The effect of leadıng edge morphıng on the aerodynamıc characterıstıcs of naca 0012 aırfoıl at low reynolds number
Düşük reynolds sayisinda naca 0012 kanat profi̇li̇ni̇n aerodi̇nami̇k özelli̇kleri̇ üzeri̇ndeki̇ hücum kenar deği̇şi̇mi̇ni̇n etki̇si̇
- Tez No: 954811
- Danışmanlar: DOÇ. DR. TAHİR DURHASAN
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: İngilizce
- Üniversite: Adana Alparslan Türkeş Bilim ve Teknoloji Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Havacılık ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Bu çalışmada, NACA 0012 kanat profilinin aerodinamik performansının, şekil değiştirebilen hücum kenarı yöntemi ile artırılması amaçlanmıştır. Araştırma, 120 mm veter uzunluğuna sahip bir kanat üzerinde, Reynolds sayısının, Re = 105, koşullarında gerçekleştirilmiştir. Yalın kanat profiline ek olarak, sapma açısı ve sapma başlangıç noktası (veter uzunluğunun yüzdesi olarak ifade edilmiştir) giriş parametresi olarak alınarak değiştirilmiş geometriler oluşturmak üzere bir MATLAB kodu geliştirilmiştir. Hesaplamalı analizde, sapma açıları 2°, 4° ve 6° olan ve sapma başlangıç noktaları veter uzunluğunun %10, %20 ve %30'unda bulunan hava profilleri değerlendirilmiştir. Tüm konfigürasyonlar ANSYS FLUENT yazılımı kullanılarak analiz edilmiş ve aerodinamik olarak sıfır sapmalı (0°) yalın durumla karşılaştırılmıştır. Performans değerlendirmesi, kaldırma katsayısının (CL) maksimize edilmesi, sürükleme katsayısının (CD) minimize edilmesi ve sonuç olarak aerodinamik verimliliğin bir göstergesi olarak kaldırma/sürükleme oranının (CL/CD) optimize edilmesi üzerine odaklanmıştır. Sonuçlar, 6° sapmaya sahip kanatların, stol (tutunma kaybı açısı) sonrası rejimde (örneğin α = 18°) yalın duruma kıyasla en yüksek aerodinamik verimliliği sağladığını ve laminer ayrılma balonunun azaldığını, çıkış kenarındaki girdapların ise zayıfladığını göstermektedir. Orta hücum açılarında (α = 10°), 4° sapmalı kanat profili en iyi performansı sergilemiş ve CL/CD oranında temel modele göre %73,61 iyileşme elde edilmiştir. Stol karakteristiklerinde sınırlı bir iyileşme gözlemlenmiş olsa da, tüm modifiye edilmiş geometriler yalın modele kıyasla daha düşük sürükleme göstermiştir.
Özet (Çeviri)
In this study, it is aimed to enhance the aerodynamic performance of the NACA 0012 airfoil with the morphing leading edge method. The investigation was conducted using an airfoil with a chord length of 120 mm under Reynolds number conditions of Re = 105. In addition to the base airfoil, a MATLAB code was developed to generate modified airfoil geometries by specifying the deflection angle and the deflection initiation point (expressed as a percentage of the chord length) as input parameters. The computational analysis considered deflection angles of 2°, 4°, and 6°, initiated at 10%, 20%, and 30% of the chord length. All configurations were analyzed using ANSYS FLUENT and compared aerodynamically with the base case (0° deflection). The performance evaluation focused on maximizing lift coefficient (CL), minimizing drag coefficient (CD), and optimizing the lift-to-drag ratio (CL/CD) as a measure of aerodynamic efficiency. The results demonstrate that airfoils with 6° deflection achieved the highest aerodynamic efficiency relative to the base model in the post-stall regime (e.g., α = 18°), with observed reductions in laminar separation bubbles (LSB) and trailing-edge vortex intensity. At moderate angles of attack (α = 10°), airfoils with 4° deflection exhibited optimal performance, yielding a 73.61% improvement in CL/CD compared to the base model. While stall characteristics revealed limited improvement, all modified geometries demonstrated reduced drag compared to the base model.
Benzer Tezler
- Technology for advanced morphing structures
Başlık çevirisi yok
MEHMET FATİH ÖKTEM
Doktora
İngilizce
2013
Havacılık ve Uzay MühendisliğiPolıtechnıco Dı Mılano (technıcal Unıversıty Of Mılan)PROF. GIUSEPPE SALA
- Effects of morphing on aeroelastic behavior of unmanned aerial vehicle wings
Şekil değiştirebilmenin insansız hava aracı kanatlarının aeroelastik davranışına etkileri
LEVENT ÜNLÜSOY
Doktora
İngilizce
2014
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiUzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YAVUZ YAMAN
- The effects of the double-wavelenght leading edge serrations on aerodynamic performance of the wing
Çift dalga boylu hücum kenarı çentiklerinin kanadın aerodinamik performansı üzerindeki etkileri
ZEHRA NUR KAPLAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2023
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. DUYGU ERDEM
- 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
2016
Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. MEHMET METİN YAVUZ
- Effect of circular and slot jet impingement design on anti-icing system of an aircraft wing leading edge
Bir uçağın kanat hücum kenarının buz çözme sistemi üzerinde dairesel ve slot jet çarpma tasarımının etkisi
HAYATİ KADİR PAZARLIOĞLU
Yüksek Lisans
İngilizce
2022
Makine MühendisliğiKarabük ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. KAMİL ARSLAN
DR. ÖĞR. ÜYESİ AHMET ÜMİT TEPE