Çapraz akışlı fan gömülü bir kanat konfigürasyonu aerodinamiğinin deneysel ve sayısal incelenmesi
Experimental and numerical study of the aerodynamics of a cross flow fan embedded wing configuration
- Tez No: 935811
- Danışmanlar: PROF. DR. ONUR TUNÇER
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 138
Özet
Son yıllarda sivil ve askeri amaçlı kullanımı giderek artan insansız hava araçları (İHA) için uygun itki seçeneklerinden birisi dağıtılmış veya kanada gömülü itki sistemi olup bu yöntemin düşük hızlı hava araçları için öne çıkan uygulaması çapraz akışlı fan (ÇAF) gömülü kanatlardır. Bu tez çalışmasında incelenen fan-kanat kısmen gömülü ÇAF'a sahip olup, başta İHA'lar olmak üzere düşük uçuş hızları ve yüksek manevra kabiliyeti gerektiren hava araçları için uygundur. Tez çalışmasının amacı düşük ses altı hızlarda (Mach sayısı < 0,1) uçan mini İHA'larda kullanılabilecek bir fan-kanat modeli çevresindeki akışın ve modele etkiyen aerodinamik kuvvetlerin fan rotor uç hız oranı (UHO), Reynolds sayısı (Re) ve hücum açısı (α) parametreleri ile değişiminin deneysel ve sayısal yöntemlerle incelenmesidir. Deneysel incelemenin kapsamı deney matrisindeki UHO ve Re değerleri ile belirlenmiştir. Deneysel ve sayısal incelemelerde UHO için 1,4, 2,1 ve 2,8; Re için 62000, 93000 ve 124000; α için -10°, 0°, 10° ve 20° değerleri kullanılmıştır. Deneysel incelemede İstanbul Teknik Üniversitesi Trisonik laboratuvarındaki Eiffel tipi hava tünelinde iki boyutlu (2-B) akış yaklaşımıyla modelin iz bölgesinde pitot-statik tüpü ile dinamik basınç dağılımı ölçülerek Jones yöntemi ile sürükleme ve itki katsayıları dolaylı yoldan elde edilmiştir. Modele etkiyen aerodinamik kuvvetlerin iki-bileşenli kuvvet-denge mekanizmasında doğrudan ölçümü yöntemi ile sürükleme, itki ve taşıma katsayıları elde edilmiştir. Deney verilerinin işlenmesi ve analizinde LabVIEW ölçüm-otomasyon yazılımından yararlanılmıştır. Modelin üst yüzeyindeki akış ayrılması iplikler ile akış görüntüleme yöntemi kullanılarak incelenmiştir. Sayısal incelemeden beklenen sonuçlarla ilgili tahminde bulunmak ve kıyaslamak için analitik yöntem uygulanarak potansiyel teorinin taşıma kuvveti için 1. mertebeden yaklaşık çözümünden yararlanılmıştır. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) analizi ile fan-kanat modeli çevresindeki akış ve modele etkiyen aerodinamik kuvvetler belirlenen sınır ve akış koşulları için 2-B sıkıştırılamaz akış yaklaşımı kullanılarak sayısal olarak incelenmiştir. HAD analizinde süreklilik ve momentum denklemleri türbülans modeli denklemleri ile birlikte çözülmüşlerdir. Türbülans modeli olarak k–ε realizable modeli ve duvar fonksiyonu olarak Enhanced Wall Treatment (EWT) kullanılmıştır. Sıkıştırılamaz akış kabulüyle enerji denklemi çözüme dahil edilmemiştir. Fan rotorun dönüşünü modellemek için çözüm bölgesi iki adet ağ ara yüzü ile üç farklı bölgeye bölünmüştür. ANSYS Meshing yazılımı ile çözüm bölgesinde hibrit ağ yapısı oluşturulmuştur. Uygun ağ çözünürlüğünü belirlemek için ağdan bağımsızlık çalışması yapılmıştır. HAD analizinde ANSYS Fluent ver. 2020R2 yazılımının basınç tabanlı çözücüsü kullanılmıştır. Çözücüde basınç-hız bağlaşım yöntemi; daimi akış için bağlaşık algoritma, daimi olmayan akış için ise Pressure-Implicit with Splitting of Operator (PISO) algoritması kullanılmıştır. HAD analizinde fan rotor dönerken önce daimi akış kabulü ile Reynolds ortalamalı Navier-Stokes (RANS) modeli hareketli eksen takımı (MRF) yöntemi kullanılarak çözülmüştür. Sonraki aşamada, daimi olmayan Reynolds ortalamalı Navier-Stokes (URANS) modeli çözümünde fan rotora dönüş hareketi vermek için kayan ağ yöntemi kullanılmıştır. HAD analizi ile ayrıca daimi akış için hücum açısı etkisi, türbülans modeli ve giriş türbülans parametrelerinin etkileri ve fan rotorun açısal konum etkisi incelenmiştir. Hava tünelinde 0° hücum açısında yapılan deneylerde Jones yöntemiyle elde edilen sürükleme ve itki katsayıları ile kuvvet-denge mekanizmasındaki ölçümlerle elde edilenler arasında farklılıklar gözlenmiştir. İkinci yöntemle elde edilen sürükleme katsayıları daha büyük, itki katsayıları ise daha küçük bulunmuştur. Bu bulgular üç boyutlu (3-B) model üzerindeki ek sürükleme yaratan parça ve model bağlantıları ile açıklanmıştır. Her iki yöntemle elde edilen sonuçlara göre 0° hücum açısında ve fan rotor dönmüyor iken Re değerindeki artış sürükleme katsayısında azalmaya neden olmuştur. Fan rotor dönerken itki katsayısı üzerindeki UHO etkisinin Re etkisine göre daha güçlü olduğu, ancak taşıma katsayısı üzerinde her iki parametrenin yakın etkiye sahip olduğu saptanmıştır. Daha yüksek UHO değerleri itki ve taşıma katsayılarını arttırmış, buna karşın artan Re değeri ile itki katsayısı artarken, taşıma katsayısı azalmıştır. Fan rotor dönmüyor iken sürükleme katsayısına α etkisi kuvvet-denge mekanizmasındaki ölçümlerle incelenmiş, incelenen farklı akış koşullarının tümünde α değerindeki artış ile sürükleme katsayısının arttığı gözlemlenmiştir. Fan rotor dönüyor iken itki katsayısına α etkisi Jones yöntemi kullanılarak farklı UHO ve Re değerleri için incelenmiş α değerindeki artışın itki katsayısını azalttığı ve yüksek hücum açısında net itkinin ortadan kalktığı görülmüştür. İplikler ile akış görüntüleme yöntemi kullanılarak yapılan deneylerde fan rotor çalışmıyor iken, yüksek Re değerinde ve 10° hücum açısında, kanat profili üst yüzeyinin firar kenarına yakın bölgesinde akış ayrılması oluşumu gözlemlenmiştir. Artan α değeri ile birlikte bu akış ayrılması kanat profili üst yüzeyinin orta bölgesine genişlemiş, fan rotor çalışıp UHO değeri 1'in üstüne çıktığında ise ortadan kalkmıştır. Sonuçta UHO, Re ve α parametrelerinin etkisi ile ilgili deneysel bulguların ilgili literatürdeki bulgularla uyumlu olduğu görülmüştür. HAD analizinde daimi akış yaklaşımında 0° hücum açısında ve fan rotor dönmüyor iken farklı Re değerleri için hesaplanan sürükleme katsayıları Jones yöntemi deney sonuçlarından en fazla % 2 sapma göstermiştir. Fan rotor dönerken daimi akış veya donmuş rotor yaklaşımı uygulandığında 0° hücum açısında ve UHO = 1,4 iken farklı Re değerleri için hesaplanan itki katsayıları Jones yöntemi deney sonuçlarından en fazla % 12 sapma göstermiştir. HAD analizinde UHO = 2,1 için hesaplanan itki katsayılarında deney sonuçlarıyla büyük farklılıklar görülmüş, UHO = 2,8 için ayrıca yakınsama sorunlarıyla da karşılaşılmıştır. UHO = 2,1 ve 2,8 için karşılaşılan problemler artan UHO değeri ile akıştaki daimi olmayan özelliklerin güçlenmesine ve daimi akış yaklaşımının geçerliliğini yitirmesine bağlanmıştır. Daimi akış için hücum açısı etkisi incelendiğinde α değeri arttıkça sürükleme katsayısının deneylerde elde edilen değerlerin üstüne çıktığı görülmüştür. Re = 124000 ve UHO =1,4 akış ve çalışma koşulları için hesaplanan itki katsayısı negatif hücum açısında ve yüksek hücum açısında deney sonuçlarından önemli farklılık göstermiştir. Çözüm bölgesi giriş sınır koşulu türbülans parametreleri olan türbülans yoğunluğu ve türbülans viskozite oranının daimi akış için farklı akış ve çalışma koşullarında hesaplanan aerodinamik kuvvet katsayıları üzerindeki etkilerinin önemsiz olduğu, ancak türbülans modeli seçiminin önemli etkisi olduğu saptanmıştır. Ancak çeşitli akış ve çalışma koşulları için SST k-ω türbülans modeli kullanılıp deney sonuçları ile kıyaslandığında genelde k-ε realizable modeline göre belirgin bir üstünlüğü olmadığı görülmüştür. Fan rotor dönerken daimi akış yaklaşımı ile MRF yöntemi kullanıldığında fan rotorun açısal konumunun fan-kanat modeli çevresindeki akışa ve hesaplanan aerodinamik kuvvet katsayılarına önemli etkisi olduğu saptanmıştır. Bu ve diğer bulgular nedeniyle fan rotor dönerken daimi akım yaklaşımının ve MRF yönteminin geçerliliği sorgulanmış, HAD analizinin daimi olmayan akış yaklaşımı ile tekrarlanması ve sonuçların kıyaslanması gerekli görülmüştür. Daimi olmayan akış için 0° hücum açısında ve fan rotor dönerken yapılan HAD analizinde ortalama daimi akış durumuna yakınsama gerçekleştiğinde fan rotor çıkışından sonraki akışın kanatçıkların belli bir konumdan geçiş frekansına göre periyodik bir yapıya dönüştüğü ve bu durumun aerodinamik kuvvet katsayılarının zamana göre değişimine de yansıdığı gözlenmiştir. Daimi olmayan akış için farklı Re ve UHO değerleri için hesaplanan ortalama itki katsayısının daimi akış sonuçları ile kıyaslandığında UHO = 2,1 ve UHO = 2,8 için deney sonuçlarına daha yakın olduğu ancak UHO = 1,4 için önemli bir sapma olduğu saptanmıştır. UHO değerindeki artış ortalama itki katsayısında artışa neden olurken, Re değerindeki artış azalmaya neden olmuştur. Hesaplanan ortalama taşıma katsayıları için daimi akış sonuçlarına benzer biçimde deney sonuçlarından büyük farklılık görülmüştür. UHO değerindeki artış ortalama taşıma katsayısında önemli artışa neden olurken Re değerindeki artış önemsiz bir azalmaya neden olmuştur. Sonuçta daimi olmayan akış için hesaplanan ortalama aerodinamik kuvvet katsayılarının UHO ve Re parametreleri ile değişimlerinin genel olarak deneylerde gözlemlenen değişim eğilimini gösterdiği saptanmıştır. Model çevresindeki akış özellikleri incelendiğinde daimi akış durumundan farklı olarak fan rotor çıkışındaki jete karşı gelen kanat profilinin üst yarıçap konumunda pik yapan bir yüksek basınç bölgesi varlığı ve jetin firar kenarına kadar kanat profili üst yüzeyine bitişik kaldığı gözlenmiştir. Fan rotor dönerken modelin iz bölgesindeki akışta hız büyüklüğünün ve statik basıncın zamanla değişimi incelenerek FFT analizi uygulandığında zayıf bir periyodik akış yapısı saptanmıştır. Daimi ve daimi olmayan akış için fan rotor dönerken yapılan HAD analizi sonuçları arasındaki önemli farklılıklar daimi akış yaklaşımı ve MRF yönteminin fan rotor çevresindeki düzenli olmayan akış yapısını yansıtamadığını göstermiş, sayısal inceleme için daimi olmayan akış yaklaşımı ile URANS modeli ve kayan ağ yönteminin uygulanması gerektiği saptanmıştır. Tez çalışmasındaki deneysel ve sayısal inceleme sonuçları arasındaki farklılıkların HAD analizindeki daimi akım yaklaşımı ve kullanılan türbülans modelinden, fan-kanat deney modeli geometrisindeki detayların HAD analizine tam yansıtılamamış olmasından, kuvvet-denge mekanizmasındaki ölçümler 3-B model üzerinde yapılırken HAD analizinin ise 2-B akış yaklaşımı ile yapılmasından ve küçük değerlerdeki taşıma kuvvetlerinin kuvvet-denge mekanizmasında yeterli hassasiyet ile ölçülememesinden kaynaklandığı değerlendirilmiştir. Sunulan bu tez çalışmasının ilgili literatüre sağladığı ana katkılar belirlenen bir deney matrisine göre boyutsuz UHO ve Re parametrelerinin fan-kanat aerodinamik performansına etkilerinin incelenmesi, fan-kanat modeli iz bölgesinde dinamik basınç ölçümleri ile Jones yöntemi kullanılarak 2-B akış yaklaşımı ile itki katsayısının elde edilmesi ve fan-kanat yüzeyindeki akış ayrılması ve kontrolü sürecinin iplikler ile akış görüntüleme yöntemi kullanılarak incelenmesi olarak özetlenebilir.
Özet (Çeviri)
The unmanned air vehicles (UAVs) are increasingly used for civil and military purposes in the recent years and distributed or wing-embedded propulsion system is one of the suitable propulsion options for UAVs. The prominent application of this method for the low-speed air vehicles is a cross-flow fan (CFF) embedded wing. Fan-wing studied in this thesis has a partially embedded CFF and is suitable for air vehicles that require low flight speeds and high maneuverability, especially UAVs. The aim of the thesis is to study the flow around a fan-wing model that can be used in mini UAVs flying in low subsonic speeds (Mach number < 0.1) and the variation of the aerodynamic forces acting on the model with the parameters of fan rotor tip speed ratio (TSR), Reynolds number (Re) and angle of attack (α) using experimental and numerical methods. The scope of experimental study was determined by the TSR and Re values in the test matrix. In the experimental and numerical study following values were used for the parameters: 1.4, 2.1 and 2.8 for TSR; 62000, 93000 and 124000 for Re; -10°, 0°, 10° and 20° for α. The Re and TSR values used in the test matrix were obtained with free flow speeds of 5, 7.5 and 10 m/s and fan rotor speeds between 2250 and 9000 rpm, which were determined by taking into account the technical constraints of the wind tunnel and the fan rotor drive motor of the model. In the experimental study, drag and thrust coefficients were obtained indirectly by the Jones method using two-dimensional (2-D) flow approach and measuring the dynamic pressure distribution with a pitot-static tube in the wake region of the model in the Eiffel type wind tunnel of Tri-sonic Lab. at Istanbul Technical University. Direct measurement method of the aerodynamic forces acting on the model was applied in a two-component force-balance mechanism to obtain drag, thrust and lift coefficients. LabVIEW automation and measurement software was used in the processing and analysis of the experimental data. The power used by the fan rotor of the model was measured under various flow and operating conditions. Flow separation on the model upper surface was investigated using the flow visualization with tufts method. The analytical method was applied and 1st order approximate solution given by the potential theory for the lift force was used to predict the results expected from the numerical study and to compare. In the computational fluid dynamics (CFD) analysis, the flow around the fan-wing model and the aerodynamic forces acting on it were studied numerically for the defined boundary and flow conditions using 2-D incompressible flow approach. In CFD analysis, continuity and momentum equations were solved along with the equations of the turbulence model. The k-ε realizable model was used as the turbulence model and Enhanced Wall Treatment (EWT) was used as the wall function. Due to incompressible flow assumption the energy equation was not included in the solution. C-type solution domain was divided into three different regions separated by two mesh interfaces in order to model the rotation of the fan rotor. ANSYS Meshing software was used to create a hybrid mesh structure (quad and tri cells) in the solution domain. A mesh independence study was performed to determine the appropriate mesh resolution. In CFD analysis pressure based solver of ANSYS Fluent ver. 2020R2 was used. In solver setup pressure-velocity coupling method was used with“coupled”algorithm for steady flow and Pressure-Implicit with Splitting of Operator (PISO) algorithm for unsteady flow. In the CFD analysis for the rotating fan condition, first assuming steady flow Reynolds averaged Navier-Stokes (RANS) model was solved using the Moving Reference Frame (MRF) method. An unsteady CFD analysis was performed for the next stage using the steady solution as an initial condition and solving unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes (URANS) model with sliding mesh method to give a rotational motion to the fan rotor. In the CFD analysis for steady flow, additionally the effects of angle of attack, turbulence model and inlet turbulence parameters and fan rotor angular position were investigated. In the experiments carried out in the wind tunnel at 0° angle of attack, differences were observed between the drag, thrust coefficients obtained using the Jones method and those obtained by the measurements in the force-balance mechanism. Drag coefficients obtained with the second method were found to be larger and thrust coefficients were found to be smaller. These findings were attributed to the additional drag caused by some parts of the three dimensional (3-D) model and its attachments. According to the experimental results, at 0° angle of attack when the fan was not rotating, an increase in the Re value caused a decrease in the drag coefficient. When the fan was rotating, it has been determined that the TSR effect on the thrust coefficient was stronger than the Re effect, but both parameters had a close effect on the lift coefficient. Higher TSR values increased the thrust and lift coefficients; however with increasing Re value, the thrust coefficient increased and the lift coefficient decreased. It was observed that the power used by the fan rotor of the model also increased along with the increase in TSR or Re values. When the fan was not rotating, Jones method could not be applied with increasing α value as reverse flow was observed in the dynamic pressure measurements in the wake region, and therefore α effect of on the drag coefficient was investigated by the measurements in the force-balance mechanism. While the drag coefficient increased with the increase in α value in all the different flow conditions investigated, lower drag coefficient was observed at the negative angle of attack due to peculiar geometry of the fan-wing. The effect of α on the thrust coefficient while the fan was rotating was investigated for different TSR and Re values using the Jones method. It was observed that the increase in α value reduced the thrust coefficient and net thrust did not exist at high angle of attack although it existed at negative angle of attack. The power used by the fan rotor of the model also decreased with increase in α value. In the experiments performed using the flow visualization with tufts method, flow separation was observed in the region of the upper surface of the model close to the trailing edge at high Re value and 10° angle of attack when the fan was not running. With increasing α value, this flow separation extended to the middle region of the upper surface of the airfoil, however it disappeared when the fan started to run and the TSR value exceeded 1. As a conclusion, it has been seen that the experimental findings regarding the effects of TSR, Re and α parameters on the fan-wing aerodynamic performance were generally conforming to the findings in the relevant literature. In the CFD analysis for steady flow approach, when the fan rotor was not rotating the drag coefficients calculated at 0° angle of attack for different Re values showed the same tendency for change as the Jones method experimental results and deviated by at most 2 % from them. While the fan rotor was rotating, applying steady flow or frozen rotor approach, the thrust coefficients calculated at 0° angle of attack and TSR = 1.4 for varying Re values deviated at most 12 % from the Jones method experimental results. For the same flow and operating conditions, there was a significant difference in the lift coefficient values from the experimental results. In the CFD analysis large differences were observed in the thrust and lift coefficients with the experimental results for TSR = 2.1, and additionally convergence problems were encountered for TSR = 2.8. The problems encountered for TSR = 2.1 and 2.8 were attributed to the strengthening of unsteady properties in the flow with increasing TSR values and caused the steady flow or frozen rotor approach to become inapplicable. When the effect of angle of attack was investigated for steady flow it was seen that although the change in drag coefficient with the α parameter has shown a similar trend to that in experiments, the drag coefficient increased above the values obtained in the experiments as α value increased. The thrust coefficient calculated for the flow and operating conditions of Re = 124000 and TSR = 1.4 showed significant differences from the experimental results at negative angle of attack and high angle of attack, although it had the same trend of change with α parameter as in the experimental results. It has been observed for steady flow that the effects of turbulence intensity and turbulence viscosity ratio which are the turbulence parameters at the inlet boundary condition of the solution domain on the calculated aerodynamic force coefficients were insignificant but the turbulence model selection had a significant effect on the results for different flow and operating conditions. When the SST k-ω model was used for various flow and operating conditions, lower drag and thrust coefficients but higher lift coefficients were calculated comparing to the k-ε realizable model. However, when compared to experimental results, it was seen that in general it did not have a significant advantage over the k-ε realizable model. When the MRF method was used with the steady flow approach while the fan was rotating, it was determined that the angular position of the fan rotor had a significant effect on the flow around the fan-wing model and on the calculated aerodynamic force coefficients. Due to this condition and other findings, the validity of the steady flow approach and the MRF method became questionable while the fan was rotating, and it was deemed necessary to repeat the CFD analysis with the unsteady flow approach and compare the results. According to the results of the CFD analysis performed for unsteady flow at 0° angle of attack while the fan was rotating, it was observed that when convergence to the average steady flow state materialized, the flow after the outlet of fan rotor turned into a periodic structure with respect to the pass frequency of the blades from a certain position, and this condition was also reflected in the change of the aerodynamic force coefficients with time. The average thrust coefficients calculated for different Re and TSR values for unsteady flow were closer to the experimental results for TSR = 2.1 and TSR = 2.8 when compared to the steady flow results, but were significantly different for TSR = 1.4. The effect of increase in TSR value had the same trend as in the experimental results and caused an increase in the average thrust coefficient. The effect of increase in Re value had a different trend for TSR = 1.4, but same trend for TSR = 2.1 comparing with experimental results and caused a decrease in the average thrust coefficient. The calculated average lift coefficients, similar to the steady flow results had a large difference from the experimental results. The effect of increase in TSR value had the same trend as the experimental results and caused a significant increase in the average lift coefficient. The effect of increase in Re value had the same trend as the experimental results, and caused an insignificant decrease in the average lift coefficient. As a result, it was determined that the changes in the average aerodynamic force coefficients calculated for unsteady flow with the TSR and Re parameters has shown generally the change trend observed in the experiments. When the flow characteristics around the fan-wing model were investigated, unlike the steady flow case a high pressure region with a peak at the upper radius location of the airfoil opposing the jet at the fan rotor outlet was observed, and the jet remained adjacent to the airfoil upper surface until the trailing edge. For the rotating fan, when the change in velocity magnitude and static pressure in the fan-wing model wake flow over time was investigated and FFT analysis was applied, a weak periodicity in flow structure was detected. Significant differences between the CFD analysis results for steady and unsteady flow while fan was rotating, has shown that the steady flow approach and the MRF method could not reflect the circumferentially non-uniform flow structure around the fan rotor, and it was determined that the unsteady flow approach with the URANS model and sliding mesh method should be used in the numerical study. It has been evaluated that the differences between the experimental and numerical investigation results in the thesis study are due to the steady flow approach in the CFD analysis and the turbulence model used, the details in the geometry of the fan-wing test model not being fully reflected in the CFD analysis, the measurements in the force-balance mechanism being made on the 3-D model while the CFD analysis being made with the 2-D flow approach, and the fact that the small values of the lift forces cannot be measured with sufficient precision in the force-balance mechanism. The major contributions of this thesis study to the relevant literature can be summarized as the study of the effects of dimensionless TSR and Re parameters on the fan-wing aerodynamic performance according to a determined test matrix, obtaining the thrust coefficient with the 2-D flow approach using the Jones method with dynamic pressure measurements in the fan-wing model wake region, and the investigation of the flow separation and control process on fan-wing surface using the method of flow visualization with tufts.
Benzer Tezler
- Investigation of design parameters effects of an active suction cooling system on outer surface temperature oven glass at a pyrolytic oven
Pirolitik bir fırında aktif çekişli soğutma sistem tasarımının fırın dış cam sıcaklığına etkisinin incelenmesi
BERRİN EKER
Yüksek Lisans
İngilizce
2016
EnerjiDokuz Eylül ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. DİLEK KUMLUTAŞ
- Investigation of fan driven flow fields by particle image velocimetry and infrared thermography
Fanin sürdüğü akış alanlarının parçacık görüntülemeli hız ölçümü ve kızılötesi görüntüleme ile incelenmesi
ÖZGÜN ÖZER
Doktora
İngilizce
2017
Makine MühendisliğiDokuz Eylül ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. DİLEK KUMLUTAŞ
- Splİt klimaların iç ünitelerinde kullanılan fanların oluşturduğu akış alanının incelenmesi
Investigation of flow fields created by the fan of the indoor unit of split type air conditioner
ONUR ÖZDEMİR
Yüksek Lisans
Türkçe
2011
Makine MühendisliğiYıldız Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HASAN A. HEPERKAN
- Bir dolaylı evaporatif soğutma sisteminin geliştirilmesi ve analizi
Developing and analysis of an indirect evaporative cooling system
SENA ÖZLEM ARICA
Doktora
Türkçe
2019
Makine MühendisliğiGazi ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. İLHAMİ HORUZ