÜ Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesindeki 150x150 mm Trisonik Rüzgar Tünelinde deneysel çalışmalar gerçekleştirilmiştir. Bu kapsamnda, iç sıkıştırmalı hava alıklarında sıkıştırma yüzey sayısının ve girişteki geri süpürme açısının performansa etkilerinin incelenebilmesi için detayları Bölüm 2.2'de verilen dört farklı geometriye sahip kama/rampa şekilli keskin kenarlı şok dalgası üreteçlerine sahip iki boyutlu hava alığı modelleri tasarlanarak üretilmiştir. Daha sonra hava alıklarının yüzeyleri boyunca basınç ölçümleri yapılmıştır. Burada, akış basınç dağılımı ve alık şok dalgalarının sınır tabaka ile etkileşime girmesi ile oluşan basınç değişimleri ortaya çıkarılmıştır. Bahsi geçen basınç ölçümleri ile eş zamanlı olarak hava alıkları içerisindeki akış yapısı Schlieren yöntemi kullanılarak görüntülenmiştir. Hava alıkları içerisindeki hız alanı, parçacık görüntülemeli hız ölçümü yöntemi ile tespit edilmiştir. Ayrıca hava alıklarının çıkış kesitindeki toplam basınç korunumu ve Mach sayısı dağılımlarının belirlenmesi amacıyla özel tasarlanan basınç tarakları ile ölçümler yapılmıştır. Bu çalışma kapsamında incelenen iç sıkıştırmalı hava alığı modellerinde oluşan akış yapılarında büyük oranda şok dalgası/sınır tabaka etkileşimi fenomeninin baskın olduğu ve hava alığı performansını olumsuz etkilediği tespit edilmiştir. Performansı iyileştirmek ve hava alığı içindeki akışı daha kararlı hale getirmek için şok dalgası/sınır tabaka etkileşiminin azaltılmasında mikro girdap üreteçlerin katkısı incelenmiştir. Elde edilen tüm deneysel sonuçlar iredelenmiş ve karşılaştırmalı olarak Bölüm 3'te sunulmuştur. Düz girişli konfigürasyonda iki sıkıştırma yüzeyi hava alığı akış kararlılığnı arttırırken, girişinde geri süpürme açısına sahip iç sıkışırmalı hava alıklarına ikinci sıkıştırma yüzeyinin eklenmesi akış kararlılığı üzerinde olumsuz etki yaratmıştır. Tek sıkıştırma yüzeyine sahip iç sıkıştırmalı hava alığının girişine geri süpürme açısı verildiğinde akış kararlılığı önemli derecede artmıştır ancak iki sıkıştırma yüzeyine sahip modellerde girişteki geri süpürme açısının anlamlı etkisi görülmemiştir. Ne sıkıştırma yüzeyi sayısı ne de girişteki geri süpürme açısı iç sıkıştırmalı hava alıklarında toplam basınç korunumuna etki etmemiştir. Girişinde geri süpürme açısı olan iç sıkıştırmalı hava alıklarının çıkışında akışın yaklaşık %25 daha hızlı olduğu ölçülmüştür. Girdap üreteçleri, tüm modellerin yüzeyinde oluşan sınır tabaka ile şok dalgası etkileşim bölgesinde beklenen olumlu etkiyi göstermiştir. İki sıkıştırma yüzeyine sahip iç sıkıştırmalı hava alıklarında girdap üreteçleri global akışa etki etmemiştir. Tek sıkıştırma yüzeyine sahip iç sıkıştırmalı hava alıklarında, girdap üreteçleri düz girişli tasarımda akış kararlılığına olumlu katkı sağlamıştır fakat girişinde geri süpürme açısı olan konfigürasyonda olumsuz yönde etki etmiştir. Girdap üreteçleri, tüm iç sıkıştırmalı hava alığı konfigürasyonlarında toplam basınç korunumunu arttırmıştır ve aynı zamanda hava alığı çıkış kesitindeki hız dağılımının standart sapmasını azaltmıştır. Bu tez kapsamında yapılan çalışmaların sonucunda hem iç sıkıştırmalı hava alıkları hakkında bilgi artmış ve teknolojik hazırlık seviyesi yükselmiştir hem de İTÜ Trisonik Rüzgar Tüneli'ne yeni ölçüm teknikleri, donanım ve yazılım kabiliyetleri kazandırılmıştır. Bu kazanımlar ile ileriki çalışmalarda tüm tipteki hava alıkları içerisindeki karmaşık akış daha iyi anlaşılabilir ve bu sayede alık başlamama problemine neden olan unsurların belirlenmesi, şok dalgalarının sınır tabaka ile etkileşime girmesi ile oluşan akış yapısının incelenmesi ve iyileştirilmesi, toplam basınç korunumu ve debi yakalama parametleri ölçümlerinin yapılması, sınır tabaka tahliye sistemlerinin incelenmesi gibi bir çok konu çalışılabilir ve alana önemli katkılar sağlanabilir.
Özet (Çeviri)
Shock waves are significant in air intakes whose aim is to ensure a stable, low-loss, and subsonic flow to the engine face no matter what the flight conditions are. Flows in supersonic engine inlets contain shock waves generated in certain configurations to reduce the speed of the incoming air to subsonic values at the compressor inlet. The interaction between the shock waves and the boundary layers on the inlet surface and/or inlet-body combination causes flow separation with a negative effect upon the flow and the mass flow rate entering the inlet. These interactions may also cause unsteady pressure loading and regions of high heating that compromise the structural integrity. In addition, flow separation occurring on the inlet surfaces might cause unstart, a transient process. The original inlet shock system is disgorged during unstart and it can turn into a detached bow shock in the inlet entrance upstream. High transient pressure loads may cause a severe unstart process and an engine thrust loss. Although the unstart process is known to have been caused by the changes in the conditions of the incoming flow and/or compressor/combustion chamber, shock boundary layer interactions occurring within the inlet are important in the process. The elimination or reduction of these interactions require the analysis of the characteristics of these interactions and the use of active/passive control techniques. Supersonic air intake problems have been extensively studied in a various geometries and conditions with many experimental and computational studies since the 60s. The number of studies dealing with internal compression air inlets is very limited, as previous studies have focused on external and mixed compression type air inlets with more complex configurations. Internal compression inlets are examined in this thesis, both considering the need in the literature and inspired by the use of the bump-inlet concept, which was initially studied and then not attracted attention for years, in modern 5th generation joint fighter aircraft such as the F-35. In this context, with the contribution of experimental studies using various measurement techniques on internal compression inlet geometries performed within the scope of this thesis, internal compression inlet concept may gain importance and priority. In addition to these, it is aimed that this study will contribute to the aircraft whose design processes continue to operate at supersonic speeds within the scope of our country's needs. In this thesis, experimental studies were conducted in the 150x150 mm Trisonic Wind Tunnel in ITU Faculty of Aeronautics and Astronautics to examine the flow structure formed in the internal compression supersonic air intake models, the parameters affecting the efficiency, and the efficiency improvement methods. In this context, two-dimensional air intake models with wedge/ramp-shaped sharp-edged shock wave generators with four different geometries were designed and produced in order to investigate the effects of the number of compression surface and the swept-back angle at the entrance on the performance of internal compression inlets. Pressure measurements were conducted along the surfaces of the inlet models to obtain the pressure distribution of the flow structure in these models and the pressure changes because of the interaction between shock waves and the boundary layer. Simultaneously with the aforementioned pressure measurements, the flow structure in the air intakes was observed using the Schlieren method. The velocity field inside the models was determined by particle imaging velocimetry measurement method. In addition, measurements were made with specially designed pressure rakes in order to detect the total pressure and Mach number distributions at the exit section of the air inlets. It has been determined that the shock wave and boundary layer interaction (SWBLI) phenomenon is dominant in the flow structures in the internal compressed air intake models examined within the scope of this study and negatively affects the air intake performance. The contribution of micro vortex generators to the reduction in the SWBLI was investigated to improve the performance and stabilize the flow in the air intake. All the experimental results are analyzed and presented comparatively in Chapter 3. In the flat entrance inlet configuration, the two compression surfaces increased the air intake flow stability, while the addition of the second compression surface to the internal compression inlets with a swept-back entrance had a negative effect on flow stability. Flow stability was significantly increased when the swept-back angle was given to the entrance of the internal compression intake with a single compression surface; however, the swept-back entrance did not have a significant impact on inlet models with two compression surfaces. Neither the number of compression surfaces nor the swept-back entrance affected the overall pressure recovery in the internal compression inlets. It has been measured that the flow is approximately 25% faster at the exit of internal compression inlets with a swept-back entrance. The vortex generators showed the expected positive effect in the shock wave interaction region with the boundary layer formed on the floor surface of all models. In internal compression inlets with two compression surfaces, vortex generators did not affect the global flow. In internal compression inlets with a single compression surface, vortex generators contributed positively to the flow stability in the flat entrance design, but adversely affected the configuration with swept-back entrance. The vortex generators increased the overall pressure recovery in all internal compression intake configurations and also reduced the standard deviation of the velocity distribution at the inlet exit section. As a result of the studies carried out within the scope of this thesis, both the knowledge about internal compressed air intakes and the technological readiness level has increased, and new measurement techniques, hardware and software capabilities have been added to the ITU Trisonic Wind Tunnel. The complex flow in all types of air intakes can be better understood in future studies with these gains. Thus, many issues such as determining the conditions that trigger the unstart problem, examining and improving the flow structure resulting from the shock waves and boundary layer interaction, measuring the total pressure recovery and mass flow capture parameters, the examination of boundary layer bleed systems can be studied and important contributions can be made to the literature.
Benzer Tezler
- 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
2014
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL
- Propulsion-airframe integration for low-boom supersonic aircraft
Düşük gürültülü sesüstü hava araçlarında itki-gövde entegrasyonu
RUMED İMRAK
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiSavunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MELİKE NİKBAY
- Numerical investigation of the effects of baffle geometry and number on the flow structure and acoustics in a gun suppressor
Bir silah susturucusunda perde geometrisi ve sayısının akış yapısı ve akustik üzerindeki etkilerinin sayısal incelenmesi
EZEDIN AYALIEW YIMAM
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Makine MühendisliğiKırıkkale ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ TOLGA DEMİRCAN
- Experimental investigation of underexpanded transverse jet interaction with supersonic crossflow
Ses üstü akışa dik yöndeki az genişleyen jetin akışla olan etkileşiminin deneysel incelenmesi
UTKUN ERİNÇ MALKOÇOĞLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. NURİYE LEMAN OKŞAN ÇETİNER YILDIRIM
- Bir yan akım içindeki türbülanslı jet akışının deneysel olarak incelenmesi
Experimental investigation of turbulent jet stream in a crossflow
HİCRET ERTAN
