Scramjet motorlarında giriş geometrisinin sayısal optimizasyonu: Deney tasarımı ve hesaplamalı akışkanlar dıinamiği yaklaşımıyla performans iyileştirmesi
Numerical optimization of inlet geometry in scramjet engines: Performance improvement through design of experiments and computational fluid dynamics approach
- Tez No: 995246
- Danışmanlar: PROF. DR. AYDOĞAN ÖZDAMAR, DOÇ. DR. CEM TAHSİN YÜCER
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2025
- Dil: Türkçe
- Üniversite: Ege Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Hipersonik hızlarda çalışan scramjet motorları, geleceğin uzay ve havacılık teknolojileri için stratejik öneme sahip ileri itki sistemleri arasında yer almaktadır. Ancak süpersonik yanma ortamı; kısa kalış süresi, şok dalgalarının varlığı, basınç kayıpları ve karışım verimsizliği gibi önemli zorluklar içermektedir. Teorik yaklaşımlar bu karmaşık akış rejimlerini sınırlı şekilde temsil edebilirken, deneysel çalışmalar ise maliyetli, zaman alıcı ve altyapı gerektiren süreçlerdir. Öte yandan nümerik analizler yüksek çözünürlükte ağ yapıları, türbülans ve şok yönetimi gibi detaylar sebebiyle ciddi hesaplama gücü ve uzun süreli analizler gerektirmektedir. Bu nedenle geometrik parametrelerin optimize edilmesi, yalnızca teknik değil, aynı zamanda yöntemsel açıdan da dikkatle ele alınması gereken kritik bir konudur. Bu çalışma kapsamında scramjet motorlarında giriş geometrisinin performansa etkileri, Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) ve Deney Tasarımı (DOE) yöntemleri birlikte kullanılarak detaylı biçimde incelenmiştir. Bu kapsamda kullanılan Taguchi deney tasarımı, klasik optimizasyon yaklaşımlarında yaklaşık 5^9≅2000000 analiz gerektiren çok parametreli bir süreci yalnızca 25 sayısal analiz ile tamamlamış, böylece hesaplama süresinde önemli bir azalma sağlarken parametreler arası etkileşimlerin istatistiksel olarak anlamlı biçimde değerlendirilmesine olanak tanımıştır. Mach sayısı dağılımı, basınç, yoğunluk ve sıcaklık konturları çıkarılarak karşılaştırmalı analizler gerçekleştirilmiştir. DOE analizleri sonucunda optimum geometri belirlenmiş ve bu yapı, yanma odasıyla entegre edilerek nihai performans değerlendirmesi yapılmıştır. Bulgular, optimum geometri ile çıkış Mach sayısının 3,47'den 4,16'ya çıkarak yaklaşık %20 arttığını; toplam basınç geri kazanım katsayısının 0,076'dan 0,169'a ulaşarak yaklaşık iki kat iyileştiğini; kütlesel debinin ise 3,74 kg/s'den 4,08 kg/s'ye yükselerek %9,1 oranında arttığını ortaya koymuştur. Öte yandan, statik basınç oranının 7,58'den 6,11'e düşmesi, şok yapılarının daha kontrollü hâle getirildiğini ve motorun genel çalışma düzenliliğinin iyileştiğini göstermektedir. Sonuç olarak, giriş geometrisinin yalnızca aerodinamik özellikleri değil; aynı zamanda yanma sürecinin sürdürülebilirliği, basınç yönetimi ve itki üretimi üzerinde de belirleyici olduğu ortaya konmuştur. HAD ve DOE yöntemlerinin entegrasyonu ise, geometri optimizasyonu ile yanma entegrasyonunu bütüncül biçimde ele alarak özgün bir metodolojik katkı sağlamaktadır.
Özet (Çeviri)
Scramjet engines operating at hypersonic speeds are among the advanced propulsion systems with strategic importance for the future of aerospace technologies. However, the supersonic combustion environment involves significant challenges such as short residence time, the presence of shock waves, pressure losses, and inefficient mixing. While theoretical approaches can represent these complex flow regimes only in a limited manner, experimental studies are costly, time-consuming, and require specialized infrastructure. On the other hand, numerical analyses demand substantial computational power and long simulation times due to requirements such as high-resolution meshes, turbulence modeling, and shock management. Therefore, the optimization of geometric parameters is not only a technical necessity but also a methodological issue that must be addressed with great care. In this study, the influence of inlet geometry on scramjet performance was investigated in detail by combining Computational Fluid Dynamics (CFD) and Design of Experiments (DOE) techniques. The Taguchi design method used in this scope reduced a multi-parameter optimization process which would require approximately 5^9≅2000000 analyses with classical approaches to only 25 numerical simulations. This significantly decreased computational cost while enabling statistically meaningful evaluation of parameter interactions. Mach number distributions, pressure, density, and temperature contours were generated, and comparative analyses were performed. Based on the DOE results, the optimum geometry was identified and subsequently integrated with the combustor for final performance assessment. Findings reveal that the optimum geometry increases the exit Mach number from 3.47 to 4.16, corresponding to an improvement of approximately 20%; enhances the total pressure recovery coefficient from 0.076 to 0.169, nearly doubling it; and increases the mass flow rate from 3.74 kg/s to 4.08 kg/s, corresponding to a 9.1% improvement. Moreover, the reduction of the static pressure ratio from 7.58 to 6.11 indicates that shock structures were controlled more effectively and the overall flow coherence within the engine improved. Consequently, it is demonstrated that inlet geometry is not only crucial for aerodynamic performance but also plays a decisive role in combustion sustainability, pressure management, and thrust production. The integration of CFD and DOE provides a comprehensive framework that simultaneously addresses geometric optimization and combustion coupling, offering a distinct methodological contribution.
Benzer Tezler
- Hidrojen yakıtlı scramjet motorlarda yanma odası analizi
Combustion chamber analysis in hydrogen fuel scramjet engines
ZÜLAL RABİA KAYA
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Makine MühendisliğiBursa Uludağ ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HABİB UMUR
- Dönel detonasyon motorlarında eşlenik ısı transferi analizi
Conjugate heat transfer analysis of rotating detonation combustors
ÜMİT YELKEN
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ONUR TUNÇER
DR. BAYINDIR HÜSEYİN SARACOĞLU
- Contribution to the development of implicit large eddy simulations methods for compressible turbulent flows
Sıkıştırılabilir ve tepkimeli türbülanslı akımlar için zımni büyük girdap benzetimi yöntemleri geliştirilmesine katkı
MEHMET KARACA
Doktora
İngilizce
2011
Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. I. SİNAN AKMANDOR
YRD. DOÇ. DR. IVAN FEDİOUN
- Ramjet motorlu füzelerde ses üstü hava alığı performans analizi
Performance analysis of supersonic air intakes in ramjet powered missiles
OSMAN KEREM KOÇ
Yüksek Lisans
Türkçe
2025
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
- Optimization of mixing efficiency of air and hydrogen in scramjet combustor
Scramjet motorlarında hava hidrojen karışımı optimizasyonu
MUSTAFA ŞASICI
Yüksek Lisans
İngilizce
2025
Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiHesaplamalı Bilim ve Mühendislik Ana Bilim Dalı (disiplinlerarası)
PROF. DR. FIRAT OĞUZ EDİS