Search

Bu tez çalışmasında rampa yunuslama hareketi yapan çeşitli planform geometrilerine sahip düz plakanın iz bölgesine yakın akış alanları incelenmiştir. Kanat planform şekli için esas olarak altı geometri ele alınmıştır. Eğrisel olmayan geometriler ise yine aynı konudaki bir çalışmadan esinlenilmiştir. Ancak bu çalışmada kuvvet ölçümleri ile birlikte üç düzlemde PIV verileri alınarak HKG'nın üç boyutluluk etkisi ile uç vorteks ile etkileşimi incelenmektir. Deneyler Re=10,000 için, keskin kenarlı levhalar kullanılarak ve 0°─45° genliği için gerçekleştirilmiştir. Modeller laboratuvarda bulunan lazer kesici kullanılarak pleksiglastan imal edilmiştir. Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi Uçak ve Uzay Bilimleri Fakültesinde bulunan Trisonik Laboratuvarındaki 1010 mm x 790 mm test kesitine sahip büyük ölçek su kanalında gerçekleştirilmiştir. Hava araçlarında ilgi sabit kanatlılardan ziyade çırpan kanatlılara yön değiştirmiştir. Düşük hızlarda uçabilen MHA (mikro hava araçları) için çeşitli alanlarda kullanımı nedeniyle verimliliklerinin artması için çırpan kanatlar kullanılabilir. Kanat çırpma hareketi yunuslama ve akıma dik yönde ötelenme hareketleri şeklinde kısımlara ayırarak incelenmektedir. AVT-202 araştırma grubunun raporunda (NATO-STO, 2016) rampa formunda yunuslama hareketi yapan kanatların incelenmesinin önemi vurgulanmıştır.Bu çalışmanın ilk bölümünde tezin amacına yönelik giriş yapılmıştır. Daha sonra ise daha önce yapılmış literatürde geçen benzer çalışmalar incelenmektir. İkinci bölümde deney düzeneği ve kullanılan yöntemlerden bahsedilmektedir. En sonunda sonuçlar irdelenmekte ve sonuçlar ışığında özet bulgulara, ileriye yönelik tavsiyelere ve yorumlara yer verilmektedir.Hücum kenarı dönme eksenli durumlarda, üçgen planformlu düz plakalar diğerlerinden farklıdır. Yamuk planformlarda olduğu gibi benzer geometrik planform şekilleri, benzer kuvvet farklılıkları ve akış topolojileri sergiler. Veter ortası dönme eksenli durumlar içinse hücum kenarı girdabının (HKG) gelişme safhasında, akış topolojisi incelenen dikdörtgensel, eliptik ve ikizkenar yamuk durumları için hızlı ve yavaş harekette planform şeklinden veya kanadın veter uzunluğundan bağımsızdır. HKG'nın kararlılığının korunması itki veriminde esas nokta olarak görülmektedir. Hücum kenarı dönme ekseninde çeyrek geometrik açıklıkta, uç girdabıyla etkileşimi HKG oluşumunu olumsuz etkilediği görüldüğü durum, üçgen kanatlar hariç, kanat ucunda fazlasıyla görülmüştür.Veter ortası dönme ekseninde taşıma ve sürüklemedeki eksikliğin veter uzunluğunun azalmasından kaynaklanmasına rağmen eliptik planformlu kanat için girdaplı yapılar ve akış topolojisi çoğunlukla dikdörtgen planformlu kanada yakındır. Sonuç olarak, HKG kararlılığı için üç boyutluluk etkisi yani planform geometrisi önemli rol oynamaktadır. 2D2C Digital Particle Image Velocimetry (DPIV) method in conjunction with simultaneous force measurements are used to investigate the flow in the near wake of a flat plate with different planforms and pivot axes undergoing a pitch up ramp motion. The experiments are performed in the large-scale free-surface water channel of Trisonic Laboratories in Istanbul Technical University. Triangular, trapezoidal, rectangular, elliptic planform geometries are studied. The wings have sharp leading and trailing edges, pitch up to 45⁰ in 1s or 6s and the pivot axis is either the leading edge or the mid chord.As known from the literature (Bernal et al., 2013), boundary layer separation at the leading edge yields the development of a leading edge vortex (LEV) which rests attached on the suction side of the airfoil and creates high lift. Later, the LEV detaches and the lift coefficient decreases reaching the steady state value after sometimes. Obviously, the growth of the LEV will interact with the growth of the wing tip vortex (TV) for limited aspect ratio wings and this interaction will be more evident for small aspect ratio wings. For pitch-up motion, aspect ratio is found to have an important consequence on lift and drag coefficients especially after the motion ends (Son and Cetiner, 2015). The growth and interaction conditions of those vortices will also be affected by the wing planform geometry. Bernal et al. (2013) studied five different wing planforms all having spanwise straight leading and trailing edges. They stated that lift and drag coefficients throughout the continuous pitch up part of the motion demonstrate strong interaction with the wing planform geometry and the pivot axis position. Moreover, they obtained that, for a given pivot axis, all flat plate planforms have analogous trend in force growth during the pitch-up stage. Grandlund et al. (2011) studied 2D and low-aspect ratio 3D plates in pitch-up motion and investigated both Zimmermann and rectangular plates. While the two AR=2 plates show significant dissimilarities in the leading edge vortex spanwise flow and tip vortex‒trailing vortex interaction, variances in their lift and drag accounts are minor. Even in steady flow situations, wing planform is very significant for MAV projects.Experiments are performed in the close-circuit, free-surface, large scale water channel located in the Trisonic Laboratories at the Faculty of Aeronautics and Astronautics of Istanbul Technical University. The cross-sectional dimensions of the main test section are 1010mm × 790mm. The models are fixed in a upright cantilevered arrangement in the water channel about their leading edge as being the pivot point. The link rod attaches the models to the servomotor from their leading edge to run a pitch up motion by a coupling. The root chord length of the prototypes is 10 cm and prototypes have a span of 20 cm. The models are thin triangular, trapezoidal, rectangular and elliptic planform plates (t=0.5cm) with sharp edges. They are made of transparent plexiglas to let the laser illuminate both the suction and pressure sides. The experiments are carried out at a Reynolds number of 10,000 which matches to a flow velocity of U=0.1m/s.Two 10-bit cameras with 1600×1200 pixels resolution are located under the water channel and are used to record flow structures around the models and hence to examine the vortical structures. The flow is illuminated by a dual cavity Nd:YAG laser (max. 120mJ/pulse) and the water is seeded with silver-coated hollow glass spheres with an average diameter of 10µm to obtain the flow fields around the wing and in its near wake. Two pictures from the two cameras are attached before cross-correlation using two marker points. Then, stitched PIV images are interrogated by a double frame, cross-correlation method with an interrogation window size of 64×64 pixels and 50% overlap in both directions. PIV images are acquired at three illumination planes, which are geometrically mid span, ¼ span and tip planes of the wings. A six-component ATI NANO-17 IP68 Force/Torque (F/T) sensor (ATI Industrial Automation, Inc.) is used to measure forces and moments acting on the model. The sensor is positioned on the rod between the model and the pitch servomotor with its tubular z-axis perpendicular to the pitch plane. The pitch-up motions of the airfoil are controlled with a Kollmorgen/Danaher Motion AKM33E servo motor. The models perform two kinds of motion: fast and slow. The model starts from 0° and reaches to its final angle of attack of 45° in 1 second for the fast motion and 6 seconds for the slow. Motor motion profiles are generated by a Labview VI (Virtual Instrument) for the set amplitude and period. The same VI triggers both the force acquisition and the PIV system. The beginning of the pitch motion starts 3 seconds after the start of force measurement; the synchronization with the PIV system is achieved via a National Instruments PCI-6601 timer device.In fast motion, only triangular forms vary from the others. Though the typical differences are too alike, the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge exhibits higher lift and drag. However, the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge performs worse, lift and drag are different compared to the previously mentioned flat plates with altered planform geometries. In general, the typical bump in the force curves observed for the rectangular wing is also present for a number of cases, for instance the flat plates having triangular leading edge and trapezoidal planforms exhibit the typical bump. The slow motion exposes well the dissimilarities and common features between the planform geometries. The lift and drag variations of flat plates with trapezoidal planforms are very similar particularly during the motion. The rectangular flat plate experiences at all times high lift and drag forces for the slow motion and the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge, generally, experiences lowest lift and drag forces for slow motion, the same observation is also valid for the fast motion.The differences in force curves are clearly connected to the three-dimensionality of the flow and are thought to be clarified with the dissimilarities in vortex developments. It should be noted that the cross-section where the DPIV images are taken is at the half of the geometric span. The flow structures are in agreement with the force measurement results. For the duration of the growth phase of the leading edge vortex (LEV), the flow topology does not depend on the planform or the local chord length of the wing for all investigated cases, except for the flat plates with a triangular planform. Focusing on the first image representing the end of the motion, the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge shows approximately a completely developed LEV. Quite the opposite, the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge exhibits weaker leading and trailing edge vortices and displays seperating shear layers long after the motion ends. A close look at the lift coefficient variation reveals the shift of the bump in time, in agreement with the flow topology.Previous observations made for the same wings in fast motion are similar to those for slow motion. Based on the rectangular flat plate, the valley before the bump is again characterized by the dividing streamline being approximately at the half of the chord and the peak of the bump by the streamlines closing over the wing. In agreement with the force-time histories and with respect to previously planforms, triangular flat plates have weaker leading and trailing edge vortices and exhibit separating shear layers just after the motion ends. Amongst those two cases, the wing with triangular planform and angled from the trailing edge has low lift and drag forces in parallel with weak vortical structures. The presence of the bump is also revealed in the flow topology since the flat plate with elliptic planform displays streamlines closing over the wing. The flow topologies at the end of the motion and before the bump appears have similar vortical structures for the flat plates with trapezoidal planforms, consistent with their force-time histories.In order to reveal the differences related to the three-dimensionality of the flow, the DPIV results are obtained for three different illumination planes. LEV is stronger for the two cross-sections not including the tip plane for the case of the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge. Actually the chord length is zero for the flat plates with triangular planform and this is obvious in the pictures with absence of vortices on the tip plane. Eventhough the triangular flat plates have reduced planform area compared to the rectangular flat plate, the LEV extends to nearly entire chord length in both illumination planes. However, this is not valid at the tip plane for the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge. The flow topology and vortical structures of the flat plate with triangular planform and angled from the trailing edge are typically similar to those of the rectangular flat plate, nonetheless the lack in the lift and drag originates from the decrease of the chord length in the direction from root to tip plane. Actually, the pitch-up lasts longer in slow motion, three illumination planes reveal the differences in relation with the three-dimensionality of the flow. The development of the LEV and its interaction with the tip vortex are considered for the rectangular plate. Even if the LEV is attached to the upper surface as seen on the two cross-sections apart from the tip plane, it interacts with the tip vortex, moves inboard and seperates at the future instant, as seen on the mid aspect ratio plane. The differences in the flow topology for the flat plate with triangular planform and angled from the leading edge are not obvious for in the slow motion, in agreement with the force-time history.Both flow visualization and force measurement results, in agreement with each other, reveal the differences linked to the three-dimensionality of the flow. Wings with triangular planform differ from the others; while the angled from leading edge shows an improved performance in the fast motion, the angled from trailing edge shows decayed performance. Wings with triangular planform exhibit low performance in comparison with the others in the slow motion. Related planform shapes, for example trapezoidals, show similar force variations and flow topologies. 125

Kavite akışları, 1950'lerden itibaren birçok alanda araştırmaya konu olmuş, aerodinamik ve aeroakustik alanlarında önemli bir yer edinen ve içinde birden çok disipline ait olgular barındıran bir akış tipi olma özelliğine sahiptir. Kavite akışı araştırmaları, 1950'lerde dâhili silah yuvalarının kullanımı fikrinin ortaya çıkmasıyla ile başlamış olup günümüzde halen devam etmektedir. Son zamanlarda, yeni nesil savaş uçaklarının radar kesit alanlarını azaltma, maruz kaldıkları aerodinamik sürükleme ve ısınmaları en aza indirgeme gereksinimleri gibi ihtiyaçlar sebebiyle kavite çalışmaları yeniden hız kazanmıştır. İlk zamanlarda çoğunlukla teorik ve deneysel olarak yürütülen çalışmalar, güçlü bilgisayar donanımlarının ve hesaplama yeteneklerinin ortaya çıkması sayesinde, günümüzde sayısal olarak da yürütülmektedir. Kavite akışları sadece dâhili silah yuvalarında değil, uçakların iniş takımları, kara araçlarının pencereleri ve açılır tavanları gibi birçok alanda pratik olarak görülebilmektedir.Kavitelerin yarattığı en büyük sorunlardan birisi oluşan yüksek basınç salınımları ve gürültüdür. Kaviteler, açık ve kapalı olarak iki ana kategoriye ayrılmaktadır. Açık kavitelerde, öz salınım sebebiyle yüksek derecede gürültü oluşabilmektedir. Kavite hücum kenarından kopan ve serbest bir kayma tabakası şeklinde girdaplar üreterek ilerleyen akış, kavite firar kenarına çarpıp bu kenar ile etkileşime girerek güçlü akustik dalgaların oluşumuna neden olmaktadır. Oluşan akustik dalgalar yukarı akım yönünde ilerlemekte ve firar kenarından kopup gelen tabaka ve girdaplarla etkileşime girerek bu girdapları etkilemektedir. Bu geri besleme mekanizması ve akustik etkileşimler, yüksek basınç salınımlarına, gürültü ve titreşime yol açmaktadır. Zaman içerisinde yapılan birçok çalışma, kavitelerde temel ses kaynağı olan arka duvarın önemli bir role sahip olduğunu göstermiştir. Kavitelerin oluşturduğu gürültüyü azaltmak amacıyla yıllar içerisinde birçok araştırma yapılmıştır ve yapılmaya devam etmektedir. Yolcu uçaklarının iniş takımlarının kapaklarının açılması nedeniyle oluşan kaviteler 160 dB seviyelerinde ses oluşturabilmekte, bu ses ise pilotlar için yanıltıcı, yolcular için rahatsız edici olabilmektedir. Bomba ve füze dâhili yuvalarının oluşturduğu kaviteler ise yüksek basınç salınımları sonucu mühimmatın uçaktan güvenli ayrılmasını engelleyebilmekte, kavitenin çevresindeki yapıya ve sonuç olarak uçağa zarar verebilmektedir. Kavite akışları, geometrik olarak basit bir şekle sahip olmasına rağmen akışın düzensizliği sebebiyle zorlu bir fiziğe sahip bir problem olarak öne çıkmaktadır. Bu sebeple dikkatli bir şekilde ele alınmalı ve incelenmelidir.Bu tez, kavite akışlarını incelemeyi, anlamayı ve kavite akışlarında ortaya çıkan gürültüyü en aza indirgemeyi amaçlamaktadır. Kavite akışlarında gürültü oluşumunu azaltmak için kullanılan yöntemler pasif ve aktif olarak ikiye ayrılmaktadır. Aktif kontrol yöntemleri sisteme harici bir enerji girdisi gerektirirken, pasif kontrol yöntemlerinde böyle bir ihtiyaç duyulmamaktadır. Pasif kontrol yöntemleri, kavite geometrisine çeşitli değişkeler yaparak veya kaviteye harici cihazlar ekleyerek akışı kontrol etmeyi amaçlayan yöntemler olarak özetlenebilir. Aktif yöntemlerde ise akışa ve kaviteye dışarıdan müdahaleler ve bir enerji alış-verişi söz konusu olmaktadır. Pasif kontrol yöntemlerinin aktif yöntemlere göre kullanım alanının daha fazla olması sebebiyle, bu tez kapsamında pasif kontrol yöntemleri üzerine durulmuştur. Tez içerisinde, öncelikle temiz kavite olarak adlandırılan, herhangi bir akış kontrol yöntemi içermeyen ve dikdörtgensel bir şekle sahip olan bir kavite incelenmiştir. Daha sonra bu kavite geometrisi üzerinde çeşitli pasif kontrol yöntemleri kullanılarak oluşan gürültünün azaltılması hedeflenmiştir. Bu pasif kontrol yöntemleri, kavite duvarlarının (ön, arka) çeşitli değişkeleri, kavite öncesine dış kontrol cihazlarının yerleştirilmesi (spoyler, girdap üreteci), kaviteden geometrik değişkelerle pasif emme ve üfleme yapılmasının sağlanması ve bahsedilen pasif kontrol yöntemlerinden birkaçının birleştirilmesi olarak sıralanabilir. Tez kapsamında kavite araştırmaları sayısal bir şekilde gerçekleştirilmiştir. Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği (HAD) yöntemi ile yürütülen sayısal analizler, açık kaynak kodlu bir yazılım olan OpenFOAM® ile yapılmıştır. OpenFOAM® yazılımının sıkıştırılabilir, dolaşık akışlar için tasarlanmış olan ve zamana bağlı çözümler elde edilmesini sağlayan basınç-tabanlı alt-çözücüsü rhoPimpleFoam kullanılmıştır. 3 boyutlu olarak yürütülen analizlerde, temel alınan kavitenin L/D oranı 5, W/D oranı 1 olarak belirlenmiştir. 0.508 metre uzunluğa, 0.1016 metre derinliğe ve 0.1016 metre genişliğe sahip olan kavite, 0.85 Mach serbest akış hızında ve yaklaşık 1x107 Reynolds sayısında incelenmiştir. Reynolds sayısı, kavite uzunluğu temel alınarak hesaplanmıştır. Yürütülen analizler için k-ω SST URANS dolaşım modelinin temel alındığı bir Ayrık Burgaç Benzetimi (ABB) olan k-ω SSTDES yöntemi kullanılmıştır. Zamana bağlı olarak yürütülen analizler, Courant sayısı biri geçmeyecek şekilde yaklaşık olarak 10-6 saniye zaman adımında yürütülmüştür. Bir taşınımsal zaman ölçeği, bir akış parçacığının kaviteyi boydan boya geçtiği süre olarak hesaplanmış ve analizler 50 taşınımsal zaman ölçeği süresince yürütülmüştür. Son 40 taşınımsal zaman ölçeğine ait verilerin ortalaması alınarak sonuç için saklanmıştır. Analizler süresince kavite tabanında 10 farklı noktada basınç ölçümleri yapılmış ve basıncın zamana bağlı profilleri oluşturulmuştur. Analizler, gereken hesaplama gücünün fazlalılığı, kullanılan hücre sayısının çokluğu ve çok fazla konfigürasyonun ele alınması sebebiyle paralel bir şekilde, 200-280 çekirdek kullanılarak gerçekleştirilmiştir.Elde edilen sonuçlar, gerek temel alınan temiz kavite ile gerek kendi aralarında karşılaştırılmıştır. Temiz kavite analizleri, doğrulama amacıyla deneysel veriler ve daha önce gerçekleştirilmiş olan sayısal çalışma verileri ile karşılaştırılmıştır. Temiz kavite konfigürasyonu için Rossiter modları olarak da adlandırılan akustik keskin tonlar deneysel ve teorik verilerle kıyaslanmış, yakın sonuçlar elde edilmiştir. Kavite içerisindeki boylamsal hız profilleri daha önceki sayısal sonuçlarla karşılaştırılmış ve benzer profiller yakalanmıştır. Kavite tabanındaki ortalama ses basınç tayf düzeyi (OASPL) dağılımı profili genel hatlarıyla yakalanmış fakat deneysel verilere göre ~5 dB daha fazla değerlerle karşılaşılmıştır. Bu durum, literatürdeki sayısal çalışmalarda da göze çarpmaktadır. Kavite çevresindeki akış, Mach, dolaşım yoğunluğu, OASPL gibi birçok yönden ortalamalar alınarak incelenmiştir. Zamana bağlı hız konturları sayesinde akışın salınımlı ve düzensiz yapısı ortaya konulmuştur. Anlık Q-kriteri eşyüzeyleri gösterilerek akışın üç boyutlu dönel kaotik yapısı sunulmaya çalışılmıştır. Kavite tabanındaki kontrol noktalarından alınan basınç verileri sayesinde basıncın zamana bağlı dolaşık salınım profilleri incelenmiştir. Kavite tabanındaki OASPL dağılımları hesaplanarak her bir konfigürasyonun yaptığı iyileştirmeler göz önüne serilmeye çalışılmıştır. Bu aşamadan sonra, pasif kontrol yöntemlerine ait incelemeler yapılmaya başlanmıştır.Kavite arka duvarının gürültü oluşumunda oynadığı rol düşünüldüğü zaman, en önemli iyileştirmelerin arka duvar geometrisinin değiştirildiği konfigürasyonlarda olması beklenmiştir ve nitekim öyle de olmuştur. Ayrıca, kavite önüne yerleştirilen spoyler tarzı cihazların sınır tabakanın hareketini değiştirip, bu tabakaya kavite hücum kenarından ayrıldıktan sonra bir yükseltme kazandırdığı ve kayma tabakasının arka duvarla etkileşimini azalttığı için gürültü oluşumunun azaltılmasında faydalı olduğu görülmüştür. Kavite arka duvarına 45° eğim verilmesi, oluşan akustik ses dalgalarını kavite dışına yönlendirdiği için kavite tabanındaki OASPL profilinde ortalama ~10 dB civarında iyileştirme sağlamıştır. Kavite önüne yerleştirilen spoyler ve girdap üreteci çalışmalarında ise yine benzer derecelerde iyileştirmeler sağlanmıştır. Arka duvar konfigürasyonları ile spoyler konfigürasyonlarının birlikte uygulandığı birleşik pasif kontrol yöntemlerinde ise yine ortalam 8-9 dB iyileştirmeler sağlanmıştır.Tez kapsamında, açık kaynak kodlu çözücülerin kullanılabilirliği ve kavite akışı gibi zorlu bir fiziğe sahip olan problemlerde gösterdiği başarı sunulmaya çalışılmıştır. Ek olarak, açık kaynak kodlu OpenFOAM® yazılımının, doğru paralleştirme ayarları ile yüksek hesaplama gücü gerektiren problemlerde uygun bir araç olabileceği gösterilmiştir. Cavity flows have been an interesting subject since 1950's when the studies on internal weapon bays were first conducted. Since then, numerous experimental, theoretical and numerical researches have been performed on the subject. Despite the simple geometry, cavity flows have a complex and unsteady flow physics behind. Besides internal weapon bays, cavity flows may also be encountered in wheel wells, car sunroofs and windows, and so on.A major problem that has been related to cavities is the generation of excessive noise and presence of severe pressure oscillations. In open cavities where the flow has the sufficient energy to bridge the cavity, a self-oscillation mechanism takes place. The flow that is separated from the cavity leading edge which forms a free shear layer along the cavity mouth region up until the cavity trailing edge, impinges on cavity aft wall and interacts with it, and eventually generates strong acoustic waves. These acoustic waves then travel upstream and interact with the vortices that formed because of the separation of the flow at cavity leading edge and with the free shear layer, resulting in an excitement of the flow. This feedback mechanism and acoustic interactions result in severe pressure oscillations, noise generation and vibration. Many studies conducted over time have shown that the aft wall of cavity, the main source of the sound, has non-negligible importance on these studies. In order to reduce the noise generated by cavity flows, numerous researches have been conducted over the years and continue to be done.The fundamental aim of this thesis is to examine and comprehend the physics of cavity flows and at the same time endeavouring the reduction of noise generation and minimization highly oscillatory behavior of the flow. The methods applied to reduce the noise generation in the cavity flows are divided into two as passive and active control methods. Active flow control methods require an energy input to the system whilst passive flow control methods require no such input. Making various changes to the cavity geometry or adding/subtracting some external devices to/from the cavity are some of the well-known methods that may be categorized as passive flow control methods. Considering that the passive flow control methods have a wider area of usage than passive flow control methods, they have been emphasized in this thesis.In the present thesis, firstly, a rectangular shaped cavity with no flow control mechanism is investigated. Following to that, various passive flow control methods such as reshaping cavity walls (front, aft walls), placing external devices to cavity upstream wall (spoilers, vortex generators), injecting/sucking flow passively to/from the cavity and combining some of the aforementioned methods are applied with the aim of reducing the noise generation. Within the scope of the thesis, cavity flow analyses are conducted numerically. Simulations were carried out with a Finite Volume Navier-Stokes solver of the open-source software OpenFOAM® (Open source Field Operation and Manipulation). The compressible solver of OpenFOAM®, rhoPimpleFoam is used. The rectangular shaped cavity geometry has L/D ratio of 5 and W/D ratio of 1. The length of the cavity is specified as 0.508 meters and the depth and the width as 0.1016 meters. Freestream Mach number is taken as 0.85 which corresponds to a Reynolds number of ~1x107 based on the cavity length. A Detached Eddy Simulation (DES) method based on the k-ω Shear Stress Transport (SST) Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes (URANS) turbulence model is used throughout the simulations. Transient analyses were conducted for a Courant number of less than unity with a time step of ~10-6 seconds. One convective time scale (CTS) is calculated as the passage of a flow particle through the cavity length and analyses are carried out for 50 CTS. Data of last 40 CTS are stored and used for the result of mean values. Probes are placed to cavity floor at ten different locations to measure the pressure history. The simulations were carried out using 200-280 cores in a parallel manner. The high number of required computational power, large number of grids and great number of configurations have obligated the use of parallelization.Results of passive flow control methods are gathered and compared with both each other and with the original baseline cavity. Results of baseline cavity, that is named as clean cavity, are compared with the available experimental and numerical findings with the aim of validation. Discrete acoustic tones seen in cavity, called Rossiter modes, have been compared and similar results are found with the theoretical and experimental data. Mean longitudinal velocity profiles are compared with the available numerical data and satisfactory consistence is observed. Overall sound pressure level (OASPL) distribution on cavity floor was caught in general and the profiles are seen to be similar with a slight overprediction of ~5 dB than the experimental data. This overprediction is also seen in other numerical studies in the literature. Once the validation of the current model is obtained, passive flow control methods are analyzed. Considering the aft wall being the main source of the noise generation, aft wall configurations have proven to be useful in terms of noise reduction. Spoiler and vortex generators have also been found to be efficient since they lift or deteriorate the incoming boundary layer. Inclining the cavity aft wall by 45° has reduced the OASPL distribution on cavity floor by ~10 dB since this inclination diverts the pressure waves outside of the cavity and prevent the strong excitations of the flow. Combined passive flow controls -applied in this study- where aft wall modifications are implemented simultaneously with spoilers have also been effective at noise reduction.Results are also examined in terms of flow contours, isosurfaces and pressure histories. Mean contours of Mach, turbulence intensity, OASPL are inspected for and compared with each configuration. Instantaneous contours of flowfield are also given to provide a more detailed insight to unsteady nature of the cavity flow. Isosurfaces of Q-criterion colored by x-vorticity are presented to visualize the chaotic three dimensional behavior of the flow.Applicability and success of open-source software for such challenging flows have been investigated within the scope of this thesis. It is also shown the open source software OpenFOAM®, with proper parallelization settings, might be an appropriate tool for problems that require high computing powers. 138

Çarpan jet akışının ünlü ve çok çalışlan teknik olma nedeni çeşitli endüstriel alanlarda kullanılmasıdır. Basit kurutuculardan gelişmiş gaz türbinlerine kadar tüm alanlarda kullanılmaktadır. Bu nedenden dolayı şimdiye kadar hem sayısal hem de deneysel çalışmalarla bu teknik incelenilmiştir. Çarpan jet akışınn yapısının öğrenilmesi, bu tekniği verimli bir şekil uygulamasını da beraberinde getirecektir. Şimdiye kadarki çalışmalarda farklı parametreleri incelenmiştir. Bu parametreler, Reynolds sayısı, Mach sayısı, jet'le hedef arası mesafe ve çoklu jet durumunda jetler arası mesafe'dir. Buna ilave olarak, farklı jet geometrilerini incelenmesi üzerine de çalışmalar yapılmıştır. Bu çalışmada da daralan lüle geometrisinde pah kırmanın akış yapısına oan etkisi incelenmiştir. Üç farklı açı incelenmiştir. Bunlar 00, 300 ve 450'dir. Açı deyişimine ek olarak, tüm deneyler iki farklı Reynolds sayısı (9,600 ve 19,200) ve üç ayrı jet'le hedef arası mesafede (H/dn = 4, 6, 10) yapılmıştır. Akış yapılarını incelemek adına, sıcak tel analizleri de yapılmış ve basınç dağılımı verileriyle desteklenmiştir. The widespread usage of impingement cooling makes this technique popular. From simple hand drier to advanced gas turbine, most of the industries use this technique for drying or cooling. Therefore, many studies both experimental and numerical are conducted to study every aspect of this technique. However, for optimum usage of this technique, the affecting parameters should be analyzed and designed accordingly. There are important parameters, which directly influences the heat transfer efficiency of jet impingement. These nozzle parameters are Reynolds number, depending on the flow speed and sizing of the jet nozzle, Mach number, jet-to-target spacing, jet-to-jet spacing and finally jet geometry. So far, variety of geometries have been tried and analyzed to study the flow structures and contribution to the heat transfer. Because, studying the flow structures would bring us at the end to the optimum shape of efficient heat transfer by impinging jet technique.Through this study another jet geometry, which is the chamfered, was studied. The experimental study was conducted by 00, 300 and 450 chamfered nozzles for two different Reynolds number (9,600 and 19,200) and for three different jet-to-target spacings (H/dn = 4, 6, 10) to observe the effect of these parameters. To understand the flow field, hot wire anemometer measurements were conducted and backed up with pressure measuerements. 97

Askı ve ileri uçuş durumunda zorlu rotor-gövde akış etkileşim problemini incelemek için zamana bağlı sıkıştırılabilir akış analizleri gerçekleştirilmiştir. Sistemi oluşturan herbir bileşenin akış yapısı üzerindeki etkilerini irdelemek için izole gövde ve izole rotor konfigürasyonları ele alınmıştır. Daha sonra, bileşenlerin birbirlerine olan etkilerini incelemek amacıyla sistemin tamamı analize tabi tutulmuştur. İzole gövde analizleri RANS tabanlı daimi hesaplamalara dayanmaktadır. Rotor palalarını içeren durumlar için ise URANS çözümleri gerçekleştirilmiştir. Akışın türbülanslı doğasını modellemek için daha güvenilir sonuç ürettiği analizler ile tespit edilmiş olan Realizable k-ε türbülans modeli kullanılmıştır. Zamana bağlı rotor analizleri üç farklı ilerleme oranı için gerçekleştirilmiştir. Hava yükleri nedeniyle palada gözlemlenen dinamik hareketler azimut açısı ile periyodik bir şekilde değişim gösterirken, aynı zamanda ilerleme oranına bağlı olarak da değişim göstermektedir. Palanın tanımlı hareketleri, mevcut kod yetenekleri ile temsil edilememektedir. Fakat, bu dinamik hareketler ticari HAD yazılımı içerisine kullanıcı tarafından yazılan bir kod vasıtasıyla simülasyon modeline dahil edilebilmektedir. Bilhassa ileri uçuş şartlarında daha belirgin olan çırpma ve yunuslama hareketlerini modellemek için birinci mertebe Fourier serilerinden yararlanılarak bir UDF kodu yazılmıştır. Hesaplama hacmi düzensiz yapıda olup karma elemanlardan oluşmaktadır. Dinamik çözüm ağı yaklaşımlarında sıklıkla görülen problemler çözüm ağı deformasyonu ve çözüm ağı oluşturma yöntemlerinin kullanıldığı dinamik ağlar ile aşılmıştır. Mevcut sayısal çalışmanın doğruluğu deneyler ve diğer sayısal çalışmaların sonuçları ile karşılaştırılarak ortaya konmuştur. Benzer başarılı sonuçlar, daha az sayıda çözüm ağı kullanılarak elde edilmiştir. Bu nedenle, mevcut yöntem hesaplama süresinde azalma sağlamakta ve makul hesaplama kaynağı kullanımını mümkün kılmaktadır. Unsteady compressible flow analyses are carried out to investigate the challenging helicopter rotor–fuselage interaction problem in hover and forward flight conditions. First, the isolated fuselage and the isolated rotor configurations are analyzed to examine the individual effects of each component on the flow field. Then, the rotor-fuselage interaction problem is considered. The isolated fuselage analyses are based on the steady RANS computations. URANS simulations are carried out for the cases with rotor blades. The Realizable k-ε turbulence model is found to perform best for the predictions. The time-dependent rotor analyses are simulated at three different advance ratios. The blade dynamic motions excited by the air loads, which vary periodically in the azimuth direction and also differ based on the advance ratio, have been prescribed by a UDF code embedded into the solver, since these motions cannot be directly represented with the existing commercial code capabilities. Azimuthal variations of the flap and pitch motions of the blades are prescribed a priori as a first order Fourier series through User Defined Function feature of the code. The computational domain was modeled by unstructured hybrid mesh elements. Commonly seen dynamic mesh problems are alleviated by appropriately formed dynamic grids using the spring based smoothing and cell re-meshing methods. The accuracy of the present numerical predictions has been demonstrated by the comparison of obtained results with the experiments and other numerical results available in the open literature. The present single grid methodology has given similar successful results with much lower number of grid elements, thus resulting in much shorter computing times, using modest computational power. 184

Bu çalışmada, SD7003 kanat kesiti üzerine yerleştirilen yapay jet uygulaması ile aktif akış kontrolü sayısal olarak incelenmiştir. Kanat kesiti üzerinde oluşan zamanla değişmeyen ve zamanla değişen akış Navier-Stokes akış çözücü kullanılarak hesaplanmıştır. Yapay jete ait parametrelerin farklı hücum açıları ve farklı Reynolds sayıları için incelenmesinde k-ω SST türbülans modeli kullanılmıştır. Jet hızı ve jet uygulama açısı incelemeleri sırasında, kaldırma ve sürükleme katsayıları oranının iyileştirilmesi hedeflenmiştir. Jete ait parametrelerin incelenmesi sırasında jet çıkışı genişliği ve jetin konumu sabit tutulmuştur. Parametre çalışmaları sonucunda jetin hızının baskın bir parametre olduğu anlaşılmıştır. Akış ayrılmasının olduğu durumlarda jet uygulamasının perdövites açısına yakın durumlarda akış ayrılmasını geciktirdiği ve kaldırma ve sürükleme katsayıları oranında artış sağladığı gözlemlenmiştir. Kanat üzerindeki akışın yüzeye yapışık olduğu durumlarda ise jetin etkisi azalmaktadır. Zamana bağlı akış hesaplamaları havada asılı durma konumu için incelenmiştir. Sıfır-net-kütle-akışı (zero-net-mass-flux), düşey öteleme genliği, Reynolds sayısı ve yapay jet frekansı etkileri havada asılı durma hareketi için incelenmiştir. Yapay jet uygulamasının kaldırma ve sürükleme katsayıları oranında azalmaya sebep olduğu gözlemlenmiştir. Düşey öteleme genliğindeki değişimin, havada asılı durma hareketi yapan kanat kesitinin anlık kuvvetlerinin tepe ve çukur noktalarında değişime sebep olduğu anlaşılmıştır. Sekiz şeklinde hareket eden kanat kesitinin anlık aerodinamik kuvvetlerinin yapay jet frekans değişimi ile önemli ölçüde değişmemektedir. In this study, an active flow control method is studied numerically by the application of synthetic jet over SD7003 airfoil. Steady and unsteady flows over the airfoil are computed by using a Navier-Stokes solver. k-ω SST turbulence model is employed for the investigation of the jet parameters at various angles of attacks and Reynolds numbers. The effect of the jet velocity and the jet angle are investigated to increase the lift to drag ratio. The jet slot size and the jet location are kept constant during the parametric study of the jet application. The parametric study has shown that the jet velocity is the dominant variable. Moreover, it is observed that the application of jet delays the flow separation on the suction side of the airfoil and increases the lift to drag ratio significantly at stall angles of attack. However, for attached flows, application of the jet is observed to be less effective. Unsteady flow conditions are employed in hover mode. The effect of zero-net-mass-flux, vertical translation, Reynolds number and the synthetic jet frequency are studied in figure-of-eight motion. In spite of steady state flow conditions, it is observed that the application of synthetic jet causes a slight decrease on mean lift to drag ratio. Increase of the vertical translation amplitude increases the picks and deeps on instantaneous aerodynamic forces. In addition, it is observed that the synthetic jet frequency do not alter significantly the instantaneous aerodynamic forces for the given figure-of-eight motion. 53

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2013, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2013, Bir hava aracı tasarımı yapılırken ortaya çıkan geometriden doğabilecek aerodinamik yüklerin bilinmesi gerekir. Bu yükler deneysel çalışmalar ve teorik çalışmalar olmak üzere iki yolla elde edilir. Deneysel çalışmalar hem maliyet hem de zaman açısından dezavantajlı olduğu için sayısal çözüm tekniklerinin geliştirilmesi oldukça faydalıdır. Bu çalışmada pervane analizi üzerine bir inceleme yapılmıştır. Kullanılan yöntemin analojisi girdap kafes yöntemlerine dayanan non-lineer nümerik taşıyıcı çizgi yöntemidir. Literatürde taşıyıcı çizgi yöntemlerinin dihedral açılı ve ok açılı taşıyıcı elemanlar için hatalı sonuçlar vermesine rağmen girdap kafes yöntemleriyle ok açılı ve dihedral açılı her türlü taşıyıcı elemanın ve eleman kombinasyonlarının analiz edilebileceği belirtilmektedir. Ancak girdap kafes yöntemleri taşıyıcı elemanı kamburluk eğrisinden ibaretmiş gibi varsaydığından viskoz etkileri hesaba katamamaktadır. Bu nedenle kesit profil bilgisini kullanarak kamburluk ve viskoz etkileri hesaba katabilen non-lineer nümerik taşıyıcı çizgi teorisi taşıyıcı çizgi teorilerinin ve girdap kafes yöntemlerinin ara kesiti durumundadır. Çalışmada non-lineer nümerik taşıyıcı çizgi yöntemini kullanarak pervane analizi yapabilen bir bilgisayar programı geliştirilmiştir. Programın doğrulama çalışmaları kanat üzerinde yapılarak tatminkâr sonuçlar elde edilmiştir. Pervane üzerindeki uygulamalar için literatürden geometrisi ve performans değerleri bilinen test pervaneleri seçilmiştir. Bu pervane geometrileri Adkins (1994), Larrabee (1979) ve Bauer (1997)’nin çalışmalarından alınmıştır. Programın tasarım dışı noktalardaki başarısını hesaplamak için Yaggy (1960) tarafından çeşitli oturma açılarında geometrisi verilmiş bir pervane modeli kullanılmıştır. Bu pervane NACA 0009 kesitinden imal edilmiştir. Klasik teoride ihtiyaç duyulan kesit karakteristikleri çeşitli Reynolds sayısı ve hücum açısı aralıklarında Abbott (1945) ve Sheldahl (1981)’den alınmıştır., In the history of aviation, the propeller played an important role in the development of powered aircraft. When it comes to moving a piston engine airplane through the air, there is no alternative to the propeller. Most commercial airliners are now driven by propeller in the form of turbofan engines and turboprop engines. Propellers are the most efficient means of aircraft propulsion. By imparting a small pressure change over a large area, propellers achieve much higher efficiency than jet engines. In the past, propellers were highly efficient at cruise speeds up to approximately Mach 0.6. However, above this speed, large compressibility losses on the blading caused the efficiency to fall rapidly. The increase emphasis on fuel conservation has stimulated developments on propeller powered aircraft. Nowadays, advanced design concepts make possible the design of high efficiency Propeller capable of Mach 0.8 crusing. Currently, popular numerical methods in used include the vortex lattice methods, the lifting line surface methods, are expected to provide extremely reliable predictions. The literature of propeller aerodynamics is scattered and in some respects is inconsistent and incomplete. Of basic importance for the theory and design of propellers is the treatment of propellers with load distribution for best efficiency developed by Theodorsen in a series of NACA reports and finally presented in his book published in 1948, but now long out of print. This work is a milestone in the development of the theory of propellers, but parts of it are obscure, it is not without errors, and the application to the design of an efficient propeller needs clarification. The consequence of these difficulties has been a general neglect, both in theoretical studies and in practical propeller design, of the underlying theory developed by Theodorsen. It has been shown that the ideal distribution of circulation first computed by Goldstein need not be limited to the condition of light loading as assumed by Goldstein. Nonetheless propeller design methods in current use are limited by the light loading assumption and fail to take advantage of the more general possibilities. Quite remarkable is the lack in the aeronautical literature of a complete and accurate tabulation of the Goldstein circulation function, which is essential for the design of a propeller with minimum energy loss. In general, it is a very difficult problem to compute rigorously the velocity induced by the vortex system. Theodorsen, employing an electrical analog, expanded Goldstein’s very limited tables, but his results are also limited and not very accurate. The theory of aircraft propellers, following the original development of finite wing theory, has nearly always proceeded as a lifting line analysis. That is, blade elements may be considered to act as two-dimensional foils upon which the forces are the same as would be found in a uniform two-dimensional flow with the same velocity and direction as occurs locally at the blade element. This approach to the design of blade elements is continued in the present study. The lifting line treatment does not restrict the generality of the underlying analysis of the trailing vortex system. The lifting line theory is the best known and most readily applied theory for obtaining the spanwise lift distribution of a wing and the subsequent determination of the aerodynamic characteristics of the wing from two dimensional airfoil data. The characteristics so determined are in fairly close agreement with experimental results for wings with small amounts of sweep and with moderate to high values of aspect ratio. For this reason, this theory has served as the basis for a large part of precent aeronautical knowledge. The hypothesis upon which tho theory is based is that a lifting wing can be replaced by a lifting line and that the incremental vortices ahed along the span trail behind the wing in straight lines in the direction of the free-stream velocity. The strength of these trailing vortices is proportional to the rate of change of the lift along the span. The trailing vertices induce a velocity normal to the direction of the free stream velocity and to the lifting line. The effective angle of attack of each section of the wing is therefore different frcm the geometric angle of attack by the amount of the engle (called the induced angle of attack) whose tangent is the ratio of the value of the induced velocity at the lifting line to the value of the free stream velocity. The effective angle of attack is thus related to the lift distribution through the induced angle of attack. In addition, the effective angle of attack is related to the section lift coefficient according to two dimensional data for the airfoil sections incorporated in the wing. Both relationships must be simultaneously satisfied in the calculation of the lift distribution of the wing. If the section lift curves are linear, these relationships may be expressed by a single equation which can be solved analytically. In general, however, the section lift curves axe not linear, particularly at high angles of attack, and analytical solutions are not feasible. The method of calculating the sponwise lift distribution using nonlinear section lift data thus becomes one of making successive approximations of the lift distribution until one is found that simultaneously satisfied the aforementioned relationships. Since the theory of propellers with minimum induced loss is founded on considerations of the trailing vortex sheet, it was thought to be necessary to present a more detailed discussion of the dynamics of vortex sheets and the consequences of their instability and roll up than is usually found in treatments of propeller aerodynamics. In this thesis, non-lineer lifting line method is used to predict the performance of a number of propellers. The objective of this thesis is to develop computer codes of vortex lattice method of lifting line analysis. The vortex lattice method approximates a lifting surface and its wake by a discrete vortex lattice system. The propeller is considered to be blades of arbitrary planeform, rotating with a constant angular velocity about a common axis in an unbounded fluid. Interaction between blades is considered. The presence of the hub is ignored. The vortex wake of the propeller is assumed to be a helix of constant pitch and diameter. This assumption is coincident with Goldstein’s helical vortex model. In both cases, the propeller is considered to be lightly loaded, and to have no slipstream contraction. As it is applied in this study, it is common for the helical vortices in the wakes of propellers, rotors to be represented computationally by a sequence of straight vortex segments. In lifting line analysis, the propeller blade is assumed sufficiently thin to be represented by distribution of horseshoe vortices lying in the mean camber surface of each blade. Steady flow conditions are assumed; the circulation is only a function of location along the radius. The induced flow at any radial location due to the horseshoe vortex is given by the Biot-Savart equation. Non-lineer numerical lifting line method takes into viscous effects and chambering account. Also it can be used for the lifting element that has dihedral angle, sweep angles and both of them. So it can be thought of as a cross-section of vortex lattice method and classical lifting line methods. A Computer program is developed that uses non-lineer numerical lifting line methods in Matlab computer language. To verify program, some applications was made on wing. Some test propeller has been choosen from literatüre to verify program on the design point. These propellers are selected from the studies of the Adkins (1994), Larrabee (1979) and Bauer (1997). In order to test the computer program around the off-design point of propellers experimental data is required. In this respect, the study of Yaggy (1960) which presents the performance data of a few propellers tested in wind tunnel is considered. One of these propellers has NACA 0009 airfoil sections. The classical theory needs section characteristics in several Reynolds number and angle of attack ranges and this data is taken from Abbott (1945) and Sheldahl (1981)., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu doktora tezinin asıl amacı, askıda kalma ve ileri uçuş koşulları altında menteşesiz bir helikopter palinin dinamik ve aeroelastik incelemesini yapan bir bilgisayar programı geliştirmektir. Helikopter palinin firar kenarında pal titreşimlerinin azaltılması için kullanılacak flap yer almaktadır ve flap, flap mekanizmasına bir bağlantı kolu ile etki eden piezoelektrik eyleyici yardımıyla hareket ettirilmektedir.Bu çalışmada; giriş bölümü, yapısal formülasyon, aerodinamik formülasyon ve aeroelastik formülasyon olmak üzere dört ana bölüm yer almaktadır.Giriş bölümünde, akıllı yapılar, akıllı malzemeler, helikopter rotor tipleri, rotor çevresi aerodinamik ortamları, titreşim kontrol teknikleri, akıllı rotorlar ve eyleyici tipleri, vb. konularda bilgi verilmektedir. Ayrıca, bu çalışmada kullanılması tercih edilen eyleyici ve rotor tipinden bahsedilmekte ve literatürde yapılan çalışmalar hakkında bilgi verilmektedir. Bu Giriş bölümünün amacı; akıllı malzemeler, rotor sistemleri, titreşim azaltma yöntemleri, vb. konularda okuyucuya gerekli bilgileri vererek daha sonraki bölümlerde yapılan formül çıkarımlarının ve anlatılan konuların okuyu tarafından daha kolay anlaşılmasını ve daha anlamlı olmasını sağlamaktır.Yapısal formülasyon, piezoelektrik katmanlı kiriş mekaniği, analitik formülasyon ve sonlu elemanlar formülasyonu olmak üzere iki alt bölümden oluşmaktadır. Yapısal formülasyonun ilk kısmında, piezoelektrik katmanlı kirişlerin mekaniği hakkında temel bilgilerin verilmesinin yanısıra bu kirişlere etkiyen yük ifadelerinin çıkarımı detaylı bir biçimde yapılmıştır. Bu alt bölümden elde edilen sonuçlar, eğilen kiriş tipi piezoelektrik eyleyici için oluşturulan kiriş modelinin analitik formülasyonunda kullanılmaktadır. Yapısal formülasyonun ikinci alt bölümü olan analitik formülasyon kısmında, piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kiriş modelleri ayrı ayrı geliştirilmiştir. Piezoelektrik eyleyici, kısa bir kiriş olarak modellendiği için eyleyici için eğilme-uzama etkileşimli Timoshenko kiriş modeli kullanılırken uzun bir kiriş olarak modellenen helikopter pali için düzlemiçi eğilme-düzlemdışı eğilme ve burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kiriş modeli kullanılmaktadır. Ayrıca hem piezoelektrik eyleyici hem de helikopter pali, ankastre kirişler olarak modellenmiştir. İlgili birim uzama alanları, potansiyel enerji ve kinetik enerji ifadeleri, çeşitli ve açıklayıcı tablolar ve grafikler kullanılarak adım adım elde edilmiştir. Elde edilen enerji ifadelerine bir sonraki adımda Hamilton prensibi uygulanarak diferansiyel hareket denklemlerinin ve sınır şartlarının çıkarımı yapılmıştır. Literatürde var olan çalışmalarla karşılaştırma yapabilmek amacıyla boyutsuz parametreler tanımlanmış ve elde edilen denklemler boyutsuz hale getirilmiştir. Etkin bir matematiksel teknik olan yarı-analitik Diferansiyel Dönüşüm Yöntemi, elde edilen boyutsuz hareket denklemlerine ve sınır şartlarına uygulanarak çözüm yapılmıştır. Dönme hızı, titreşim etkileşimleri, katman düzeni, sınır şartları ve voltaj gibi çok çeşitli değişkenlerin, doğal frekanslar ve kiriş uç deplasmanları üzerindeki etkileri incelenmiş ve mümkün olduğunca literatürde var olan sonuçlar ile karşılaştırmalar yapılmıştır. Elde edilen sonuçların doğrulanması için ilgili örnekler literatürde bulunamadığı taktirde kiriş modelleri, ticari sonlu elemanlar programı ABAQUS ile modellenmiş ve hesaplanan sonuçlar ile ABAQUS'ten alınan sonuçların karşılaştırması yapılmıştır. Analitik olarak elde edilen sonuçların, hem literatür hem de ABAQUS sonuçları ile oldukça uyumlu olduğu gözlenmiştir. Analitik modellerin doğrulaması yapıldıktan sonra, yapısal formülasyonun son bölümü olan sonlu elemanlar modellemesine başlanmıştır. İlk olarak deplasman alanları, polinomlar ile tanımlanmıştır. Tanımlanan deplasman alanları, eleman düğüm noktalarındaki deplasman ifadeleri cinsinden yazılarak şekil fonksiyonları elde edilmiştir. Bu şekil fonksiyonları, daha önce analitik kısımda elde edilen potansiyel ve kinetik enerji ifadelerinde kullanılarak sırasıyla eleman katılık ve eleman kütle matrisleri gibi eleman seviyesindeki matrislerin çıkarımı yapılmıştır. Eleman matrislerinin, sonlu elemanlar yöntemine uygun olarak toplanması ile tüm yapıya ait global matrisler elde edilmiş ve bu matrislere gerekli sınır şartları uygulanarak indirgeme yapılmıştır. İndirgenmiş global matrislerin oluşturduğu denklem sistemleri Modal Analiz uygulanarak çözülmüş ve elde edilen sonuçlar, uygulanan sonlu elemanlar formülasyonunun doğruluğunu teyit etmek amacıyla daha önce analitik kısımda elde edilen sonuçlar ile karşılaştırılmıştır ve sonuçlar arasında çok iyi bir uyum olduğu gözlenmiştir. Piezoelektrik eyleyici ve helikopter pali için kurulan yapısal modellerin doğrulanması tamamlandıkan sonra, eyleyiciyi flap mekanizması ile ilişkilendiren baglantı kolunun olası uzunluğu hesaplanmıştır. Hesaplanan bağlantı kolu uzunluğu daha sonra aeroelastik kısımda incelenen voltaj etkisi ile ilgili hesaplamalarda kullanılmıştır.Aerodinamik formülasyon bölümünde, iki boyutlu, flaplı, ince kanat profili için geliştirilmiş Theodorsen teorisi kullanılmıştır. Bu teoride kanat profili kanat çırpma, burulma ve flap sapması olmak üzere üç titreşime maruz kalmaktadır. İlk olarak, flap mekanizması hesaba katılmayarak sade bir helikopter palinin üzerine etkiyen aerodinamik yüklerin çıkarımı yapılmıştır. İkinci olarak, Theodorsen teorisinde yer alan ve sadece flap titreşimini içeren terimler göz önüne alınarak flap aerodinamiği modellenmiştir. Flap taşıma katsayısı ile flap moment katsayısının zamanla değişimini gösteren grafikler çizilerek literatürdeki sonuçlar ile karşılaştırma yapılmıştır. Sonuçlar arasındaki uyum, uygulanan formülasyonun doğruluğunu kanıtlamıştır. Aerodinamik formülasyonun son bölümünde, flapsız pal aerodinamiği ile flap aerodinamiği birleştirilerek hem askıda kalma hem de ileri uçuş koşulları altında flaplı helikopter paline etkiyen aerodinamik yüklerin hesabı yapılmıştır. Daha sonra, Theodorsen teorisini helikopter aerodinamiğine uygun hale getirebilmek amacıyla çeşitli adımlar gerçekleştirilmiştir. Bu uygulama çerçevesinde; pal üzerindeki hız ifadesi bileşenlerine ayrıldıktan sonra, teoride tanımlanan taşıma ve moment ifadeleri bu hız bileşenleri cinsinden yazılmıştır. Çeşitli koordinat dönüşümleri yapıldıktan sonra pal üzerine etkiyen taşıma ve moment ifadeleri; ileri uçuş oranı, önkoniklik açısı, yunuslama kontrol açısı, azimut açısı ve pal deplasmanları cinsinden ifade edilmiştir.Aeroelastik formülasyon bölümünde, flaplı helikopter paline ait aerodinamik formülasyon sonucu elde edilen aerodinamik yükler, helikopter palinin modellenmesinde kullanılan eğilme-eğilme-burulma etkileşimli Euler-Bernoulli kirişine uygulanmıştır. Aerodinamik matrisler ile yapısal matrislerin birleştirilmesi sonucunda aeroelastik denklem sistemlerine ulaşılmıştır. Denklem sistemlerinin çözümünde Runge Kutta yönteminden yararlanılmıştır ve hem askıda kalma hem de ileri uçuş durumları göz önünde bulundurulmuştur. Yapılan çözümler sonucunda askıda kalma durumunda yapının kendi kendini sönümlediği ve bu nedenle flap mekanizmasının, askıda kalma durumunda titreşim sönümleme amacıyla kullanılmasının anlamsız olacağı görülmüştür. Ancak, ileri uçuş koşulları altında zamana bağlı ek terimlerin varlığı sebebiyle yapının kendi kendini sönümlemesi engellendiğinden firar kenarı flabı hareket ettirildiğinde helikopter pal ucu titreşiminin azaldığı gözlenmiştir. Daha önce yapısal kısımda piezoelektrik eyleyici ile flap mekanizması arasında yer alan bağlantı kolunun boyutlandırılmasında göz önünde bulundurulan flap açısının pal titreşiminin azaltılmasında yeterli olduğu, aeroelastik hesaplamalarda görülmüştür. İlerleme oranı, rotor diski hücum açısı, flap sapma açısı ve piezoelektrik eyleyiciye uygulanan voltaj gibi parametrelerin helikopter pal titreşimine nasıl etki ettiği incelenmiştir.Sonuçta, bu tezin asıl amacı olan pal titreşiminin firar kenarı flabı ile azaltılması konusunda başarılı olunmuştur ve bu konuda çok sayıda yapısal, aerodinamik ve aeroelastik bilgisayar kodu yazılmıştır. The main focus of the present research is on the development of a computer code that carries out the dynamic and aeroelastic analysis of a hingeless helicopter blade under hover and forward flight conditions. The blade has a trailing edge flap to reduce blade vibration and the flap mechanism is actuated by a piezoelectric bender type actuator that is connected to the flap by a linkage arm.The present dissertation is organised in four main sections, i.e. introduction part, structural formulation, aerodynamic formulation and aeroelastic formulation.In the introduction part, information is given about smart structures, smart materials, rotor types, rotor aerodynamic environment, rotor vibration control techniques, smart rotors, and actuators. Additionally, blade and actuator types that are preferred in this research are introduced and objectives of the dissertation are mentioned about. Moreover, a brief literature review is given. The aim of the Introduction section is to introduce smart structures, vibration reduction techniques, helicopter rotor systems, etc. to the reader so it is going to be easier and more meaningful for the reader to understand all the derivations carried out in the following sections.In the first part of the structural formulation, some information is given about the mechanics of a piezolaminated beam and expressions of the mechanical and the electrical loads that act on this beam model are derived in detail. The resulting expressions of this subsection are used in the analytical formulation of the bender type piezoelectric actuator. In the second part of the structural formulation, analytical beam models are developed both for the piezoelectric actuator and for the helicopter blade, seperately. Since the actuator is modeled as a short beam, Timoshenko beam theory is used for the actuator while Euler-Bernoulli beam theory is used for the helicopter blade that is modeled as a long, slender beam. Both the bender type actuator and the hingeless blade are modeled as cantilever beams that have fixed-free end conditions. Related strain fields and the energy expressions are derived step by step by introducing several explanatory tables and figures. Afterwards, Hamilton?s principle is applied to these energy expressions to obtain the governing differential equations of motion and the boundary conditions. An efficient semi-analytic, mathematical technique called the Differential Transform Method (DTM), is applied to these equations as a solution procedure. Effects of several parameters, i.e. rotational speed, vibration coupling, ply orientation, boundary conditions, voltage, etc. on the natural frequencies or tip deflection are investigated and whenever it is possible, the calculated results are validated by making comparisons with the studies in open literature. When the related results are not available in open literature, the examined beam model is modeled in the commercial finite element programme ABAQUS and validation is made by using the results calculated by ABAQUS. After the validation of the analytical models, finite element method is applied to these models to get the element matrices, i.e. element stiffness and mass matrices. Depending on the number of elements used in the structural modeling code, all the element matrices are assembled by considering the finite element rules to obtain the global matrices. The boundary conditions at the fixed end are applied to the global matrices to get the reduced matrices and the matrix systems of equations are obtained for the structural models. Modal analysis is used to solve the matrix equations and the results that are obtained by solving these matrix equations of motion are compared with the previously validated analytical ones to check the accuracy and the correctness of finite element formulation and a very good agreement between the results is observed. After the validation of the structural models, length of the linkage arm between the piezoelectric bender type actuator and the flap mechanism is calculated and this length is used in the aeroelastic part for the calculations made to examine the effect of the applied voltage on the tip deflection.In the aerodynamic formulation, Theodorsen?s unsteady aerodynamic theory for a two dimensional thin airfoil with a trailing edge flap is used. Firstly, the flap mechanism is discarded to model the aerodynamic loads on a plain helicopter blade. Secondly, the terms of the Theodorsen formulation that are related only to the flap deflection are considered to model the flap aerodynamics. Variation of the flap induced aerodynamic moment coefficient and flap induced aerodynamic lift coefficient with respect to time are plotted and the calculated results are compared with the ones in open literature for validation and a good agreement between the results is observed. Lastly, the two aerodynamic formulation, i.e. plain blade aerodynamics and trailing edge flap aerodynamics, are combined to model the aerodynamic loads on a helicopter blade with a trailing edge flap. Afterwards, several steps including coordinate transformations are performed to adapt the Theodorsen?s theory to the aerodynamic environment of the helicopter blade.In the aeroelastic formulation part, the aerodynamic loads that act on the helicopter blade with a trailing edge flap are applied on the structural model of the hingeless helicopter blade. Aerodynamic matrices are assembled with the structural ones to obtain the aeroelastic matrix system of equations. Both hover and forward flight conditions are considered. Runge Kutta method is applied to the system of equations and the effects of several parameters, i.e. advance ratio, rotor disk angle of attack, trailing edge flap deflection angle, voltage applied to the piezoelectric actuator, on the vibration characteristics of the helicopter blade are inspected. Consequently, all the effort succeeded and the blade tip vibration is reduced in forward flight by deflecting the trailing edge flap. 200

Bu çalışma aeroakustik alanında gerçekleştirilmiş olup iki ayrı problemi incelemiştir. Çalışmanın ilk kısmı, helicopter pervane palasına ait gürültünün asimptotik yöntemler ile çözülmesine eğilirken, ikinci kısımda ise, Hesaplamalı Aeroakustik sayısal yaklaşım yöntemlerini kullanarak lüle içerisindeki akış-ses etkileşimi incelemiştir.Tezin ilk kısmında, helicopter pervane palası üzerinde oluşan akış alanına bağlı gürültü uzak alanda B-palalı sesaltı dönel pervane için akustik basıncın m. harmonik bileşeni için hesaplanmaktadır (mB?? yaklaşıklık limitinde). Parry ve Crighton sesaltı pervane gürültüsü için, profil kalınlığı ve aerodinamik yüklere ait ses kaynaklarını içeren yaklaşıklık bağıntıları bu çalışmada iyileştirilmiştir. Bu bağıntılar, zamandan bağımsız aerodinamik yükler ile palaya ait kalınlık dağılımının sadece pala üzerindeki etkilerini içeren yüksek mertebeden Bessel fonksiyonları için Debye yaklaşımı ile bulunan integral denklemlere uygulanan Laplace yöntemi ile elde edilmiştir. Parry ve Crighton'a ait tek palalı dönel pervane gürültüsü için ifade edilen basınç bağıntısı Pm harmoniği için ikinci mertebeden bir düzeltme ile elde edilmiştir. Tezin ikinci kısmında ise, lüle çıkış bölgesinde akustik bozuntu uygulanmış ve ses dalgasının transonik lüle akışlarına etkisi, yüksek mertebeden hesaplamalı aeroakustik şemaları kullanılarak modellenmiştir. Çalışmada, giriş ve çıkış şartları için iki farklı yansımalı olmayan sınır şartı uygulanmıştır. Standard yansımalı olmayan sınır şartları, karakterestik dalga değişkenleri kullanılarak Thompson tarafından geliştirilmiştir ve alternatif yansımalı olmayan sınır şartı bu çalışmada teklif edilmiştir. Zamana bağlı değişkenler sıklaştırılmış sayısal çözüm ağı üzerinde dördüncü mertebeden Runge ? Kutta zaman adımı şeması kullanılarak hesaplanmıştır. Hesaplanan sonuçlar kesin sonuçlar ile karşılaştırılmış ve son derece başarılı sonuçlar elde edilmiştir. There are two part in this study, one is related with asymptotic approach to helicopter rotor blade noise and second part is computational aeroacoustics which is used in order to solve the interaction between flow and sound in the transonic nozzle.In the first of study that provides asymptotic formulas for the far field of the mth harmonic components of the acoustic radiation from a B-bladed subsonic single rotational propeller, in the asymptotic limit as mB??. Asymptotic expressions of subsonic propeller noise of Parry and Crighton accounting for contributions from airfoil thickness and loading are refined. These expressions are found by the application of Laplace?s method to the integrals of steady loading and of blade thickness distributions over the surface of the blade using the Debye approximation. In particular, second order correction to single rotational propeller noise expression of Parry and Crighton is obtained for the harmonic components Pm of the subsonic propeller noise. In the second part of this study, an acoustic wave is introduced at the nozzle exit and the sound wave that travels upstream through the transonic nozzle is to be calculated using high order computational aeroacoustics schemes. In this study, there are two different nonreflecting boundary conditions are used for the inflow and outflow boundary conditions. In the case of standard nonreflecting boundary condition of Thomson and alternative nonreflecting boundary conditions is used in the present work. Time integration is computed by using fourth order Runge ? Kutta time marching scheme for the nonuniform grid. The well agreement is obtained between exact solution and computed results. 134

Bu çalışmada, açık çevrimli emişli tip bir rüzgâr tünellerinin deney odasında gerçek şartlara yakın özelliklerde bir akım oluşturmak için akım kalitesini etkileyen faktörler incelenmiştir. İstanbul Teknik Üniversitesi (İTÜ) laboratuarlarında rüzgar tüneli deney odasının hız dağılımına bağlı olarak akım kalitesi incelenip simülasyon analizleriyle karşılaştırılması yapılmıştır.NACA 4412 kanat profilinin çeşitli hücum açılarında basınç dağılımları ile taşıma, sürükleme ve moment katsayıları simülasyon ortamında hesaplanıp sonuçlar literatürle karşılaştırılmıştır.Ayrıca, hesaplamalı akışkanlar dinamiği yöntemi ile sedan ve hatchback tipi otomobillerinin taşıma ve sürükleme katsayıları gibi aerodinamik karakteristiklerinin hesaplanması ve karşılaştırılması yapılmıştır.Sonuç olarak yapılan çalışmalarda, deneysel ve literatür çalışmalarının ANSYS FLUENT 12.0 paket programında yapılmış olan analizlerle uyumluluğu gösterilmiştir. In this study, factors affecting the flow quality are investigated to create a flow which is close to real conditions in test section of an open loop suction type wind tunnel.In Istanbul Technical University?s (ITU) labratories flow quality, which depends on the wind tunnel test section?s velocity distributions is reviewed and compared with simulation analysis.Pressure distributions, lift, drag and moment coefficients of N.A.C.A. 4412 airfoil with various angles of attack are calculated with simulation program and results are compared to the literature.In addition, with computational fluid dynamics (C.F.D.) method, the calculation and comparison of aerodynamics characteristies such as lift and drag coefficients of sedan and hatchback type automobiles are carried out.In conclusion, it is shown that simulation results obtained from ANSYS FLUENT 12.0 software package are compatible with test results and literature. 162

Günümüzde kara ulaşımı alanında yaygın biçimde içten yanmalı motora sahip araçlarkullanılmaktadır. Bu araçların yaydıkları egzost gazları ile çevreye zarar verdiği herkestarafından açıkça bilinmektedir. Otomobil üreticileri de artık çevreye zarar vermeyenaraçların tasarımıyla daha çok ilgilenmeye başlamışlardır. Bunun için çeşitli alternatifenerji kaynaklarına yönelmişlerdir. Bunlardan en akla yatkın olanı elektrik enerjiliaraçlardır.Henüz tamamen elektrik enerjisiyle çalışan araçlar günlük kullanım için tasarlanmamışolsalar da, yarışmalara katılmak amacıyla öğrenciler ve bazı firmalar tarafından güneşenerjili arabalar tasarlanıp üretilmektedir. ARIBA 5, İTÜ-GAE tarafından tasarlananve parçaları sponsor firmalar tarafından üretilecek olan, tamamen elektrik enerjisiyleçalışan bir güneş arabasıdır.Bu tez çalışması kapsamında ARIBA 5 güneş arabasının en uygun aerodinamik tasarımıyapılmıştır. Aracın bileşenlerinin boyutlarının belirlenmesiyle tasarıma başlanmıştır.Daha sonra bileşenlerde kullanılacak kanat profilleri 2B analizler yardımıyla tek tekkarşılaştırılarak kullanılabilecek en uygun profiller belirlenmiştir. Daha sonra CADmodellemesi yapılan ARIBA 5'in bir CFD programı yardımıyla bazı 2B ve 3B akışanalizleri yapılmıştır. Aracın detay tasarımı bu analizlerden elde edilen bilgileraracılığıyla yapılmıştır.Sonuç kısmında aracın tasarım değişkenleri özetlenmiştir. Analizler sonunda elde edilensonuçlar ve değerler diğer araçlarla kıyaslanarak aracın aerodinamik tasarımıtartışılmıştır. En son olarak bu tasarım aşamasında karşılaşılan güçlükler anlatılarakaracın aerodinamik tasarımını nasıl daha fazla geliştirilebileceğine yönelik öneriler vefikirler sunulmuştur. Today, vehicles with internal combustion engine is commonly used for groundtransportation. The harm that this vehicles give to the environment with their exhaustgases is known by everybody. Car manufacturers are whereupon more interested indesign of vehicles that does not harm the environment. They are in pursuit of alternativeenergy resources.Although vehicles with full electic power are not designed for daily use yet, students andsome companies design and build solar powered cars to compete in international events.ARIBA 5 is a solar powered car which operates with full electric power, designed byİTÜ-GAE, and parts are produced.Within this thesis study, optimum aerodynamic design is made for ARIBA5 solar car.Design begins with determination of dimensions of the car?s components. Then airfoilsto be used in the components are compared one by one with 2D analysis and best airfoilsare determined. Then ARIBA 5 CAD data is created and some 2D and 3D flow analysisare performed with help of a CFD software. Detail design of the solar car is done withthe help of these analysis.In conclusion section, design parameters of the car are summarized. The values whichare determined by the analysis are compared with other solar cars are aerodynamicdesign is discussed. Recommendations and ideas to improve current aerodynamic designare given at the end. 79

Bu çalışmada ülkemizde çok yaygın olmayan fakat Amerika kıtası, eski batı ve doğu Avrupa kıtasındaki ülkelerde oldukça yaygın olan planör tasarımı ve imalatı üzerine bir çalışma yapılmıştır. Yazar, amacı ev yapımı ve amatör inşa hava aracı tasarım ve imalatını ülkemizde geliştirmek olan Deneysel Havacılık Derneği kurucularından olması vesilesi ile bu konuya uygun bir çalışma yapmayı amaç edinmiştir. Hedef olarak EASA 22 regülasyonlarına uygun, çift kişilik, eğitim ve eğlence maksatlı, havalanmak için harici bir itki kuvvetine ihtiyaç göstermeyen, kendinden motorlu bir planörün kavramsal tasarımı gerçekleştirilmeye çalışılmıştır. Aynı zamanda bu çalışmanın amatör inşacılar için bir hava aracı tasarımında eksikliği hissedilen Türkçe kaynak olması da amaçlanmıştır. Bu çalışmanın neticesinde ortaya çıkacak tasarımın ülkemizde bir elin parmakları sayısını geçmeyen ev yapımı hava araçları kategorisinde imalatının yapılması planlanmaktadır. Bu maksatla planörde kullanılması düşünülen 1600cc'lik hava soğutmalı bir VW motoru temin edilmiş ve uçak motoruna dönüştürülmesi ile ilgili kitap ve eğitim DVD leri ABD menşeili Great Plains şirketinden satın alınmıştır. Çalışma için piyasada mevcut bulunan planörler incelenmiş, özellikle bu konuda dünyada söz sahibi olan Alman ve Polonya'lı planör tasarımları referans alınmıştır. Ayrıca tasarım sonrası imalat konusunda AKMETAL, GÜRBÜZ MÜHENDİSLİK, NTG PLASTİK, DEMETEK MÜHENDİSLİK ve ŞAFAK MAKİNA firmaları ile sponsorluk anlaşmaları yapılmıştır. Bu tez çalışmasının devamında tasarlanan planörün üç boyutlu bilgisayar modelleri ve teknik resimleri hazırlanarak imalatının yapılması planlanmaktadır. In this thesis the preliminary design stage of a motor glider was performed which is not so common in our country but very popular in western countries and in some east european countries. The author himself is one of the founders of Experimental Aviation Association in Turkiye which the aim of this association is to promote and develop homebuilt aircrafts, so he preferred to perform a work parallel to this subject. As a target, a two seater motor glider for a training and recreation purposes which doesnt need an exterior power plant to launch was chosen to design in accordance with EASA 22 regulations. Also this work is aimed to be a Turkish reference book for homebuilders which we don?t have too much. At the end of this work the designed glider is aimed to be built as a homebuilt aircraft where there is not so many homebuilt aircrafts in Turkiye. For this reason a 1600cc VW engine was supplied to be rebuilt as an aircraft engine and required training manuals and DVDs were supplied from Great Plains company from USA. For the work motor sailplanes available in the market were observed, specially the ones from German and Polish manufacturers were referenced. Also the sponsorship agreements with the companies AKMETAL, GÜRBÜZ MÜHENDİSLİK, NTG PLASTİK, DEMETEK MÜHENDİSLİK ve ŞAFAK MAKİNA were signed to build the motor glider after this design work. Construction of the designed glider in this thesis is planned to complete after modelling in computer aided design and preparation of the technical drawings. 101

Bu çalışmada rüzgar türbini etrafına yerleştirilen difüzör yapısının türbin verimine etkisi incelenmektedir. Farklı difüzör geometrilerinin, değişik türbin yüklemelerinde türbin verimine etkisi araştırılmaktadır.Çalışmanın ilk hedefi, arka arkaya basamak şeklinde sıralanan 4 kanat profili ile oluşturulan difüzör yapısının, rüzgar türbinin performansına etkisini incelemektir. Deneyler sırasında türbin palalarının varlığı, uygun basınç düşüşleri sağlanarak simüle edilmiştir. Farklı basınç düşüşleri delikli levhalar yardımıyla elde edilmiştir. Difüzör içerisindeki basınç dağılımını ve difüzör geometrisinin türbin performansına ve akım ayrılmalarına etkisini incelemek amacıyla 30 farklı konumdaki basınç değerleri ölçülmüştür.Bu çalışmada ayrıca kanat profilleri ile oluşturulmuş difüzör geometrisinin girdap yapılarına etkisi de incelenmiştir. Difüzörü oluşturan kanatların farklı hücum açılarında oluşan akım ayrılmaları sayısal ve görsel olarak incelenmiştir. Deneyler dijital parçacık görüntüleyerek hız ölçümü (DPIV) yöntemiyle gerçekleştirilmiştir.Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi, Uçak ve Uzay bilimleri Fakültesi, Trisonik Araştırma Merkezi'nde bulunan, 80cm x 80cm x 200cm boyutlarındaki, Düşük Hızlı Rüzgar Tüneli'nde gerçekleştirilmiştir. Deneyler 1.6x105 Reynolds sayısına karşılık gelecek hızlarda yapılmıştır. Türbin yüklemesini modellemek için kullanılan delikli levhaların katılık katsayıları 0.360, 0.621 ve 0.792 dir.Kanat profilleri ile oluşturulan difüzör geometrisinin, öngörüldüğü şekilde akışı hızlandırdığı görülmektedir. Difüzör eklentisi yardımıyla 1.09 ile 2.55 kat arasında değişien aerodinamik verimler elde edilmiştir. En yüksek performans artışının, akış yönünde son iki konumda yer alan kanat profillerinin hücum açıları arttırıldığında elde edildiği görülmüştür. Difüzör eklentili rüzgar turbinin etkinliği, türbin katlığının artmasıyla azalmaktadır. In this study, the focus is the performance improvement of wind turbines by means of diffuser augmentation. The relationship of different diffuser geometries at different turbine loadings on the turbine effectiveness was investigated.The initial goal of this study is to investigate the effect of the diffuser formed by staggered array of airfoils on the performance of wind turbine. Loadings of the turbine blades were simulated by artificial pressure drops. Different pressure drops were applied by means of perforated plates. Pressure differences at 30 different locations were measured in order to investigate the pressure distribution inside the diffuser and the effectiveness of the diffuser geometry on the performance of wind turbine and on control of flow separation.This study also focuses on the vorticity patterns of a diffuser formed by array of airfoils. Flow separations were visualized and quantified for different angles of attack of the airfoils forming the multi-element diffuser. Velocity fields were studied experimentally using a Digital Particle Image Velocimetry (DPIV) system.The experiments are performed in Low Speed Wind Tunnel with a 80cm x 80cm x 200cm test section located at the Trisonic Laboratories, Faculty of Aeronautics and Astronautics of Istanbul Technical University. The Reynolds number is kept around 1.6x105 for all experiments. The perforated plates used to create the pressure drop have solidities of 0.360, 0.621 and 0.792.It has been observed that, the diffuser formed by airfoils accelerates the flow and concept works as predicted. Aerodynamic efficiencies between 1.09 and 2.55 are achieved by diffuser augmentation. Higher performance improvements were acquired when the angles of attack of last two airfoils in the downstream are increased. Efficiency of diffuser augmented wind turbine decreases with increasing turbine solidity. 99

Piper J3 sahip olduğu basit tasarım özellikleri, kolay temin edilebilmesi ve düşük üretim maliyeti sayesinde yıllardır uçuş eğitimlerinde yaygın bir şekilde kullanılan, hafif hava aracı olma özelliğini taşımaktadır. Bunun yanı sıra Piper J3 model uçağının değişik ölçeklerde üretilen modelleri de akademik çalışmalarda test uçağı olarak oldukça yaygın bir şekilde kullanılmaktadır.Hava araçlarında kullanılan otomatik kontrol sistemi araçların uçuş süresi boyunca istenilen görevleri yerine getirmesi ve uçuş güvenliğinin sağlanması için tasarlanmış elektronik ve yazılımsal sistemlerdir. Bu sistemleri tasarlayabilmek için öncelikle uçağın hareketlerini temsil eden matematiksel denklemlerin elde edilmesi gerekmektedir. Bu matematiksel denklemlerden elde edilen türevler ve katsayılar hava aracının tasarımına özgü aerodinamik katsayıları temsil etmektedir.Bu tez çalışmasında bir insansız hava aracının kontrol ve aviyonik sistemlerinin test edilmesi için hazırlanan 1/3 ölçekli Piper J3 model uçağının HAD (Hesaplamalı Akışkanlar Dinamiği) yöntemi ile aerodinamik katsayılarının çıkarılması amaçlanmıştır.Bu amaç doğrultusunda öncelikle 1/3 ölçekli Piper J3 model uçağının geometrik boyutları alınarak bilgisayar ortamında sayısal BDT (Bilgisayar Destekli Tasarım) modeli oluşturulmuştur. Bilgisayar modelinin oluşturulması sırasında literatür araştırmalarından elde edilen kanat profili kullanılarak kanat yapısı elde edilmiştir. Ayrıca aslına sadık kalınarak uçağın gövde ve kuyruk yapıları da modellenmişidir. Katı model oluşturma işleminden sonra HAD analizi için modelin sayısallaştırma işlemi yapılmıştır. Bu işlem için ticari bir HAD yazılımı olan Fluent yazılım paketinden yararlanılmıştır.Fluent HAD çözümlerinde kullanılacak yöntemin ve türbülans modelinin doğru bir şekilde seçilebilmesi için NACA raporları kullanılarak bir doğrulama çalışması yapılmıştır. Bu çalışma neticesinde belirlenen türbülans modeli ve çözüm yöntemi kullanılarak HAD çözümleri tamamlanmıştır. HAD çözümleri neticesinde elde edilen sonuçlar kullanılarak aerodinamik katsayılar çıkarılmıştır. Having simple design, low manufacturing cost and availability make Piper J3 is commonly using light air vehicle. Moreover, with the different size of the model version of Piper J3 is using very common for academic purpose such as wind tunnel test, flight test and numerical studies.Automatic control systems in air vehicles are electronic and software systems that ensure the flight control and security. Designing these systems requires to mathematical equations, which simulate the actions of the air vehicle. These equations represent the aerodynamic parameters of the designed air vehicle.In this paper, we aimed to get aerodynamic parameters and stability derivatives of an unmanned air vehicle that designed for testing avionic systems with computational fluid dynamics methods.For this purpose firstly we crate CAD model of 1/3 scaled Piper J3 aircraft. The wind profile is used USA-35B. In addition, we designed the body and tail with using the main model. After creating solid model, we prepared the computational model for computational fluid dynamics analysis. We used a commertial code called FLUENT for this purpose.Determining the computational fluid dynamic methods such as turvulence model and solution steps in FLUENT, a validation test case vas made by using NACA reports. After this validation, we find the optimum turbulence model and solving methods. Finally, we get the aerdynamic coefficients and stability derivatives of Piper J3 with using CFD results. 81

Bu çalışmanın amacı aşağı ve yukarı yönlerinde sinüzoidal salınım hareketi yapan çırpan kanadın genel aerodinamik davranışını hesaplamalı akışkanlar mekaniği aracılığıyla anlamak ve kullandığımız sonlu elemanlar yöntemini içeren ticari olmayan FORTRAN kodunun, bundan sonra yapılacak çalışmalar için yeterliliğini tespit etmektir. Bunun için NACA0012 simetrik kanat profili etrafındaki düzgün, zamana bağlı, sürtünmeli, sıkıştırılamaz akış, C tipi ızgaralardan oluşmuş çözüm ağı kullanılarak ve Navier-Stokes denklemlerini çözen FORTRAN kodu aracılığıyla sayısal olarak analiz edildi. Problemin sayısal olarak çözümü için Galerkin sonlu elemanlar yöntemi, zamanda ayrıklaştırma için parçalı adımlar yöntemi, akışkan-cisim etkileşiminin tespiti için keyfi Lagrange-Euler tanımı ve hareketli sınırlarda entegral işleminin yapılabilmesi için dört boyutlu uzay-zaman elemanları kullanılmıştır. Bu yöntemler ayrıntılı olarak Mısırlıoğlu (Misirlioglu, 1998) tarafından açıklanmıştır.Problemin bilgisayar programı ile çözümüne başlayabilmek için ilk önce ideal çözüm ağının tespit edilebilmesi amacıyla çözünürlük araştırması yapıldı. Farklı sayıda eleman içeren C tipi ızgaralardan oluşmuş çözüm ağları kullanılarak ve diğer bütün koşullar sabit tutularak sayısal olarak kontrol deneyleri yapıldı. 5880, 24000 ve 30000 elemanlı 3 farklı çözüm ağı ile aynı koşullar için sayısal analiz gerçekleştirildi. Sonuçta 24000 ve 30000 elemanlı çözüm ağları ile yapılan sayısal analizlerin sonuçlarının tamamen aynı olduğu görüldü. Bu yüzden 24000 elemanlı çözüm ağı, daha fazla elemanlı çözüm ağlarıyla yapılan sayısal analizlerin çok uzun sürmesi ve aynı sonuçları vermesi nedeniyle, ideal çözünürlük olarak tespit edildi ve tüm sayısal analizlerde bu çözüm ağı kullanıldı.İdeal çözüm ağının belirlenmesinden sonra yapacağımız sayısal analizlerin doğruluğundan ve kabul edilebilir olduğundan emin olmak için kodu doğrulama işlemi yapıldı. Bunun için ilk olarak genlik ve frekansın geniş bir aralığı için toplam 207 sayısal analiz gerçekleştirildi. İtki ve sürükleme kuvvetlerinin etkin olduğu durumlar ve itki ile sürükleme kuvvetinin birbirine eşit olduğu sıfır kuvvet eğrisi tespit edildi. İkinci olarak itki katsayısının frekans ve genliğin çarpımı olan kh değerine göre değişimi belirlendi. Son olarak itki veriminin yine kh değerine göre değişimi bulundu. Bu üç çalışma benzer sayısal çalışmalarla karşılaştırıldı ve kullanılan sayısal kodun sonuçlarının karşılaştırma yapılan referans sonuçlara çok yakın olduğu görüldü ve kodun kullanılabilir olduğu tespit edildi.Çözüm ağının ve sayısal kodun kullanılabilir oldukları belirlendikten sonra problemin çözümüne geçildi. Bunun için öncelikle, kodun doğrulanması işlemi sırasında Reynold sayısı 20000 iken yapılan, itki ve sürükleme kuvvetinin dağılımı ile sıfır kuvvet eğrisinin tespit edildiği analizlere ek olarak Reynold sayısı 5000 ve 1000 iken analizler tekrarlandı. Sonuçta Reynold sayısının 20000, 5000 ve 1000 olduğu üç farklı koşul için sıfır kuvvet eğrileri, frekans ve genliğe bağlı şekilde grafik olarak gösterildi. Böylece Reynold sayısının itki ve sürükleme kuvvetinin oluşumu üzerindeki etkisi belirlendi.Ardından itki katsayısı araştırıldı. Reynold sayısı 20000 ve 1000 iken sayısal analizler yapıldı ve bu şekilde Reynold sayısının itki katsayısı üzerindeki etkisi bulundu. Sonra itki katsayısının 8, 4 ve 2 olarak seçilen üç farklı frekans değerine göre değişimi belirlenerek frekansın etkisi tespit edildi. Son olarak 0.8, 0.4 ve 0.2 olarak seçilen üç farklı genlik değerine karşılık itki katsayısının değişimi incelenerek genliğin etkisi belirlendi.İtki katsayısı üzerinde yapılan araştırmaların aynısı itki verimi için tekrarlandı. Yani itki verimi farklı Reynold sayısı, frekans ve genlik değerleri için analiz edilerek Reynold sayısının, frekansın ve genliğin itki verimi üzerindeki etkisi bulundu. Bunun için Reynold sayısı değerleri 20000 ve 1000, frekans değerleri 8, 4 ve 2, genlik değerleri ise 0.8, 0.4 ve 0.2 olarak seçildi.İtki katsayısı ve itki veriminin geniş kapsamlı olarak araştırılmasından sonra kanadın iz bölgesinde konumlanan girdap yapıları ve firar kenarından kopan girdaplar bir grafik arabirimi kullanılarak görüntülendi ve incelendi. Bunun için 5 farklı frekans ve genlik kombinasyonuna ait beş farklı koşul için sayısal analiz yapıldı. Yüksek sürükleme kuvveti (k=1, h=0.1), ortalama sürükleme kuvveti (k=2, h=0.2), itki ve sürükleme kuvvetinin birbirine eşit olduğu sıfır kuvvet (k=2.5, h=0.275), ortalama itki kuvveti (k=4, h=0.4) ve yüksek itki kuvvetinin (k=8, h=.8) etkin olduğu bu beş farklı koşula ait girdap yapıları ve firar kenarı kopmaları görüntülendi.Yapılan tüm bu çalışmaların neticesinde bazı sonuçlar elde edilerek çırpan kanadın genel aerodinamik davranışı tespit edildi. Frekans ve genliğin bağıl olarak düşük kombinasyonlarında sürükleme kuvveti baskınken, yüksek kombinasyonlarında itki kuvvetinin baskın olduğu görülmüştür. İtki ya da sürükleme kuvvetinin oluşumu frekans ve genliğe çok güçlü şekilde bağlı iken Reynold sayısından hemen hemen bağımsızdır.İtki kuvveti katsayısı ve itki verimi frekans artarken artmakta fakat genlik artarken azalmaktadır. Yani itki katsayısı ile itki veriminin her ikisi birden frekansla doğru orantılı, genlikle ters orantılıdır. Buna ek olarak itki katsayısı Reynold sayısından bağımsız fakat itki verimi kh değerinin 1'den küçük değerleri söz konusuyken Reynold sayısına bağımlıdır. kh değeri 1'den küçük iken Reynold sayısı arttıkça itki verimi artmakta fakat kh 1'den büyük iken itki verimi Reynold sayısının değişiminden fazla etkilenmemektedir.Girdap yapılarının beş farklı koşul için görüntülenmesi sonucunda ise olması gerektiği gibi, sürükleme kuvvetinin baskın olduğu durumlarda Karman girdap sokağı, itki kuvvetinin baskın olduğu durumlarda ters Karman girdap sokağı ve itki ile sürükleme kuvvetinin birbirine eşit olduğu sıfır kuvvetin olduğu durumda da hemen hemen eşmerkezli olan girdapların olduğu gözlemlendi. Yüksek sürükleme kuvvetinin olduğu koşulda girdap yapılarının tam olarak oluşamadığı, yüksek itki kuvvetinin olduğu durumda ise girdaplarda dağılma ve görüntülemede küçük bozulmalar meydana geldiği gözlemlendi.Sayısal analizlerin sonucunda küçük girdapların görüntülenemediği ve kodun doğrulama işlemi sırasında itki verimi grafiğinde referans çalışmanın sonucuna göre çok küçük bir farklılık meydana geldiği görülmüştür. Bunun nedeni büyük bir olasılıkla sayısal denklemlerin birinci derece olarak çözülmesindendir. Bu durumun düzeltilmesi için denklemlerin ikinci mertebede çözülmesi gerekmektedir. Bununla birlikte yinede sonuçların referans kaynakların sonuçlarına çok yakın olduğu ve kullanılan sayısal kodun doğruluğunun kabul edilebilir ve çırpan kanat aerodinamiği probleminin çözümü için kullanılabilir olduğu görülmüştür.Bu çalışma; sayısal analizler için kullandığımız ticari olmayan sonlu elemanlar yöntemini temel alan FORTRAN kodunun çırpan kanat problemini başarılı şekilde çözebileceğini kanıtlamıştır. It is the objective of this thesis to review the understanding of general characteristic of single plunging airfoil aerodynamics. The flow over symmetric NACA0012 airfoil, oscillating sinusoidal in plunge, is simulated numerically by using unsteady Navier-Stokes solver. Viscous, incompressible, laminar flow about arbitrary moving bodies is simulated with a structured mesh scheme that composed of C-type grids. Navier-Stokes equations are solved by using Galerkin Finite Element Method with Arbitrary-Lagrangian-Eulerian (ALE) description together with Fractional Step Method. These methods are expressed in more detail by Misirlioglu (Misirlioglu, 1998).Firstly, grid resolution is investigated by some simulations for the same case with different meshes. Consequently, ideal grid resolution is determined and this grid resolution is used in all simulations.Later, the code is run for different cases and the results are compared for the sake of validation. At first, simulations are performed due to wide range of combination of reduced frequency and non-dimensional plunge amplitude. Distribution of drag and thrust forces and neutral curve are determined. Secondly, Thrust coefficient versus kh and thirdly, propulsion efficiency versus kh are studied. Results are compared with available numeric data.After validation, simulations are performed due to wide range combination of reduced frequency and plunge amplitude for Reynolds number of 5000 and 1000 in addition to 20000. After that, neutral curves are determined for these three several Reynolds numbers and effect of Reynolds number on the thrust or drag production is determined.Later, characteristic of the thrust coefficient is studied. Firstly, thrust coefficient values are examined while Reynolds number is 20000 and 1000. Thus, effect of Reynolds number on the thrust coefficient is observed. Secondly, thrust coefficient versus kh is examined for three different reduced frequencies as 8, 4, 2 and effect of reduced frequency on the thrust coefficient is determined. Thirdly, effect of plunge amplitude on thrust coefficient is examined by using three different amplitude values as 0.8, 0.4, and 0.2.Propulsion efficiency is the most important factor in the flying. Therefore, characteristic of propulsion efficiency values is studied in detail due to kh. Similar to study of thrust coefficient, propulsion efficiency versus kh is examined for two different Reynolds numbers as 20000 and 1000, for three several frequencies as 8, 4, 2 and for three different amplitudes as 0.8, 0.4, 0.2. Thus, effects of Reynolds number, frequency and amplitude on the thrust coefficient are observed.Finally, vortex structures are given for five different combinations of frequency and amplitude. Wake vortices are displayed for high drag production (k=1, h=0.1), drag production (k=2, h=0.2), neutral wake (k=2.5, h=0.275), thrust production (k=4, h=0.4) and high thrust production (k=8, h=0.8). Karman vortex street due to drag producing, reverse Karman vortex street due to thrust producing and separations starting from trailing edge of airfoil are observed.This study proves that flapping-wing problem can be solved successfully by using of a noncommercial in-house FORTRAN code with finite element method. 87

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2007, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2007, Günümüz otomobillerinde aerodinamik ses, taşıtların 120 km/sa hızın üzerinde seyir etmeleri durumunda baskın hale gelmiştir. Otomobil aerodinamik gürültüsünün temel kaynakları ön cam çubuğu, araç altı, yan aynalar ve havalandırma kanallarıdır. Bu tezde, iki farklı yan ayna, Volvo S40 ve Renault 9 – Broadway yan aynaları, etrafındaki daimi olmayan akım ve bu akımın oluşturduğu gürültü incelenmiştir. Aynaların geometri bilgileri üç boyutlu tarayıcı tarafından oluşturulmuştur. Aynaların neden olduğu gürültüyü hesaplamak için CFD++ ticari yazılımının NLAS çözücüsü kullanılmıştır, bu çözüm için gereken ortalama türbülans değerleri, yine aynı yazılım kullanılarak elde edilmiştir. Akustik çözüm için ayrı bir çözüm ağı kullanılmıştır, bu çözüm ağında bir önceki hesaplamada kullanılan çözüm ağı aynaya ve aynanın iz bölgesine doğru kırpılmıştır. Bu kırpılmış sınırlarda ses dalgalarının yansımasını engellemek amacı ile emici sınır şartları kullanılmıştır. Çözüm hacmi içerisinde farklı noktalarda akustik basınç ölçümü yapılmıştır. Sonuçta yeni Volvo S40 aynası daha düşük ses basıncı seviyesi vermiştir., The dominating noise of a ground vehicle traveling at speeds above 120 km/h is generated by the aerodynamic mechanisms. The main noise sources of such a ground vehicle are front pillar, under body, side mirror and ventilation channels. In this thesis, the unsteady flow field around two different side mirrors, namely those of Renault 9-Broadway and Volvo S 40, and their contribution to the noise propagation are investigated. The CAD data of the side mirrors is generated using a three-dimensional digitizer. A Commercial software package’s Non Linear Acoustics Solver is used to predict the radiated sound from the side mirrors. First, average turbulence properties are determined using RANS computations. Then, for the acoustic analysis initial RANS mesh is cropped closer to mirror to construct the acoustic mesh. At the cropped boundaries the far-field absorbing boundary conditions are used to prevent acoustic wave reflections. Sound pressure levels are determined in four locations. Overall, the newer Volvo S40 mirror gave lower sound pressure levels., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu çalışma, oldukça düşük Reynolds sayılarında uçan böcekler tarafındanuygulanmakta olan kanat çırpma (salınım) hareketinin aerodinamiği üzerineeğilmektedir. Özellikle asılı kalma halinde, kanat çırpma döngüsü içinde çok sayıdaaerodinamik mekanizma kaldırma kuvvetini arttırıcı yönde etki etmektedir. Teziçerisinde öncelikle, derin bir literatür araştırması yardımıyla, hücum kenarı girdapları,dönüş hareketine bağlı olarak ortaya çıkan sirkülasyon ve iz bölgesi-kanat etkileşimlerigibi daimi olmayan aerodinamik mekanizmalar hakkında ayrıntılı bilgi verilmiştir.Daha sonra, çırpınan kanatların aerodinamik performansını belirlemenin büyük zorlukteşkil etmekte olduğu göz önüne alınarak, ticari bir Akışkanlar Mekaniği kodunun(Ansys CFX 10.0) daimi halden oldukça uzak olan bu şartlar altındaki akışı simuleetmedeki performansı değerlendirilmiştir. Bu amaçla, simulasyon sonucundahesaplanan kuvvet değerleri ve girdaplılık alanları, böceklere oranla büyütülmüş olanbir kanat çırpma mekanizması üzerinde gerçekleştirilen ölçümlerden elde edilen deneysonuçlarıyla karşılaştırılmıştır.Anahtar Kelimeler: kanat çırpma (salınım), kanatlı böcekler, daimi olmayanaerodinamik, hesaplamalı akışkanlar mekaniği, mikro hava araçları This study concentrates on the aerodynamics of flapping flight at very low Reynoldsnumbers, as in the case of insect flight. Especially, in hovering flight, a number ofaerodynamic lift enhancement mechanisms are effective during flapping cycle. First,very detailed information on unsteady lift enhancement mechanisms, like leading edgevorticity, rotational circulation, and wake-wing interactions are represented through adeep literature survey. Then, considering that the estimation of the aerodynamicperformance of flapping wings is a challanging issue, the performance of a commercialCFD code (Ansys CFX 10.0) under these highly unsteady conditions of flapping flight isevaluated via force and vorticity field comparisons with experimental results obtainedfrom the measurements on a scaled-up robotic flapping wing mechanism.Keywords: wing flapping, flying insects, unsteady aerodynamics, computational fluiddynamics, micro air vehicles 95

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2006, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2006, Bu çalışmada askı durumundaki helikopter rotor sisteminin oluşturduğu akım alanı incelenmiş, sayısal ağ oluşturucu olarak Gridgen ve çözücü olarak ANSYS CFX 10 adlı yazılımlar kullanılmıştır. İlk olarak burulmasız, ok açısız, dikdörtgen iz düşümüne sahip, 6 açıklık oranlı ve NACA0012 profiline sahip bir rotor, daha sonra kökten uca -100 burulmalı AH-1G rotoru incelenmiştir. Hesaplamalar ilk durum için farklı uç hızlarında (Mt=0.44 ve 0.73) ve Өc= 80 kollektif açıda, ikinci durumda ise Mt=0.65 uç hızı olmak üzere değişik akış koşulları için yapılmıştır. İlk bölümde rotora dönme hareketi çoklu eksen takımı ve frozen-rotor ilişkisi ile verilmiş, ikinci rotor için ise tüm akım alanı döndürülmüştür. Tüm çözümler zamandan bağımsız daimi akış hali için yapılmıştır. Elde edilen yüzey basınç değerleri, farklı radyal istasyonlardaki deneysel verilerle karşılaştırılarak sunulmuştur., In the present study, numerical solutions of the helicopter rotor blades in hover have been carried out. The flow field around the three dimensional helicopter rotor blades is investigated by using CFD software, ANSYS CFX 10. Two different rotor systems analysed. The first rotor system studied is Caradonna-Tung rotor which have blades with no twist or taper, aspect ratio six, with a NACA0012 airfoil section. The second one is AH-1G rotor with a -100 linear twist from root to tip. The computations are obtained for various flow conditions with different tip Mach numbers (Mt=0.44 and Mt=0.73) and a collective pitch setting (Ө0= 80) for Caradonna-Tung rotor and finally with a tip Mach number Mt=0.65 for AH-1G rotor. The Computational domains are generated by Gridgen grid generation software. In the first case, the rotation of the rotor blades are given by a multiple reference frame and a frozen-rotor relationship whereas in the second case there is a whole domain rotation. All the solutions are obtained for steady-state condition of flow. The Cp values obtained at the different radial stations and compared with the experimental results are introduced., Yüksek Lisans, M.Sc.

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 1999, Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 1999, Bu çalışmada görev ve performans gereksinimleri verilen bir uçak kanadının aerodinamik, yapısal ve mukavemet disiplinleri altında tasarım optimizasyonu yapılmıştır. Başlangıç tasarım aşamasında öncelikle çok disiplinli optimizasyona (MDO) ilk girdiyi verecek sabitler ve değişkenlerin kabulü ve tespiti yapılmıştır. Bir çok istatistiksel veriye ve tecrübeye dayalı bu işlem geleneksel tasarım olarak da adlandırılabilir. Bu ilk tasarım aşamasından sonra kanat haricindeki gövde, kuyruk, iniş takımları gibi elemanlar sabit tutulmuş ve uçak performansının başlıca unsuru olan kanadın tasarım metodu üzerinde durulmuştur. Kanadın yapısal modelinde kanadın yarısı için ince cidarlı ankastre beam yaklaşımı yapılmış, taşıma ve sürükleme kuvvetlerinin hesaba katılmasıyla kanat kökünde oluşan maksimum normal gerilme ve burulma gerilmesi tespit edilmiştir. Kanat kesit atalet momentlerinin hesaplanmasında profil eğrisi küçük lineer parçacıklara bölünerek hesaplanmıştır. Çalışmanın sonunda ADS optimum tasarım programı üzerine bir program yazılmış ve optimizasyon gerçekleştirilmiştir. Optimizasyon stratejisi olarak genişletilmiş ceza fonksiyonunun kullanılmasıyla kısıtlamalı problem kısıtlamasız hale getirilmiş, optimizasyon tekniği olarak Davidon-Fletcher-Powell yöntemi, tek boyutlu araştırma yönü olarak altın bölüm yöntemi ve polinomsal interpolasyon kullanılmıştır., In this study, for given mission requirements, design optimization of awing under aerodynamic, structural and performance disciplines was performed. At the beginning of the design process, design constants and variables which will be the initial data for multi disciplinary optimization(MDO) were determined. This prosses is called as traditional design. After this step, keeping the effects of the components such as fuselage, tail and landing gears have been fixed and the wing design, which is most dominant feature effecting overall performance of the aircraft, was emphasized. While establishing the structural model of the wing, only half of the wing was considered. Additionaly, the wing was modelled as a thin walled closed section beam which is cantilevered. Then the normal and the shear strains and stresses at the cantilever point were calculated knowing lift and drag forces. Cross sectional inertia moments of the beam were calculated by dividing the actual cord of the wing into small lineer elements. At the conclusion stage of the study, a computer program was written based on ADS optimum design software and multi disciplinary optimization process was performed. The constraint problem was transformed to sequential unconstraint problem by using extended penalty function method, Davidon-Fletcher-Powell method was used as an optimization technic and Golden Section Method followed by polynomial interpolation was used as one dimensional search method., Yüksek Lisans, M.Sc.

Bu tezde, CAS A CN-235 uçağının ilk aşama aerodinamik hesaplamaları yapılmıştır. Ayrıca elde edilen bu aerodinamik bilgilere dayanılarak, bu uçağın performans ve uçuş mekaniği özellikleri elde edilmiştir. İlk olarak aerodinamik hesaplamalar yapılmıştır. Kaldırma katsayısı - hücum açısı eğrileri, sürükleme eğrileri ve yunuslama momenti - hücum açısı eğrileriyle ilgili sonuçlar listelenmiştir. Statik kararlılık ve kontrol ve dinamik kararlılık ve tepki özellikleri elde edilmiştir. Uçuş kalite seviyeleriyle ilgili sonuçlar listelenmiştir. Kontrol yüzeylerine verilen bir kumandaya uçağın verdiği dinamik tepkisi gösterilmiştir. Performans hesaplamaları yapılmıştır. Son olarak çalışmalara ait sonuçlar tartışılmış ve çeşitli kararlara varılmıştır. Anahtar Kelimeler: Aerodinamik, Uçuş Mekaniği, Kararlılık ve Kontrol, Performans, CAS A CN-235 Uçağı. In this thesis, the first level aerodynamic calculations are performed for CASA CN-235 aircraft. Also based on the aerodynamic information obtained, performance and flight mechanics characteristics of this aircraft are performed. First aerodynamic calculations are made. The results for the lift coefficient versus angle of attack curves, drag polar curves and pitching moment coefficient versus angle of attack curves are presented. The calculations of static stability and control and dynamic stability and response characteristics are made. Results related to flying quality levels are listed. Dynamic responses of the aircraft for an input control surface deflection are presented. The performance calculations are made. Finally the results of the present study are discussed and some conclusions are made. Keywords: Aerodynamics, Flight Mechanics, Stability and Control, Performance, CASA CN-235 Aircraft. 164

öz ANKARA RÜZGAR TÜNELİ MEKANİK BALANSININ DONATILMASI, KALİBRASYONU VE TEST EDİLMESİ Şahin, Burhan Yüksek lisans, Havacılık Mühendisliği Bölümü Tez Yöneticisi: Prof. Dr. Nafiz Alemdaroğlu Ortak Tez Yöneticisi: Doç. Dr. Mehmet Kavsaoğlu Temmuz 1998, 1 12 sayfa Bu çalışmanın konusu, Ankara Rüzgar Tüneli mekanik balansının çalışma prensiplerini anlamak, tamirat ve onarımını yapıp çalışır bir duruma getirdikten sonra, kalibrasyonunu yapmak ve daha sonra da gerçek bir deney ile performansını ortaya çıkarmaktır. Tezde ayrıca, kalibrasyon ve gerçek ölçümlerdeki hata kaynakları da vurgulanmaktadır. Tez, mekanik balans sistemin iyileştirilmesi için öneriler sunmaktadır. Anahtar Kelimeler: Rüzgar Tüneli, Mekanik Balans Sistemi, Aerodinamik Kuvvet ve Momentler ABSTRACT REFURBISHING, CALIBRATION AND TESTING OF THE MECHANICAL BALANCE SYSTEM OF ANKARA WIND TUNNEL Şahin, Burhan M.Sc, Department of Aeronautical Engineering Supervisor: Prof. Dr. Nafiz Alemdaroğlu Co-Supervisor:Assoc. Prof. Dr. Mehmet Kavsaoğlu July 1998, 112 pages The subjett of this thesis is to understand the operational principles of the mechanical balance system of Ankara Wind Tunnel (AWT) and then refurbish it, to bring to a functional state, followed by its calibration and finally demonstrating its performance by measuring the aerodynamic forces and moments on a model. The thesis also indicates the sources of errors that are encountered while performing its calibrations and realizing measurements with this system. The thesis also provides suggestions for future improvements of the mechanical balance system. IllKeywords: Wind Tunnel, Mechanical Balance, Aerodynamic Forces and Moments IV 112

DÜZLEMSEL BİR YÜZEYE ÇARPAN DIKDORTGENSEL BİR JETİN DENEYSEL İNCELENMESİ ÖZET Jet akışı aerodinamiğin en temel ve en önemli konularından biridir. Mühendislikte bir çok uygulama alanına sahiptir. Türbülanslı akım yapılan halen yeterince anlaşılamamış ve teorik analizleri de oldukça zordur. Olayların fiziksel olarak açıklanması genellikle deneysel çalışmalardan elde edilmektedir. Ayrıca hesaplama metodlarının ve teorinin geliştirilmesi ve desteklenmesi açısından da deneysel çalışmalara ihtiyaç vardır. Türbülanslı jetler birçok deneysel çalışmanın konusu olmuştur. İlk çalışmalarda ortalama basınç ve hızlar araştırılmıştır. Daha sonraları sıcak-tel anemometresi kullanılarak zamana bağımlı ölçümler de yapılmaya başlanmıştır. Son zamanlarda ise laser kullanılarak daha detaylı deneyler yapılabilmektedir. Jet akışı temel olarak şu şekilde bölümlere ayrılır: Çıkış hızına göre: Sesaltı, sesüstü Akış tipine göre: Laminer, türbülanslı Çıkış geometrisine göre: Dairesel, dikdörtgen, eliptik,... Akışkan tipine göre: Sıvı, gaz, katı Çıktığı ortama göre: Sıvı, gaz Çıkış şartlarına göre: Serbest, çapraz akıma çıkan, yüzeye çarpan,... Sıcaklığa göre: Normal, ısıtılmış Jet sayısına göre: Tek, çift, çoklu,... Serbest jet halinde oluşan akım yapısı 3 ayrı bölgeden oluşmaktadır. Bunlar sırasıyla potansiyel çekirdek bölgesi, geçiş bölgesi ve tam gelişmiş bölgedir. Potansiyel çekirdek bölgesi içinde akım hızı jet çıkış hızına eşittir. Potansiyel çekirdekten sonra jet ekseni üzerinde türbülans şiddeti artarken hız düşmeye başlar ve tam gelişmiş bölgedeki hız profilleri benzer yapıya sahiptirler. Dikdörtgen çıkış kesitine sahip bir jet için potansiyel çekirdekten sonraki hız profilleri Şekil T de verilmiştir. Burada Um jet ekseni üzerindeki hızdır. Yan hız kalınlığı y0.5` Z0.5 ise hızın jet ekseni üzerindeki Um değerinin yansına ulaşıldığı y ve z mesafeleridir. Geçiş bölgesinde bu değerler farklı olup, tam gelişmiş bölgede birbirlerine yaklaşmaktadırlar. XV11AN EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF A RECTANGULAR JET IMPINGING ON A FLAT SURFACE SUMMARY The objective of this study is to investigate experimentally the rectangular jet flow that impinges to a flat plate normally and obliquely. The aspect ratio (nozzle exit height / nozzle exit width) of the rectangular nozzle is 2. First, to investigate the characteristics of the coming flow to the impingement surface, the free jet conditions are examined by using three different Reynolds numbers based on the nozzle exit width as 3.47xl04, 6.94xl04 and 1.04xl05. Then, the effect of the ratio of the nozzle-to-plate distance to nozzle exit width, H/w, on the jet impingement flow is studied for the Reynolds number of 1.05xl05. H/w ratio is taken as 2.0, 3.08, 4.0, 6.0 and 8.0. To examine the effect of the 0, which is the angle between the jet centerline axis and the surface normal axis, on the jet impingement characteristics, 9 is taken as 0°, 5°, 10°, 15° and 20°. The mean velocity and turbulence intensity profiles are measured by using hot-wire anemometer. The outputs of the hot-wire system are taken and drown by a personal computer with a hot-wire software and data acquisition card. Impingement surface pressures, according to the pressure at settling chamber are measured by using a micromanometer which is connected to a personal computer with a data acquisition card. In this study, the surface oil-film technique is used to visualize the impingement surface flow pattern and smoke method is used to visualize the flow pattern of the free jet and jet impingement to a flat surface. This study consists of five main sections (Chapter 1-5) and 6 appendix (Appendix A-F). Chapter 1 is introduction. The importance of the subject, the purpose of the study and the experimental techniques that were used are mentioned.. In Chapter 2., information about free jet flow and jet impingement according to literature review is given. Chapter 3., explains the instrumentation and experimental techniques. In Chapter 4. results and discussion are given. Concluding remarks are made in Chapter 5. XVIDÜZLEMSEL BİR YÜZEYE ÇARPAN DIKDORTGENSEL BİR JETİN DENEYSEL İNCELENMESİ ÖZET Jet akışı aerodinamiğin en temel ve en önemli konularından biridir. Mühendislikte bir çok uygulama alanına sahiptir. Türbülanslı akım yapılan halen yeterince anlaşılamamış ve teorik analizleri de oldukça zordur. Olayların fiziksel olarak açıklanması genellikle deneysel çalışmalardan elde edilmektedir. Ayrıca hesaplama metodlannın ve teorinin geliştirilmesi ve desteklenmesi açısından da deneysel çalışmalara ihtiyaç vardır. Türbülanslı jetler birçok deneysel çalışmanın konusu olmuştur. İlk çalışmalarda ortalama basınç ve hızlar araştırılmıştır. Daha sonraları sıcak-tel anemometresi kullanılarak zamana bağımlı ölçümler de yapılmaya başlanmıştır. Son zamanlarda ise laser kullanılarak daha detaylı deneyler yapılabilmektedir. Jet akışı temel olarak şu şekilde bölümlere ayrılır: Çıkış hızına göre: Sesaltı, sesüstü Akış tipine göre: Laminer, türbülanslı Çıkış geometrisine göre: Dairesel, dikdörtgen, eliptik,... Akışkan tipine göre: Sıvı, gaz, katı Çıktığı ortama göre: Sıvı, gaz Çıkış şartlarına göre: Serbest, çapraz akıma çıkan, yüzeye çarpan,... Sıcaklığa göre: Normal, ısıtılmış Jet sayısına göre: Tek, çift, çoklu,... Serbest jet halinde oluşan akım yapısı 3 ayrı bölgeden oluşmaktadır. Bunlar sırasıyla potansiyel çekirdek bölgesi, geçiş bölgesi ve tam gelişmiş bölgedir. Potansiyel çekirdek bölgesi içinde akım hızı jet çıkış hızına eşittir. Potansiyel çekirdekten sonra jet ekseni üzerinde türbülans şiddeti artarken hız düşmeye başlar ve tam gelişmiş bölgedeki hız profilleri benzer yapıya sahiptirler. Dikdörtgen çıkış kesitine sahip bir jet için potansiyel çekirdekten sonraki hız profilleri Şekil T de verilmiştir. Burada Um jet ekseni üzerindeki hızdır. Yan hız kalınlığı y0.5` Z0.5 ise hızın jet ekseni üzerindeki Um değerinin yansına ulaşıldığı y ve z mesafeleridir. Geçiş bölgesinde bu değerler farklı olup, tam gelişmiş bölgede birbirlerine yaklaşmaktadırlar. XV11AN EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF A RECTANGULAR JET IMPINGING ON A FLAT SURFACE SUMMARY The objective of this study is to investigate experimentally the rectangular jet flow that impinges to a flat plate normally and obliquely. The aspect ratio (nozzle exit height / nozzle exit width) of the rectangular nozzle is 2. First, to investigate the characteristics of the coming flow to the impingement surface, the free jet conditions are examined by using three different Reynolds numbers based on the nozzle exit width as 3.47xl04, 6.94xl04 and 1.04xl05. Then, the effect of the ratio of the nozzle-to-plate distance to nozzle exit width, H/w, on the jet impingement flow is studied for the Reynolds number of 1.05xl05. H/w ratio is taken as 2.0, 3.08, 4.0, 6.0 and 8.0. To examine the effect of the 0, which is the angle between the jet centerline axis and the surface normal axis, on the jet impingement characteristics, 9 is taken as 0°, 5°, 10°, 15° and 20°. The mean velocity and turbulence intensity profiles are measured by using hot-wire anemometer. The outputs of the hot-wire system are taken and drown by a personal computer with a hot-wire software and data acquisition card. Impingement surface pressures, according to the pressure at settling chamber are measured by using a micromanometer which is connected to a personal computer with a data acquisition card. In this study, the surface oil-film technique is used to visualize the impingement surface flow pattern and smoke method is used to visualize the flow pattern of the free jet and jet impingement to a flat surface. This study consists of five main sections (Chapter 1-5) and 6 appendix (Appendix A-F). Chapter 1 is introduction. The importance of the subject, the purpose of the study and the experimental techniques that were used are mentioned.. In Chapter 2., information about free jet flow and jet impingement according to literature review is given. Chapter 3., explains the instrumentation and experimental techniques. In Chapter 4. results and discussion are given. Concluding remarks are made in Chapter 5. XVIDÜZLEMSEL BİR YÜZEYE ÇARPAN DIKDORTGENSEL BİR JETİN DENEYSEL İNCELENMESİ ÖZET Jet akışı aerodinamiğin en temel ve en önemli konularından biridir. Mühendislikte bir çok uygulama alanına sahiptir. Türbülanslı akım yapılan halen yeterince anlaşılamamış ve teorik analizleri de oldukça zordur. Olayların fiziksel olarak açıklanması genellikle deneysel çalışmalardan elde edilmektedir. Ayrıca hesaplama metodlannın ve teorinin geliştirilmesi ve desteklenmesi açısından da deneysel çalışmalara ihtiyaç vardır. Türbülanslı jetler birçok deneysel çalışmanın konusu olmuştur. İlk çalışmalarda ortalama basınç ve hızlar araştırılmıştır. Daha sonraları sıcak-tel anemometresi kullanılarak zamana bağımlı ölçümler de yapılmaya başlanmıştır. Son zamanlarda ise laser kullanılarak daha detaylı deneyler yapılabilmektedir. Jet akışı temel olarak şu şekilde bölümlere ayrılır: Çıkış hızına göre: Sesaltı, sesüstü Akış tipine göre: Laminer, türbülanslı Çıkış geometrisine göre: Dairesel, dikdörtgen, eliptik,... Akışkan tipine göre: Sıvı, gaz, katı Çıktığı ortama göre: Sıvı, gaz Çıkış şartlarına göre: Serbest, çapraz akıma çıkan, yüzeye çarpan,... Sıcaklığa göre: Normal, ısıtılmış Jet sayısına göre: Tek, çift, çoklu,... Serbest jet halinde oluşan akım yapısı 3 ayrı bölgeden oluşmaktadır. Bunlar sırasıyla potansiyel çekirdek bölgesi, geçiş bölgesi ve tam gelişmiş bölgedir. Potansiyel çekirdek bölgesi içinde akım hızı jet çıkış hızına eşittir. Potansiyel çekirdekten sonra jet ekseni üzerinde türbülans şiddeti artarken hız düşmeye başlar ve tam gelişmiş bölgedeki hız profilleri benzer yapıya sahiptirler. Dikdörtgen çıkış kesitine sahip bir jet için potansiyel çekirdekten sonraki hız profilleri Şekil T de verilmiştir. Burada Um jet ekseni üzerindeki hızdır. Yan hız kalınlığı y0.5` Z0.5 ise hızın jet ekseni üzerindeki Um değerinin yansına ulaşıldığı y ve z mesafeleridir. Geçiş bölgesinde bu değerler farklı olup, tam gelişmiş bölgede birbirlerine yaklaşmaktadırlar. XV11 AN EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF A RECTANGULAR JET IMPINGING ON A FLAT SURFACE SUMMARY The objective of this study is to investigate experimentally the rectangular jet flow that impinges to a flat plate normally and obliquely. The aspect ratio (nozzle exit height / nozzle exit width) of the rectangular nozzle is 2. First, to investigate the characteristics of the coming flow to the impingement surface, the free jet conditions are examined by using three different Reynolds numbers based on the nozzle exit width as 3.47xl04, 6.94xl04 and 1.04xl05. Then, the effect of the ratio of the nozzle-to-plate distance to nozzle exit width, H/w, on the jet impingement flow is studied for the Reynolds number of 1.05xl05. H/w ratio is taken as 2.0, 3.08, 4.0, 6.0 and 8.0. To examine the effect of the 0, which is the angle between the jet centerline axis and the surface normal axis, on the jet impingement characteristics, 9 is taken as 0°, 5°, 10°, 15° and 20°. The mean velocity and turbulence intensity profiles are measured by using hot-wire anemometer. The outputs of the hot-wire system are taken and drown by a personal computer with a hot-wire software and data acquisition card. Impingement surface pressures, according to the pressure at settling chamber are measured by using a micromanometer which is connected to a personal computer with a data acquisition card. In this study, the surface oil-film technique is used to visualize the impingement surface flow pattern and smoke method is used to visualize the flow pattern of the free jet and jet impingement to a flat surface. This study consists of five main sections (Chapter 1-5) and 6 appendix (Appendix A-F). Chapter 1 is introduction. The importance of the subject, the purpose of the study and the experimental techniques that were used are mentioned.. In Chapter 2., information about free jet flow and jet impingement according to literature review is given. Chapter 3., explains the instrumentation and experimental techniques. In Chapter 4. results and discussion are given. Concluding remarks are made in Chapter 5. XVI 174

Bu çalışmada, sonlu elemanlar yöntemi kullanan bir program paketiyle iki ve üç boyutlu geometriler etrafındaki akım alanları çözülmüş, basınç ve kuvvet katsayıları hesaplanmıştır. İki boyutlu geometriler NACA0012, NACA653-218 profilleri ve daire (sonsuz silindir), üç boyutlu geometriler silindirik bir dom ve CN-235 kanadıdır. İlk önce söz konusu geometriler ve onların etrafındaki alan oluşturulmuş, sonra bu alan içerisinde çözüm ağı oluşturulmuş, daha sonra sınır şartlan verilmiş ve akım alanı çözülmüştür. Kullanılan paket program Navier Stokes denklemlerini çözmektedir. Bütün çözümler zamandan bağımsız, adyabatik, türbülanslı ve sıkıştırılamaz olarak gerçekleştirilmiştir. Elde edilen sonuçlar mümkünse deneysel sonuçlarla, aksi halde diğer sayısal ya da teorik sonuçlarla kıyaslanmıştır. In this work, flow fields around two and three dimensional configurations are solved by using a finite element package. Pressure and force coefficients for those configurations are calculated. Two dimensional configurations are NACA0012, NACA653-218 airfoils and circle (infinite cylinder). Three dimensional configurations include a cylindrical dome and CN-235 wing. At first, geometry of those configurations and the domains to be solved around them are created, next, those domains are meshed, later, the boundary conditions are applied and fluid properties are set and then the domains are solved with an iterative solution method based on Navier Stokes equations. All solutions are performed as steady, adiabatic, turbulent and incompressible. If available, the results are compared with the experimental data, if not, they are compared with the other numerical or theoretical methods. 110

ÖZET Günümüzde dünya çapında kullanımı en hızlı artan enerji kaynağı ve teknolojisi rüzgar enerjisi dönüşüm sistemleridir. Rüzgar gücü, çoğunlukla, yenilenebilir bir kaynak olması ve çevreye verdiği zararın diğer teknolojilere göre çok düşük olması nedeniyle gündeme gelmiştir. Ancak, rüzgar enerjisinden elektrik elde edilmesinin yaygınlaşmaya başlamasının başlıca nedeni, dönüşüm sistemlerinin ve elektrik enerjisi üretim maliyetlerinin yeni fosil-yakıtlı güç santralleriyle rekabet edebilecek düzeye inmiş olmasıdır. Bunu sağlayan etken de, özellikle 1970'lerdeki petrol şoku sırasında yeni ve yenilenebilir enerji kaynak ve teknolojileri üzerinde başlatılıp yoğunlaştırılan araştırma-geliştirme çalışmaları olmuştur. Rüzgar enerji sistemlerinin geliştirilmesi üzerindeki araştırmalar türbin sistemlerinin aerodinamik ve mekanik performanslarının artırılması, dayanıklılıklarının ve yorulma ömürlerinin geliştirilmesi, rüzgar alanlarının modellenmesi ve simule edilmesi ve açık denizde kurulması düşünülen türbinler üzerinde yoğunlaşmıştır. Aerodinamik araştırmalar ise, kesit profillerinin karakteristiklerinin performans üzerindeki etkileri, dinamik akım ayrılması ve taşıma kaybı mekanizmaları, iz bölgesi araştırmaları ve potansiyel akım metodlarıyla türbin çevresindeki akım özelliklerinin ve performans etkilerinin hesaplanması üzerine yapılmaktadır. Performans analizi, pal ve rotor üzerine etkiyen aerodinamik yüklerin ve ortalama güç çıktısının belirlenmesini amaçlamaktadır. Rotor tasarımında en öncelikli ve kritik aşamalardan biridir. Basit pal elemanı/momentum yöntemi anlama ve hesaplama kolaylığı sağlamasına karşın, eksenden sapmış (yanal) akım ve değişken aerodinamik etkiler gibi bazı koşullarda bu yöntemin yeterli geçerlilik sağlamadığı bilinmektedir. Bu yüzden kullanılması önerilen potansiyel akım yöntemleri, bilgisayar sistemlerinin gelişmesiyle bütüncül analiz olanakları sunmaktadırlar. Klasik potansiyel akım yöntemleri olan taşıma çizgisi, taşıma yüzeyi ve üç boyutlu panel yöntemleri uygun sonuçlar verebilmektedir. Aerodinamik araştırmaların asıl yaran, rüzgar türbinlerinin tasarımlarında bütüncül yaklaşımlara elde edilen bilgilerin eklenmesiyle görülecektir. Bu tasarım programlarının geliştirilmesi, yeni ürünlerin içerdiği risklerin ve maliyetlerin azalmasıyla sonuçlanacaktır. ix SUMMARY This study searches the opportunity of use for potential flow methods in a flow analysis around a wind turbine blade and performance prediction of wind turbine rotors after a brief explanation about wind energy conversion systems, commercial use of these systems and aerodynamic research and development studies over them. Sorts of significant and accurate method for the understanding of general characteristics of flow around the turbine are potential flow methods such as lifting line, lifting surface, asymptotic acceleration potential and panel methods. They are analytical and numerical methods that can be translated into computer codes. The fastest growing energy resource today is wind power. Worldwide electricity generation capacity from wind has risen from 3700 megawatts (MW) in 1994 to 4900 MW by the end of 1995. The rate of increase in installed capacity has been %150 from 1990 to the beginning of 1996 and this corresponds to an annual average increase of %20. This rapid growth in utility and continuous technological development in conversion systems promises a significant alternative of an energy resource for several countries and regions. Wind power used to be interesting as it was a renewable resource and the environmental impact of the conversion process has been minimum comparing with the other technologies. But the main reason for widespread use of this technology today is the decrease of capital and generation costs of the conversion systems, becoming competitive with conventional technologies. Also implementation of the full social cost concept by means of CO2 taxes or supports has led the commercialization of this clean technology, especially in industrial countries. European wind power industry has achieved a great improvement. 860 MW of installed capacity in 1992 has exceeded 2500 MW at the end of 1995. Major wind power companies that produce greater turbines and cost-effective models are Europe- based. Among the developing countries that have a great potential, India has led the way for the implementation of a commercial market for wind power.Though technology is mature, economical obstacles in front of the wind power utility are market stimulation for conventional technologies, financing of capital costs, site selection and some technological obstacles. Among reasons supporting the evolution and development process of wind power on the way leading to commercialization are financial facilities and high purchasing prices for renewable energy and resources especially in the European Union. But beyond these measures, the greatest force behind commercial use of wind power is the technological development process these systems faced during recent years; and the main factor providing this development is the R&D studies started by the oil shock of the seventies and concentrated on renewable resources as alternatives to fossil fuels. As wind turbines possess lighter and more aerodynamic blades, better aerodynamic and electronic control systems, and as they're produced in masses, costs have dramatically reduced; and this trend still haven't come to an end. Efficient energy extraction from the wind is dependent on meteorological characteristics of the region selected and more significantly on the turbine capacity and design. Research for a suitable site should consider wind characteristics and continuity for the commercial sustainability of the region. Aerodynamic and structural design aims more performance for less wind velocity. Though wind turbines are classified according to their rotation axis as horizontal axis and vertical axis wind turbines, both use similar aerodynamic principles. They use lifting force or dragging force for rotation. A, great majority of turbines used or produced today are horizontal axis wind turbines driyen by lifting forces. Rotor blades have airfoil sections similar to those of airplanes and design phase resembles to those of propellers; in fact they're modified from those methods. Research on development of wind energy systems are concentrated on the improvement of aerodynamic and mechanical performances of turbines, improvement of their strength-to-weight ratio and fatigue life, modeling and simulation of wind fields and development of offshore turbines. Large scale` offshore turbines offer great promise both for land use and planning problems and social acceptance, and capacity increase because of undisturbed wind field. By means of aer-odynamic research, technological improvement and a full understanding opportunity for the flow around a turbine exists. The subjects related with aerodynamic research today consists of : 1. Rotor Configuration, Blade Properties, Number of Blades 2. Aerodynamic Control 3. Profile Characteristics, Selection Criteria, Design and Impacts on Stall. 4. Blade element momentum method and potential flow methods for Performance Analysis. XI5. Dynamic Loads Analysis 6. Unsteady Aerodynamics, Dynamic Stall Experiments and models, Wake Effects 7. Turbulence Impacts on Rotor Blades Horizontal axis wind turbines are also evaluated according to their rotor configurations like wind orientation (direction of the air flow from front or behind the tower), blade properties (rigid or teetering), number of blades (two or three). Turbines most widely used for electricity generation currently are two or three- bladed, receiving the wind from in front of the tower. Recent research heavily emphasize the development of large two bladed turbines with rated powers more than 1MW. Aerodynamic control is used for limiting and optimizing power output. Methods to provide this is the utilization of constant, passive stall control or active pitch control. A recent system that has begun to be used in turbines commercially is variable speed rotors that tops the efficiency while reducing the dynamic loads. Stall delay met by the rotating machinery is a problem. Experiments state that there is a spanwise velocity distribution due to three dimensional flow separation. For this reason, special profile designs were needed to avoid generator damage by excessive rotation that was considered not to occur because of stall, likely to happen in forward flight. Special designs of profile families have used two major methods: aerodynamic shape optimization or potential flow methods-boundary layer analysis couplings. Performance prediction and analysis aims at the availability of aerodynamic loads and mean power output. It's a prior and critical position. The simplest and most widely used approach for performance is blade element/momentum method. Blade element/momentum method is based on the principle that the rotor can be considered as the spanwise sum of thin strips, called blade elements. Thus, loads on the blade can be obtained by the integration of the characteristics of these elements. Usually experimental profile characteristics are used for this purpose. Potential flow methods are used for a better analysis as BEM method is unable to take wake effects and stall conditions into account. In contrary, they require more of computation hardware and time. Toughest issue in front of the wind turbine model users is the determination of dynamic loads that play the major role on fatigue life of a rotor. Stochastic character of the wind and the flexible structure öf turbine causes an increasing nurnjber of parameters for the calculation of flow. Dynamic stall and dynamic inflow are fhg two majc* investigation areas for wind turbine flow characteristics. Potential xumethods offer an even greater promise for the understanding of the mechanisms of such flow conditions. A series of models were developed in order to simulate the stochastic loads on the rotor. Best models to simulate the wind are almost the most difficult ones to be solved, though fast computation methods were developed recently. All currently used methods use the longitudinal component of atmospheric turbulence. Some of the rotor reactions were, in contrast, reported to be sensitive against horizontal and vertical components of turbulence. Though blade element/momentum method provides an ease of understanding and computing, it's known that it is not accurate for some flow conditions like yawed flow, unsteady aerodynamics or stall conditions. They are also unable to consider wake effects on the turbine performance. For the detailed analysis of effects of these complex flow conditions on performance and three-dimensional flow field, analytical methods are sought. Vortex methods widely used by helicopter and propeller designers are suitable to be adapted for wind turbine rotors. Main obstacle for the use of these methods is the computation burden. However the progress taken by computer systems recently has led the optimism about the faster solution in the near future. The problem of potential flow is solved by the representation of rotor blades and vortex sheet by singularity elements like source, doublet and vortice elements; determination of the distribution of these singularities according to the boundary conditions and finally solution of the velocity field. Methods used for solution are lifting line, lifting surface and panel methods as well as others like free wake methods and asymptotic acceleration method. The main equation for the flow field is known as Laplace equation for flow perturbation potential and this equation is solved for the boundary condition of zero normal velocity over the surface of the body. Another aerodynamic condition is Kutta condition; wake shouldn't include any force, or, in another saying, there shouldn't be any pressure difference between lower and upper sides of the vortex sheet representing the wake. Wake shape for wind turbines is helical, so wake shape should be prescribed or, by means of iteration, a free wake method can be used. An expanding wake is reported not to affect the performance significantly, comparing with a cylindrical one. Lifting line method was first developed and modified for propellers by Prandtl. It reduces the lifting wing to a bound vortex and discretization is made by horseshoe vortexes which can at the same time represent the wake. Lifting surface method does not take the thickness into account but the chord. Singularities effect on the camber line. Discretization is made by doublet or equivalent vortex elements. The xmrepresentation of leading edge in lifting surface method causes a singularity. By the solution of Laplace equation under the boundary conditions, both methods lead to the determination of singularity distribution, velocity and pressure distributions and thus blade loads and performance coefficients. In panel method, aerodynamic surface is discreticized by a number of quadrilateral elements chordwise and spanwise. Constant, but initially unknown singularity distributions are placed on each panel. Main purpose of the method is the determination of the strengths of these singularities. Hence, velocity, pressure and loads distribution can be found resulting in a total power and thrust coefficient for the rotor. The leading edge singularity problem no longer exists in panel methods. These methods can be extended for the use of yawed flows and they can be coupled with three dimensional boundary layer analysis in order to take into account the viscosity and three dimensional flow separation effects. Wake shape can be either assumed beforehand or a relaxation method can be used. The prescription of an expanding wake is reported to be in good agreement with experiments, but not leading to sifnificant changes relative to a non-expanding one. An integral analysis of flow field around the turbine is possible by panel methods translated into computer codes. In this approach, codes generated for use in aircraft and ship propellers can be adapted for use in wind turbines. The choice of method depends on the balance between accuracy of the method and computation cost and time. Panel methods are expected to be more widely used by further improvements in computing facilities. A new method is asymptotic acceleration potential method developed in Delft Technology University. Accelerations in the flow field are represented by modal pressure differences on the blade. Integration of the acceleration of air particles lead to the velocities in rotor plane; thus aerodynamic loads can be determined. Though it's reported to have a significantly less computation time, the method is not used for different flow conditions yet. Aerodynamic research of any kind will contribute into the integrated design schemes developed recently. Development of these programs in which aerodynamic, structural and financial constraints are integrated will result in reduced risks and costs for new wind energy conversion systems. The constraint for the use is the financial one; optimum program should be selected according to the hardware and computation time it requires for execution. xiv 58

ÖZET ÜÇ BOYUTLU CİSİMLERİN AERODİNAMİK KARAKTERİSTİKLERİNİN DENEYSEL OLARAK İNCELENMESİ Bir uçak veya roket dizayncısı için kullanılan yapının verimliliğini, kullanım amacına göre artırmak büyük önem taşımaktadır. Amaca ulaşmak için bir takım deneylerin yapılması, akımın fiziksel yapısının gerçekte nasıl olabileceği düşünülerek modeller üzerinde iyileştirmenin yapılması gereklidir. Bu çalışmada eksenel simetrik yapıya sahip olmayan bir bomba adaptörü (Temel model) ile bu adaptör geometrisine yeni yapıların eklenmesi ile oluşan çeşitli modeller kullanılmıştır. Aerodinamik yükler mekanik bir balans ile tespit edilmiş ayrıca referans olarak seçilen eksenel simetrik bir model ile temel model üzerinde gaz yağı-kömür tozu metodu ile akım görünürlüğü deneyleri yapılmıştır. Deneyler -24?a?18 hücum açılarında sıkışamaz haldeki Voo = 28.5 m/ s uniform hava hızında incelenmiştir. Tüm deneyler 110 X 80cm2 kesitli deney odasına sahip İ.T.Ü. Gümüşsüyü ses altı rüzgar tünelinde yapılmıştır. Bu çalışmaların sonucunda temel model üzerine eklenen bomba ve atıcıların eksenel kuvveti arttırıp normal kuvveti a < 0 hücum açılarında azalttığı a > 0 hücum açılarında arttırdığı sonucuna varılmıştır. Geometriye eklenen kuyrukların aerodinamik yükler ve moment üzerinde iyileştirici etkiler yaptığı gözlenmiştir. Akım görünürlüğü deneylerinin sonucunda basınç farkına maruz kalan bölgeler sap tanmış, bu bölgelerde basınç, tespiti için basınç ölçümlerine uygun modellerin dizaynı yapılmıştır. Fakat modellerin yapımında olanaksızlıklar nedeniyle sorunlar çıkmış basınç ölçümü deneyleri yapılamamıştır. SUMMARY EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF 3-D BODIES Today's rapidly developing technology and defence industry require both computational and experimental studies on the aerodynamics of com bat aircrafts. Special attention is paid to the military stores such as bombs, launchers and adaptors which are installed on combat aircraft wings. The principal aim of these studies is to increase the perfornfance of these bodies. The fluid flows on these bodies are always three dimensional and because of this, the research studies are difficult to conduct. In particular,externa!ly carried stores may make a large contribution to the total drag of a fully loaded combat aircraft. This is important in the design of such aircraft not only because of the installed drags but also because of uncertainties in their prediction. The military stores also generate interfering pressure fields that often cause three dimensional boundary layer separation and increase the total drag. It is clear that the aircraft or missile Jdesigner must recognise the existence of three dimensional boundary layers on a given configuration and be aware of the components that promote diverse kinds of three dimensional separations. To prevent the negative effects on the aerodynamic performance, the drag force should be reduced. The aerodynamic theories, to analyse three dimensional turbulent boundary layeT on an arbitrary three dimensional body are not sufficient, as a result, the experiments are needed. There are various VIÖZET ÜÇ BOYUTLU CİSİMLERİN AERODİNAMİK KARAKTERİSTİKLERİNİN DENEYSEL OLARAK İNCELENMESİ Bir uçak veya roket dizayncısı için kullanılan yapının verimliliğini, kullanım amacına göre artırmak büyük önem taşımaktadır. Amaca ulaşmak için bir takım deneylerin yapılması, akımın fiziksel yapısının gerçekte nasıl olabileceği düşünülerek modeller üzerinde iyileştirmenin yapılması gereklidir. Bu çalışmada eksenel simetrik yapıya sahip olmayan bir bomba adaptörü (Temel model) ile bu adaptör geometrisine yeni yapıların eklenmesi ile oluşan çeşitli modeller kullanılmıştır. Aerodinamik yükler mekanik bir balans ile tespit edilmiş ayrıca referans olarak seçilen eksenel simetrik bir model ile temel model üzerinde gaz yağı-kömür tozu metodu ile akım görünürlüğü deneyleri yapılmıştır. Deneyler -24?a?18 hücum açılarında sıkışamaz haldeki Voo = 28.5 m/ s uniform hava hızında incelenmiştir. Tüm deneyler 110 X 80cm2 kesitli deney odasına sahip İ.T.Ü. Gümüşsüyü ses altı rüzgar tünelinde yapılmıştır. Bu çalışmaların sonucunda temel model üzerine eklenen bomba ve atıcıların eksenel kuvveti arttırıp normal kuvveti a < 0 hücum açılarında azalttığı a > 0 hücum açılarında arttırdığı sonucuna varılmıştır. Geometriye eklenen kuyrukların aerodinamik yükler ve moment üzerinde iyileştirici etkiler yaptığı gözlenmiştir. Akım görünürlüğü deneylerinin sonucunda basınç farkına maruz kalan bölgeler sap tanmış, bu bölgelerde basınç, tespiti için basınç ölçümlerine uygun modellerin dizaynı yapılmıştır. Fakat modellerin yapımında olanaksızlıklar nedeniyle sorunlar çıkmış basınç ölçümü deneyleri yapılamamıştır.SUMMARY EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF 3-D BODIES Today's rapidly developing technology and defence industry require both computational and experimental studies on the aerodynamics of com bat aircrafts. Special attention is paid to the military stores such as bombs, launchers and adaptors which are installed on combat aircraft wings. The principal aim of these studies is to increase the perfornfance of these bodies. The fluid flows on these bodies are always three dimensional and because of this, the research studies are difficult to conduct. In particular,externa!ly carried stores may make a large contribution to the total drag of a fully loaded combat aircraft. This is important in the design of such aircraft not only because of the installed drags but also because of uncertainties in their prediction. The military stores also generate interfering pressure fields that often cause three dimensional boundary layer separation and increase the total drag. It is clear that the aircraft or missile Jdesigner must recognise the existence of three dimensional boundary layers on a given configuration and be aware of the components that promote diverse kinds of three dimensional separations. To prevent the negative effects on the aerodynamic performance, the drag force should be reduced. The aerodynamic theories, to analyse three dimensional turbulent boundary layeT on an arbitrary three dimensional body are not sufficient, as a result, the experiments are needed. There are various VIÖZET ÜÇ BOYUTLU CİSİMLERİN AERODİNAMİK KARAKTERİSTİKLERİNİN DENEYSEL OLARAK İNCELENMESİ Bir uçak veya roket dizayncısı için kullanılan yapının verimliliğini, kullanım amacına göre artırmak büyük önem taşımaktadır. Amaca ulaşmak için bir takım deneylerin yapılması, akımın fiziksel yapısının gerçekte nasıl olabileceği düşünülerek modeller üzerinde iyileştirmenin yapılması gereklidir. Bu çalışmada eksenel simetrik yapıya sahip olmayan bir bomba adaptörü (Temel model) ile bu adaptör geometrisine yeni yapıların eklenmesi ile oluşan çeşitli modeller kullanılmıştır. Aerodinamik yükler mekanik bir balans ile tespit edilmiş ayrıca referans olarak seçilen eksenel simetrik bir model ile temel model üzerinde gaz yağı-kömür tozu metodu ile akım görünürlüğü deneyleri yapılmıştır. Deneyler -24?a?18 hücum açılarında sıkışamaz haldeki Voo = 28.5 m/ s uniform hava hızında incelenmiştir. Tüm deneyler 110 X 80cm2 kesitli deney odasına sahip İ.T.Ü. Gümüşsüyü ses altı rüzgar tünelinde yapılmıştır. Bu çalışmaların sonucunda temel model üzerine eklenen bomba ve atıcıların eksenel kuvveti arttırıp normal kuvveti a < 0 hücum açılarında azalttığı a > 0 hücum açılarında arttırdığı sonucuna varılmıştır. Geometriye eklenen kuyrukların aerodinamik yükler ve moment üzerinde iyileştirici etkiler yaptığı gözlenmiştir. Akım görünürlüğü deneylerinin sonucunda basınç farkına maruz kalan bölgeler sap tanmış, bu bölgelerde basınç, tespiti için basınç ölçümlerine uygun modellerin dizaynı yapılmıştır. Fakat modellerin yapımında olanaksızlıklar nedeniyle sorunlar çıkmış basınç ölçümü deneyleri yapılamamıştır.SUMMARY EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF 3-D BODIES Today's rapidly developing technology and defence industry require both computational and experimental studies on the aerodynamics of com bat aircrafts. Special attention is paid to the military stores such as bombs, launchers and adaptors which are installed on combat aircraft wings. The principal aim of these studies is to increase the perfornfance of these bodies. The fluid flows on these bodies are always three dimensional and because of this, the research studies are difficult to conduct. In particular,externa!ly carried stores may make a large contribution to the total drag of a fully loaded combat aircraft. This is important in the design of such aircraft not only because of the installed drags but also because of uncertainties in their prediction. The military stores also generate interfering pressure fields that often cause three dimensional boundary layer separation and increase the total drag. It is clear that the aircraft or missile Jdesigner must recognise the existence of three dimensional boundary layers on a given configuration and be aware of the components that promote diverse kinds of three dimensional separations. To prevent the negative effects on the aerodynamic performance, the drag force should be reduced. The aerodynamic theories, to analyse three dimensional turbulent boundary layeT on an arbitrary three dimensional body are not sufficient, as a result, the experiments are needed. There are various VI 127

ÖZET Bu çalışmada insansız hava araçlarının gelişimi, kategorileri ve görev gereksinimleri ele alınmış; daha sonra da görev gereksinimleri verilen keşif ve gözetleme uzaktan kumandalı öndizaynı gerçekleştirilmiştir. Dizayn D.P. Raymer'in Uçak Dizayn Metodu takip metodun yetersiz kaldığı alanlarda gerek istatistiki incelemelerden gerekse de J. Roskam* in Uçak Dizayn Metodu' ndan yararlanılmıştır. Sonuçta başlangıçta öngörülen görev gereksinimlerini yerine getirecek optimum RPV ortaya çıkarılmıştır. yakın menzilli aracın CRPV5 metodu olarak edilmiş, ancak Dizayn işlemi sırasında RPV nin verilen görev gereksinimlerinden, önce güç/ağırlık oranı istatistiki incelemelerden ve minimum kanat yüklemesi tutunma kaybı hızı, kalkış uzunluğu, tırmanma gibi etkenlere bağlı olarak belirlenmiştir. Elde edilen bu değerlerle başlangıç boyutlandırmaya geçilmiştir. Daha sonra taşıma ve sürükleme hesapları aerodinamik hesaplamalar kısmında, ana elemanların yaklaşık ağırlıkları ağırlık tahmini kısmında hesaplanmıştır. Ayrıca itki sistemi, stabilite ve kontrol, performans hesapları yapılmış ve elde edilen bu değerlerden geliştirilmiş boyutlandır maya geçilmiştir. Geliştirilmiş boyutlandırmada görev ağırlık oranları detaylı olarak incelenmiştir. Ancak sonuçta önceki toplam görev ağırlık oranına yaklaşık olarak eşit bir değer elde edilmiştir. Bu aşamadan sonra kanat yüklemesi ve açıklık oranı optimizasyonuna geçilmiştir. Bunun için kanat yüklemesi - % 20 ve açıklık oranı - % 25 değiştirilmiş sonuçta dokuz değişik hal için gres ağırlık, tırmanma oranı, sürükleme, sabit hız ve yükseklikte dönüş için yük katsayısı hesaplanmıştır. Bulunan bu değerler kullanılarak performans kısıt eğrileri çizilerek optimum RPV bulun muştur. vıı PRELIMINARY DESIGN OF AH UNMANNED AIR VEHICLE FOR CLOSE-RANÖE RECONNAISSANCE AND SURVIELLANCE SUMMARY In this thesis; categories, mission requirements and developments of Unmanned Air Vehicles were analized. Then a Close Range Remotely Plotted Vehicle CRPV) whose mission requirements were given was designed. These Vehicles have been called target drones, radio controlled aircraft, remotely pi lotted vehicles

ÖZET AKIM AYRILMASI Akün ayrılması akışkanlar mekaniği ve aerodinamiğin en karmaşık ve dolayısı ile incelenmesi en zor olaylarından bindir. Buna karşılık mühendislikteki birçok uygu lamada akım ayrılması oluşmaktadır. Bu nedenle akım ayrılmasının incelenmesi ayrı bir öneme sahiptir. Olayın fiziksel olarak açıklanması genellikle deneysel çalışmalardan elde edil mektedir. Ayrıca hesaplama metodlarının ve teorinin geliştirilmesi ve desteklenmesi açısından da deneysel çalışmalar gerekmektedir. Akım ayrılması incelemelerinde deney şartlarına göre uygun deney tekniği seçilmelidir. Akım alanının hareketli olarak görüntülenebilmesi akım ayrılmasının anlaşıl ması açısından önemlidir. Ayrıca akım görünürlüğü deneyleri kalitatif olarak en çabuk ve en etkili deney tekniğidir. Akım ayrılmasının yeri ve ayrılmış akımın karakteristikleri kantitatif olarak hız profili, yüzey sürükleme katsayısı ve ısı transferi ölçümleri ile bulunabilir. Fakat kayma tabakası çok küçük ve ince olduğu için ölçme aletlerinin de ona göre akımı bozmayacak şekilde küçük olması gerekmektedir. Kayma tabakası hız profilleri genellikle sıcak-tel anemometresi ile ölçülmektedir. Aerodinamik elemanların maksimum performansını genellikle akım ayrılması olayının belirlemesi nedeniyle, akışkanlar mekaniği çalışmalarının esas amacı sınır ta baka aynim asının tamamen belirlenebilmesi olmalıdır. Yani akım karakteristikleri ve geometri, Reynolds ve Mach sayısı gibi önemli parametrelerin etkisi incelenmelidir. Bu amaçla bu çalışmada küt burunlu eksenel simetrik silindir etrafındaki akım ayrılması deneysel olarak incelenmiştir. Narinlik oranı ve Reynolds sayısı (model çapına bağlı) parametre olarak seçilmiştir. Akım ayrılmasını meydana getiren nedenler geometrik süreksizlik ve ters basınç vıgradyantıdır. Bu etkilerin meydana gelişine bağlı olarak değişik akım ayrılması hallerine rastlanabilir. Kut burunla bir silindir etrafındaki akım ayrılması halinde ayrılma yeri sabit ve burun kısmında olmasına karşılık akım genel olarak eksenel simetriktir ve yapısı küt burunlu levha üzerindeki iki boyutlu akım ayrılmasına nisbeten daha karışıktır. Fakat küt burunlu levha haline kıyasla daha çok uygulama alanı olan küt burunlu silindir hali için çalışmalar daha azdır. Deneyler, İTÜ 50x50x200cm deney odası kesitli açık devreli Subsonik Hava Tüneli'nde yapılmıştır. Serbest akım hızı 10 m/s'dir. Bu hıza karşılık gelen türbülans şiddeti.3%'tür. Narinlik oranının akım alanına etkisinin incelendiği deneylerde akım görü nürlüğü ve basınç ölçümü teknikleri kullanılmıştır. Akım görünürlüğü deneylerinde yağ-fîlmi methodu seçilmiştir. Bu teknik hava akımına maruz cisim yüzeyi üzerindeki akım çizgilerinin çabuk ve kolay olarak resimlenebilmesini sağlar. Sürtünme kuvvetine bağlı olarak hava akımı katı yüzey üzerine sürülen yağı beraberinde götürür. Geride kalan boya maddesi ise akım ayrılması ve yapışması gibi fiziksel olaylar hakkında kual- itatif olarak bilgi verir. Eğer yüzey sürükleme çizgileri bir çizgi etrafında birleşiyorsa yüzey üzerindeki yağlar bu çizgi etrafında toplanır. Bu çizgiye `Ayrılma çizgisi` denir. Eğer yüzey sürükleme çizgileri bir çizgi üzerinden uzaklaşıyorsa bu çizgiye de `Tekrar yapışma hattı` denir. Bu çalışmada 10 numaralı makina yağı, gaz yağı ve karbon tozu nun uygun bir şekilde karıştınlmasıyla elde edilen sıvı, beyaz renkli modeller üzerine sürülüp (d=50mm, L/d=3.1,4.0,5.0,9.2), hava akımına maruz bırakıldıktan sonra, akün çizgilerinin fotoğrafları çekilmiştir. Fotoğraflardan elde edilen sonuçlara gore narinlik oranı azaldıkça tekrar yapışma hattının model burnundan olan uzaklığının azaldığı ve narinlik oram (L/d) 5, değerine kadar küt burunlu silindir etrafındaki akımı etkilediği, bu değerden sonra ise narinlik oranının etkisinin ortadan kalktığı görülmüştür. Basınç ölçümü deneylerinde ise 9 ayn model kullanılmıştır (d=50mm, L/d= 3.1, 4.0, 5.0, 5.94, 6.92, 7.5, 7.92, 8.28, 9.2). Basınç pirizleri model yüzeyi üzerinde ve simetri ekseni doğrultusunda burundan itibaren 4d uzaklığa kadar 18 adet yerleştirilmiş tir. Deneylerde 2 adet mikromanometre kullanılmıştır. Bunlardan biri dinamik basınç ölçümünde, diğeri ise model yüzeyi üzerindeki pirizlerden alman basınç ile serbest akım statik basıncı arasındaki farkın ölçümünde kullanılmıştır. Simetri ekseni boyunca model yüzeyi üzerindeki basınç katsayısı dağılımının vuc,= Pi-Pco eşitliği ile bulunduğu bu deneylerde narinlik oranının küt burunlu silindir etrafındaki akım alanına etkisi hakkında akım görünürlüğü deneylerinde elde edilen sonuç doğrulan mıştır. Narinlik oranı azaldıkça modelin arka yüzeyindeki akımm hızlandığı ve basınç katsayısı `O` değerine daha küçük x/d değerinde ulaştığı ve L/d'nin 5'ten büyük olması halinde narinlik oranındaki değişimler akım alanını etkilemediği görülmüştür. Reynolds sayısının akün alanına etkisinin incelendiği deneylerde ise sıcak-tel anemometresi kullanılmıştır. Sıcak-tel anemometresinin ölçü ucu, elektrikle ısıtılan bir telden ibarettir. Akışkan akımı telin soğumasına, dolayısı ile direncinin azalmasına neden olur. Telin sıcaklığını sabit tutabilmek için gerekli akım ölçülerek hava hızı tayin edilebilir. Sıcak-tel anemometresi şu ünitelerden oluşmuştur: 1- Güç Ünitesi. 2- Filtre. 3- Dijital Voltmetre. 4- RMS Ünitesi. 5- Lineerleştirme Ünitesi. 6- Sıcak-tel probu 7- Hareket Mekanizması. 8- Hareketi sağlayan motor. 9- Hareket Kontrol Ünitesi 10- Data Acquasition Ünitesi. 11- Bilgisayar. Anemometrenin voltaj çıktısı (E) ile hava akım hızı (U) arasındaki bağıntı: E2 = El + BxU^m şeklindedir. Burada B ve m sıcak-tel probu ve sıcak-tel ile hava akımı arasındaki sıcaklık farkı ile ilgili sabitlerdir. E0 ise hava akım hızı sıfır olduğu zaman anemometrenin gösterdiği voltaj değeridir. Eğer sistemde bir lineerleştirme ünitesi kullanılırsa lineerleştirme ünitesinin voltaj çıktısı (Eı) ile hava hızı (U) arasında lineer bir bağıntı vardın vıuV = KxEi Burada E, E0 ve Et volt, U ise m/sn cinsindendir. K bir sabittir ve K=10 olacak şekilde lineerleştirme ünitesi ayarlanabilir. Akım görünürlüğü ve basınç ölçümü deneylerinin sonuçlarına gore narinlik oranının değeri yaklaşık olarak 5'ten büyük alınırsa, narinlik oranındaki değişimlerin akım alanını etkilemediği bulunmuştu. Bunun için Reynolds sayısının parametre olarak seçildiği deneylerde, modellerin narinlik oranı 7.5 olarak seçilmiştir. Bu deneylerde kullanılan modellere ait çapa bağlı Reynolds sayılan ise sırasıyla şöyledir: 3.45x10*, 5.18xl04,7.59a;104. Sıcak-tel anemometresi akımın yönünü belirleyemez. Anemometrenin çıktısı her zaman pozitiftir. Fakat akım ayrılması sonucunda oluşan hava habbeciği içinde ters akım bölgesi vardır. Bu bölge anemometre çıktılarında, yüzeye yakın bölgede bir artış ve tekrar azalma ile ayni; edilebilir. Hız profillrinde, bu bölge bulunarak ve bu bölgedeki hız değerlerinin direkt negatif değeri alınarak düzeltme yapılmıştır. Hız ve türbülans profillerinden faydalanarak akımın tekrar yapışma hattı, akım habbeciği boyutları ve şuur tabaka kalınlıkları bulunmuştur. Limit akım çizgisi akım fonksiyonunun ( = 0) sıfır olduğu noktalar bulunarak çizilmiştir. Akım küt burunlu silindirin burun kısmında kopuyor ve belli bir uzaklıkta yüzeye tekrar yapışıyor, bunun sonucunda da akım habbeciği oluşuyor. Akım habbeciğinin model yüzeyinden olan dik uzaklığı model burnundan itibaren artıp, bir maksimum değerden sonra tekrar azalmak tadır. Akım habbeciği içinde bir dönme bölgesi ve dolayısı ile ters akım oluşmaktadır. Akım habbeciğinin içinde bulunan istasyonlarda ki akım hızı, y doğrultusunda gidildik çe, serbest akün hızmdan büyük bir değere ulaşmaktadır ve daha sonra serbest akım hızı değerine kadar azalmaktadır. Akım habbeciğinden sonra şuur tabaka kalınlığı model yüzeyi boyunca kalınlaşmaktadır. Türbülansın maksimum olduğu noktalar akım habbeciği yüksekliği ile benzer bir davranış göstermektedir ve bu noktalar hız gradyantuun büyük olduğu noktalara tekabül etmektedir. Akım habbeciği içindeki istasyonlarda türbülans küçük bir mak simum değere sahiptir. Akım habbeciğinin üst kısmında kayma tabakası olduğu için buradaki türbülans dağılımı şuur tabaka türbülans dağılımına benzemektedir. ıxModel yüzeyi üzerindeki Türbülans profillerinde, türbülans şiddetinin maksi mum değerlerinin x/d^e gore çizilen değişimi oldukça karışık bir yapıya sahiptir. Reynolds sayısının 3.45110* değeri için hız ve basınç dağılımları karşılaştınlırsa, hız dağılımından elde edilen tekrar yapışma noktası basmç dağılımında, basınç kat sayısının maksimum olduğu noktadan daha önceki bir noktaya tekabül etmektedir. Basınç katsayısının minimum olduğu nokta ise akım habbeciği yüksekliğinin yaklaşık olarak en büyük değerine karşılık gelmektedir. Reynolds sayısı arttırıldığında akım habbeciğinin boyu ve yüksekliği büyümek tedir. Fakat akım habbeciğinin boyutları d çapı ile boyutsuzlaştınhrsa tekrar yapışma noktasının yeri artan Reynolds sayısı ile sabit kalmaktadır. Habbecik yüksekliği ise d çapı arttırıldıkça boyutsuz olarak küçülmektedir. Akım habbeciğinin içinde bulunan istasyonlardaki hız profillerinde, akım hızı nın 1.01 Uoo olduğu, akım habbeciği dışında ise akım hızının.99 U^ olduğu noktaların grafiği çizilirse, bu noktaların dağılımı akım habbeciği yüksekliğinin yapısını verdiği görülmüştür. Ortak bir dağdım elde etmek için logaritmik eksen takımı kullanılmıştır. Boyutsuz eksen eksen takımı kullanılarak hız profilleri için universal bir eğri elde etmek amacıyla oluşturulan grafiklerde, Unj serbest hava akımı hızının yansıdır. yTef ise hız profilinde akım hızının referans hıza ulaştığı noktanın model yüzeyinden olan dik uzaklığıdır. Akım habbeciği içindeki istasyonlarda hız dağılımının düzeltme yapılmış bölgelerinde karışıklık olmasından dolayı inceleme yapılırken hız profilleri tek rar yapışma noktasından önce ve sonra olmak üzere iki gruba ayrılmıştır. 3 ayrı Reynolds sayısı için çizilen boyutsuz hız grafiği göstermiştir ki ters akımın oluştuğu bölge hariç hız profilleri için universal bir eğri elde edilebilir. Özellikle tekrar yapışma noktasından sonraki boyutsuz hız profilleri çok iyi bir uyum göstermiştir. Elde edilen sonuçlar sırasıyla şu şekilde genelleştirilebilir: 1- Küt burunlu silindir halinde narinlik oranı (L/d) akım alanı için önemli bir parame tredir. Narinlik oranının etkisini kaldırmak için (L/d) değeri, 5'ten büyük alınmalıdır. 2- Çapa bağlı Reynolds sayısı arttıkça küt burunlu silindirin burun kısmında oluşan akım habbeciğinin boyutları da büyümektedir. Fakat akım habbeciğinin boy ve yüksek-ligi d çapı ile boyutsuzlaştırılırsa, artan Reynolds sayısı ile, tekrar yapışma noktasının yeri denmemektedir ve boyutsuz habbecik yüksekliği küçülmektedir. 3- Ters akım bölgesi içindeki hız değeri 35% U^ değerine kadar ulaşmaktadır. Akım habbeciği içindeki istasyonlarda türbülansın maksimum olduğu noktalar yaklaşık olarak akım habbeciği yüksekliğine karşılık gelmektedir. 4- Özellikle tekrar yapışma noktasından sonraki hız profilleri için, boyutsuz eksen takımı kullanılarak, bir universal eğri elde edilebilir. xı ABSTRACT FLOW SEPARATION One of the important characteristics of viscous flow past a solid body is the separation phenomenon. Quite a number of important references is available on the subject of the separation bubble in two-dimensional incompressible flow. However a fully satisfactory engineering method for the prediction of the characteristics of these bubbles does not yet exist. Despite two-dimensional case, literature on the circular flow separation around the nose of a circular blunt body are quite rare. Therefore, it is quite necessary to carry out more experimental works especially circular separation. The present study tries to increase our knowledge about circular separation bubble. The effect of Reynolds number on the flow field around circular cylinder with blunt nose (which is parallel to uniform flow), have been investigated experimentally. This study consists of five main sections (Chapter 1-5) and 1 appendix (Ap pendix A). In Chapter 1, the importance of the subject was explained. The purpose and contents of this work were also given. In Chapter 2, a general brief about flow separation was given. Chapter 3, consists of the experimental investigation performed in this study. The results obtained in this work and the discussions of these results were presented in Chapter 4. In the last chapter -Chapter 5- the conclusions and the originality of this work were given. In Appendix A, the results of the mean velocity and turbulence intensity mea surements for Model- 1 were given. 96

v2 dVldX = V /2Ucosa s şeklinde ifade edilir. Burada Vs ayrılma hattındaki karşı akım hızıdır. Girdapların hareket denklemleri ise iz bölgesi gelişimi gibi girdap hareketlerini tanımlamak için kullanılır. Gerçek akınım viskoz girdapların beslediği girdap tabakaları eğridir. Bu metodta ideal model tabakaları verilen bir girdaba karşılık gelen ayrılma çizgisine bağlayan sıfır şiddetteki düz çizgiyle temsil edilir ve tüm akım boyunca girdaplılık ayrı girdap çekirdeklerim içerir. Hareket denklemi; besleme tabakasındaki kuvvete bu girdap kuvvetini eşitlemek yoluyla çıkarılır. Bu girdabın hareket denklemi; (Zj -Zs )dTi ldX = T. ((^ /L/cosa)

ÖZET EKSENEL SİMETRİK CİSİMLERİN AERODİNAMİK KARAKTERİSTİLERİ Havacılık uygulamalarında, narin eksenel simetrik cisimlerin geniş bir yeri vardır. Örneğin mermiler, roket gövdeleri, uçak gövdeleri, yakıt tankları ve hava gemileri genel olarak bu tip cisimlerdir. Bu cisimlerin, performanslarını daha iyi bir düzeye ulaştırmak için, akım alanının doğurduğu aerodinamik kuvvet sisteminin değişik uçuş hızlarında, farklı Reynolds sayılarında ve çeşitli hücum açılarında iyi bir şekilde tanınması zorunludur. Bu zorunlunluk, bu tip cisimler ile ilgili aerodinamik incelemelerin yapılmasını gerektirir. Birçok hususun henüz tam olarak açıklığa kavuşturulmamış olması, güvenirliğin ve performansın artırılması gibi uygulamadaki yeni gereksinimler ve araştırma imkanlarındaki gelişmeler, bu konuda yapılacak çalışmalara şiddetle ihtiyaç duyulmasına neden olmaktadır. Bu çalışmada, aerodinamik karakteristiklerden biri olan aerodinamik kuvvet ve moment katsayıları ile basınç merkezinin cisim üzerindeki konumu, hem deney sel hem de teorik olarak incelenmiştir. Bu kuvvet ve moment katsayıları ile basınç merkezinin cisim üzerindeki yeri, cismin performansları ile uçuş halindeki stabilitesi açısından büyük öneme sahiptir. Bu kuvvet ve moment katsayıları ile basınç merkezinin konumu, cisim etrafındaki akım alanıyla yakından ilgilidir. Bu nedenle, narin eksenel simetrik cisimlerin etrafındaki akım alanının iyi bilinmesi önemlidir. Eksenel simetrik bir cisim etrafındaki akım alanı, cismin burnundan başlar. Bu nedenle, bütün akım alanı doğal olarak burun geometrisinin etkisi altındadır. Bu da burun geometrisini en önemli geometrik parametrelerden biri yapar. Konik veya tanjant-ojiv en çok rastlanan ve sık sık kullanılan burun geometrileridir. Bunların dışında eliptik veya akımsal şekilli herhangi bir şekil de burun geometrisi için kullanılabilir. Gövde geometrisi için en çok kullanılan şekil silindirdir. Eliptik bir kesit veya çok büyük yarıçaplı bir daire yayı olan tanjant-ojiv de kullanılabilir. Bazen de bir iki farklı geometrinin kombinasyonu olan şekiller de kullanılabilir. Geri kısım geometrisi için ise, kullanım amacına göre çok değişik geometriler bekullanılabilir. Çünkü bu kısımda büyük olasılıkla, stabiliteyi sağlayacak olan kuyruklar, roketler için tahrik sistemi veya ateşleme sistemi olacağından geometri için sınırlamalar oldukça fazladır. Bu nedenle çok değişik geometriler kullanılabilir. Silindir, nozul tipi ve kayık kıçı şekilleri genel olarak kullanılan geometrilerdir. Yukarıdaki pargranarda, eksenel simetrik cisimlere ait genel geometrik l şekillerden bahsedildi. Havacılıkta kullanılan cisimlerde, genelde, yukarıda bahsedilen geometrik şekillerden bir kaçı bir arada kullanılır. Cisim etrafındaki akım alanı da bu birleşik geometrik şekle göre oluşur. Örneğin, konik burun ve silindirik gövdeden oluşmuş basit bir kombinasyonun, konik burun silindirik gövde birleşiminde akım ayrılması meydana gelir. Tanjant-ojiv burun, silindirik gövde ve nozul tipi bir kombinasyonun ise, nozul tipi geri kısmında akım ayrılması meydana gelir. Genel halde, akım ayrılmasının, cisim yüzeyindeki bir süreksizlikten meydana geldiği söylenebilir. Öte yandan, hücum açısındaki artış veya Reynolds sayısının çok büyük değerler alması da akım ayrılmasına sebep olur. Cisim etrafındaki akım alanı, hücum açısının düşük ve yüksek değerlerinde birbirlerinden oldukça farklıdır. Eğer cismin on yüzeyi sürekli ve Reynolds sayısı da yüksek değilse, cisim etrafındaki akım sıfır hücum açısı halinde daimidir. Hücum açısındaki artmayla birlikte, cismin burnundan itibaren simetrik yan vorteks ayrılma sı meydana gelir. Simetrik olarak ayrılan yan vorteksler, hücum açısının artmasıyla (yaklaşık 30° ~ 40* civarında) simetrilerini kaybetmeye başlarlar. Asimetrik olan yan vorteks ayrılması, önemli yan kuvvetlerin oluşmasına neden olur. Bu çalışmada, maksimum hücum açısı 20° olduğundan yan kuvvetlerin ihmal edilebilecek kadar küçük olduğu kabul edilecektir. Yüzey süreksizliğine sahip bir cismin yüksek hücum açılı halde etrafında çok daha karışık bir akım alanı olacağı açıktır. Çünkü yüzey süreksizliğinden ve yüksek hücum açısından dolayı meydana gelen akım ayrılmaları birbirleriyle etkileşirler ve çok daha karmaşık bir yapı oluşmasına neden olurlar. Bu tip akım alanlarını teorik olarak modellemek ve çözmek çok zor olacaktır. Bu zorluğa rağmen, teorik çalışmalar dan da vazgeçmek mümkün değildir. Eksenel simetrik cisimlerin etrafındaki akım alanını çözmek için literatürde birçok teorik yönteme rastlanabilir. Bunların birçoğu en basit yaklaşım olan potan siyel teoriye dayanır. Bu çözüm yönteminde, sıfır hücum açısı halinde, cismin simetri ekseni boyunca, cismin geometrisine uygun olarak bir kaynak-kuyu dağılımı kullanılır. Hücum açılı halde ise, kaynak-kuyu dağılımına ilaveten uygun bir duble dağılımı cismin simetri ekseni boyunca eklenir. Bulunan çözüm ancak hücum açısının 5* 10` değerlerine kadar iyi sonuç verir, çünkü potansiyellik kabulü, akımın adyabafcik, irrotasyonel ve izentropik olduğunu söyler. Başka deyişle, viskozite etkileri gözönûne alınmamış demektir. Bunların yanında, çözüm ancak çok narin cisimlere uygulanabilir. Aynı zamanda küçük pertürbasyon hızlarının, serbest akım xhızının yanında çok küçük olması gerekir. B şartlar altında, hücum açısının artmasıyla birlikte bu yöntemin yetersiz kalacağı açıktır. Fakat, aerodinamik gereksinimler, bazen roket ve mermi tipi cisimlerin çok yüksek hücum açılarında uçmalarını gerektirir. Bu durumda, bu teori ya yeniden ele alınmalı ya da başka teoriler kullanılmalıdır. Daha önce de bahsedildiği gibi, hücum açısının artması veya yüzey süreksizliği akım ayrılmasına neden olmaktadır. Cismin en önünden başlayan bu akım ayrılması, cisim boyunca yan vortekslerin gelişmesine neden olmaktadır. Cismin her iki tarafında oluşan bu yan vortekslerin ayrılması, cismin sürt kısmında basınç azalmasına neden olur. Bu azalma sonucunda da, normal kuvvet ve yunuslama momentinin değerleri artar. Akım ayrılmasından dolayı meydana gelen bu artışı, potansiyel teori çözümü gözönüne alamaz. Ancak bu artış miktarının çözüme eklenmesi gerekir. Bunun için Ailenin önerdiği yöntem çok basittir. Viskoz dik akım anoiojisi de denilen bu yöntemin temel prensibi akım alanı ikiye ayırmaktır. Cisim eksenel simetrik olduğundan, herbir sonsuz küçük kesit, bir sonsuz küçük silindir gibi düşünülebilir. Sözkonusu sonsuz küçük silindirler, eksenleri dik akıma dik olarak düşünülebilirler. Yani dik akım hızından dolayı oluşacak kuvvetler sürükleme kuvvetleridir. Meydana gelen bu sürükleme kuvvetleri, hücum açısı halindeki bir silindir etrafında düşünüldüğünde bize normal kuvvetleri verir. Yani, normal kuvvet, dik akım hızının silindir etrafında meydana getirdiği sürükleme kuvveti olarak düşünülebilir. Bu durumda, sonsuz uzunluktaki silindir etrafındaki sürüklemenin bilinmesi gerekir. Bunun için de deneysel sonuçlardan faydalanılır. Bu nedenle, bu yöntem tam bir nümerik yöntem değil, yan ampirik bir yöntemdir. Bu yöntem ilk defa Ailen ve Perkins [6] tarafından ortaya konmuş ve diğer araştırmacılar tarafından kullanılmıştır [7-11,18]. Jorgensen [7-11], bu metodu birçok kere çok değişik konfigürasyonlarla kullanmış ve deneysel sonuçlarla karşılaştırmıştır. Mach sayısının 0.6 ile 4, cismin maksimum çapma göre tanımlanmış Reynolds sayısının 2.2x10s ile 1x10* ve hücum açısının 0` ile 180° aralığındaki değerlerinde, farklı konfigürasyonlar için Ailen metodunu uygulamış ve sonuçların deneysel sonuçlarla iyi uyum gösterdiğini ortaya koymuştur. Daha önce de bahsedildiği gibi, eksenel simetrik cisimlerin aerodinamiği ile doğrudan ilgili birçok deneysel ve teorik çalışma vardır [1-18]. Bu çalışmalarda, ka palı burunlu, konik veya tanjant-ojiv, ve sürekli veya süreksiz yüzeyli geometriler olduğu kadar, taşıma yüzeylerine sahip karmaşık yapılı konfigürasyonlar da incelenmiştir [1-4]. Bu çalışmada, 3 grup altında toplanmış 13 modelin deneysel ve teorik incelemeleri yapılmıştır. Bütün modeller çok karmaşık yapılı olmamakla birlikte yüzey süreksizliğine sahip cisimlerdir. Modeller, yapılarının karmaşıklığına göre sınıflandırılmışlardır, ilk grupta 6 basit yapılı eksenel simetrik cisim vardır. Bunlar- xı6 roket tipi cisim vardır. Bunlardan beşi tanjant-ojiv ve biri konik burunludur. Tanjant-ojiv olan 5 modelin geri geometrileri farklıdır. Son grupta ise bomba tipi sadece bir model vardır. Deneyler alçak subsonik hızlarda, düşük Reynolds sayılarında, hücum açısının 0° ile 20° aralığında yapılmıştır. Birinci grup modeller serbest akım hızının 30m/s değerinde, ikinci grup modeller 20m/s değerinde ve üçüncü gruptaki mo deller ise lOm/s değerinde denenmiştir. Cismin maksimum çapma göre tanımlanmış Reynolds sayısı birinci grup için 1.2x10s ve ikinci ve üçüncü grup için ise 4.1x10* değerindedir. Deneylerde, aerodinamik kuvvetler ve momentler strain-gauge'li çubuk tipi altı bileşenli elektromekanik balans ile bir data-acquisition ünitesi ve bilgisayar yardımıyla ölçülmüştür. Balans, cisimler etrafında oluşan üç kuvvet ve üç momenti aynı anda ölçebilmektedir. Ayrıca, balansın kaübrasyonu sırasında; herhangi bir kuvvet veya momente ait voltaj değenleri okunurken, aynı anda diğer kuvvetlere ve momentlere ait değerler de okunduğundan, bir kuvvet veya momentin diğerleri üzerine olan etkileri de gozönüne alınmış olmaktadır. Bu bakımdan, kullanılan bal ansın ölçüm hassasiyeti yüksektir. Balansın en önemli özelliği ise, strain-gauge'li olmasıdır. Bu nedenle, balans ölçümleri elektronik olarak yapılmıştır. Bu da yapılan ölçümleri daha da hassaslaştırmaktadır. Data-acquisition ünitesi, bir signal-conditioner/amplifîer, bir data-acquisi tion ve bir de kişisel bilgisayardan (PC)oluşmaktadır. Signal-conditioner/amplifier, balansın üzerindeki gaugeleri belirli bir voltaj ile beslemekte ve buna karşılık gaugelerden gelen voltaj değerlerini hem okuyup hem de güçlendirmektedir. Data- acquisition, signal-conditioner/amplifier'dan aldığı anolog voltaj değerini dijitale çevirmektedir. Bu işlemi yaparken de okuduğu değeri, yine belirli bir oranda güçlendirmektedir. Bu belirli orandaki iki güçlendirme, daha hassas ölçüm yapmak içindir. Bu güçlendirmelerin değeri, belirli bir maksimum değeri aşmamaktadır. Aksi taktirde, çok ufak salınımlar voltaj değerinde aşın sapmaya neden olmaktadır. Data-acquisition'dan alman değerler ise, kişisel bilgisayarda, bu iş için özel olarak hazırlanmış bilgisayar programı ile okunmaktadır. Bu program, hem kalîbrasyon, yapabilmekte, hem de deneyler sırasında kullanılabilmektedir. Deneyler sonunda elde edilen aerodinamik kuvvet ve moment katsayıların dan, eksenel ve normal kuvvet ile yunuslama momentine ait katsayılar değerlendirilmiştir. Deneylerin yapıldığı hücum açısı aralığında (0* ile 20° arası), asimetrik akım ayrılması olmaz. Bu nedenle, yanlama kuvveti ile sapma momenti oluşmaktadır. Gerçekten de elde edilen sonuçlar bunu doğrulamıştır. Ayrıca, kullanılan mod ellerin hepsi eksenel simetrik olduğundan, bu modellerin etrafında yuvarlanma momenti de oluşmayacaktır. Bu çalışmada, yukarıda açıklanan nedenlerden dolayı, yan lama kuvveti ile sapma ve yunuslama momentleri değerlendirilmemiş, tir. Değerlendirilen kuvvet ve moment katsayılarından başka, ölçümü yapan bilgisayar programı, aynı zamanda basınç merkezinin cisim üzerindeki konumunu da hesaplayabilmektedir. xuTeorik uygulama aynı hücum açısı aralığında, aynı model ve akım karakteristikleri kullanılarak yapılmıştır. Potansiyel teori ve Ailen metoduna ait sonuçlarla birlikte deneysel sonuçlar da aynı grafik üzerinde verilmiştir. Böylece kıyaslama yapmak kolaylaştırılmıştır. Bu çalışmada kullanılan cisimlere ait normal ve eksenel kuvvetler ve yunus- lama momenti ile cismin basınç merkezinin konumunu veren katsayılar, deneysel ve teorik olarak tayin edildikten sonra; daha önce bahsedilen gruplamaya uygun olarak, yani benzer geometriye sahip cisimlerinki bir arada olmak üzere, grafikler halinde verilmiştir. Böylece benzer geometriye sahip, ancak geometrilerinde çok az da olsa farklılıklar bulunan cisimlerin, aerodinamik kuvvet ve moment katsayılarına geometri değişikliklerinin etkisi gösterilmeye çalışılmıştır. Bu inceleme sonucunda, birinci grup için geçerli parametre olan burun konikligi ve burun kütlüğünün, ikinci grup için ise geri kısım geometrisinin cismin aerodinamik kuvvet ve moment kat sayılarına etkisi ortaya konmuştur. Ayrıca, ikinci gruptaki cisimlerden kanatlı ve kanatsız olanlar arasındaki büyük farklılıklar da ortaya konmuştur. Üçüncü grupta ise sadece bir model olduğundan bir kıyaslama yapılamamış, ancak bu modele ait aerodinamik kuvvet ve moment katsayıları ile büyük önem taşıyan basınç merkezinin konumu tayin edilmiştir. Yapılan incelemeler sonucunda, genel olarak, normal kuvvet ile yunuslama momentine ait katsayıların hücum açısının artmasıyla nonlineer olarak arttığı görülmüştür. Eksenel kuvvet katsayısı ise, kanatsız cisimlerde hücum açısının artmasıyla çok az da olsa azalmakta ve kanatlı cisimlerde ise hücum açısının artmasıyla nonlineer olarak artmaktadır. Basınç merkezinin konumu da, yine kanatlı ve kanatsız cisimler için farklılıklar göstermektedir. Basınç merkezi, hücum açısının artmasıyla, kanatsız cisimler için, önce geriden öne doğru kaymakta ve sonuçta cismin burnundan itibaren % 50 (veya daha az) boyunda sabit kalmaktadır. Kanatlı cisimler için ise, benzer bir şekilde, geriden öne doğru kaymakta fakat hiçbir zaman cismin burnuna % 50 cisim boyu yaklaşmamakta ve % 60 cisim boyu civarında sabit kalmaktadır. Bu da kanatların etkisinden kaynaklanın aktadır. Modellere ait deneysel sonuçlarla birlikte, teorik sonuçlar da verildiğinden, teorik sonuçlan da kıyaslamak mümkündür. Daha önce de bahsedildiği gibi, cisimler için lineerleştirihniş potansiyel teori ve bu teoriyi temel alan ve ampirik düzeltmeler yapan viskoz dik akım anolojisi (Ailen Metodu) kullanılmıştır. Hemen bütün modeller için dik akım anolojisi daha iyi sonuç vermiştir. Çoğu zaman potansiyel teori hemen hiç sonuç vermezken, Ailen metodu deneysel sonuçlarla çok iyi uyum göstermiştir. Yalnız kanatlı geometrilerde, sadece eksenel kuvvet katsayısının tayini için teorik bir uygulama yapılamamıştır. xiii SUMMARY In aeronautics, slender bodies of revolution are used in many ways especially in missile aerodynamics. Therefore, it is necesary to investigate the aerodynamic char acteristics of this kind of bodies. The aerodynamic force and moment coeffients are one of the most important aerodynamic characteristics of the missile type bodies. It determines the performance of the bodies of revolution. It is especially important to evaluate the aerodynamic force and moment coefficients because of maneuverability and stability of this kind of bodies. In the present work, the aerodynamics of some bodies of revolution, with dif ferent geometrical shapes and discontinuous surfaces have been investigated experimen tally and theoretically. The experiments of thirteen different configurations in three groups of models are carried out at low Reynolds and Mach numbers over a range of angles of attack between 0° and 20`. The aerodynamic forces and moments are mea sured by using a sting-type strain-gauge six-component balance with a data-acquisition unit and personel computer. Then, the aerodynamic coefficients are obtained and the location of center of pressure is calculated. The potential theory and the Allen method (viscous crossfiow anology) are also used to determine the aerodynamic force and mo ment coefficients theoretically, for the comparision with the experiment. It is observed that the normal force and pitching moment coefficients are in creasing nonlinearly with inceasing angle of attack, for the configuations employed in the present work. The variation of the location of center of pressure and the axial force coefficients with angle of attack are also obtained for these configurations. The results of viscous crossfiow anology is always better than the potential theory for all the configurations, both with lifting surfaces or without lifting surfaces. vui 93

ÖZET KANATLARIN DAİMİ VE DAİMİ OLMAYAN AERODİNAMİĞİ Birçok mühendislik probleminin çözümünde kullanılmaya başlanan bilgisayarlar, tasarımcılara büyük kolaylıklar sağlamaktadır. Bilgisayar teknolojisinin gelişimine paralel olarak ilerleyen sayısal çözüm yöntemleri de deneysel imkanları daha kısıtlı ve külfetli olan alanlarda özellikle hava taşıtlarının aerodinamik tasarımlarında büyük aşamalar kaydettirmektedir. Son birkaç yılda, akışkanlar mekaniğinde girdaplı akışların sıhhi analizleri ve gerçekçi tahminleri, helikopter, roket ve savaş uçaklarının modern dizaynları ile uğraşmakta olan aerodinamikçiler için çok önemli obuaya başlamıştır. Modern savaş uçakları iniş, kalkış, savunma ve hücum manevralarında, yüksek hücum açılarında zamana bağlı yörüngeler çizmektedir. Bu hücum açılarında, girdap yapılı akışlar, uçak etrafında aerodinamik karakteristikleri ve kontrol kabiliyetini ciddi bir şekilde etkileyebilmektedir. Kompleks uçak manevralarının analizleri için geliştirilmekte olan hesaplamalı metodlarda, özellikle daimi olmayan aerodinamiğin simülasyonu ve ard iz bölgesi dinamiğinin oluşturulması hala popüleritesini korumaktadır. Bu zamana bağlı akışkanlar dinamiği modellemesi; zamana bağlı yapısal yük analizi, uçuş simülasyonu ve uçuş dinamiği gibi havacılık disiplinleri için çok gereklidir. Daimi olmayan aerodinamik üzerindeki çalışmalar gerek yoğun hesaplama ihtiyaçları gerekse zamana bağlılıktan gelen yan faktörleri ile daimi akışların yanında hala gizemini ve önemini koruyan bir alan olarak durmaktadır. Daimi olmayan aerodinamik için sıkıştınlamaz ve sübsonik (ses-altı) rejimlerde uygulanan değişik metodlar, transonik ve süpersonik (ses-üstü) rejimlere geçildiğinde azalmakta ve hassasiyetini korumaktadır. Akışın fiziksel alanını tanımlamak ve bu bölge üzerinde karakteristik değerler elde etmek için kullanılan akışkanlar mekaniği denklemleri en kompleksinden en basitine doğru şu şekilde sıralanabilir: -Navier-Stokes denklemleri -Euler denklemleri -Potansiyel denklemler Navier-Stokes denklemleri, herhangi bir hücum açısı ve hızda herhangi bir konfigürasyonun üzerinde tanımlanabilen her türlü akış özelliklerini içerebilmektedir. Şok dalgalarının konumu, girdap tabakalarının ve geniş ölçekli ayrılmaların görüntülenmesi mümkündür. Karmaşıklığı nedeniyle xiYukarıdaki hesaplamalar bir defa yapıldıktan sonra firar ve hücum kenarlarından atılan panellerin yeni konumlan ile baştaki denkleme tekrar dönülerek aynı yol tekrar izlenir. Bu tür bir yöntem iteratif bir teknik olmadığı için hem daha hızlı ve matris büyüklüğü daha az hem de daha kararlıdır. Yukarıda kısaca özetlenmeye çalışılan metot, daimi olmayan aerodinamik problemlerine daimi bir yaklaşım getirdiği için önem taşımaktadır. Bu tez çerçevesinde, herhangi bir kanat geometrisi etrafında üç boyutlu akım daimi akış olarak incelenmiş ve tüm akış karakteristikleri çıkarılmıştır. Daha sonra aynı geometri ile daimi olmayan bir akış altında karakteristikler üzerindeki değişimler incelenmiştir. Tezin sonuç bölümünde çıktılar detaylı bir şekilde ortaya konulmuş ve üç boyutlu çizimler ile ardiz bölgesinin gelişimi gösterilmeye çalışılmıştır. xvıÖZET KANATLARIN DAİMİ VE DAİMİ OLMAYAN AERODİNAMİĞİ Birçok mühendislik probleminin çözümünde kullanılmaya başlanan bilgisayarlar, tasarımcılara büyük kolaylıklar sağlamaktadır. Bilgisayar teknolojisinin gelişimine paralel olarak ilerleyen sayısal çözüm yöntemleri de deneysel imkanları daha kısıtlı ve külfetli olan alanlarda özellikle hava taşıtlarının aerodinamik tasarımlarında büyük aşamalar kaydettirmektedir. Son birkaç yılda, akışkanlar mekaniğinde girdaplı akışların sıhhi analizleri ve gerçekçi tahminleri, helikopter, roket ve savaş uçaklarının modern dizaynları ile uğraşmakta olan aerodinamikçiler için çok önemli obuaya başlamıştır. Modern savaş uçakları iniş, kalkış, savunma ve hücum manevralarında, yüksek hücum açılarında zamana bağlı yörüngeler çizmektedir. Bu hücum açılarında, girdap yapılı akışlar, uçak etrafında aerodinamik karakteristikleri ve kontrol kabiliyetini ciddi bir şekilde etkileyebilmektedir. Kompleks uçak manevralarının analizleri için geliştirilmekte olan hesaplamalı metodlarda, özellikle daimi olmayan aerodinamiğin simülasyonu ve ard iz bölgesi dinamiğinin oluşturulması hala popüleritesini korumaktadır. Bu zamana bağlı akışkanlar dinamiği modellemesi; zamana bağlı yapısal yük analizi, uçuş simülasyonu ve uçuş dinamiği gibi havacılık disiplinleri için çok gereklidir. Daimi olmayan aerodinamik üzerindeki çalışmalar gerek yoğun hesaplama ihtiyaçları gerekse zamana bağlılıktan gelen yan faktörleri ile daimi akışların yanında hala gizemini ve önemini koruyan bir alan olarak durmaktadır. Daimi olmayan aerodinamik için sıkıştınlamaz ve sübsonik (ses-altı) rejimlerde uygulanan değişik metodlar, transonik ve süpersonik (ses-üstü) rejimlere geçildiğinde azalmakta ve hassasiyetini korumaktadır. Akışın fiziksel alanını tanımlamak ve bu bölge üzerinde karakteristik değerler elde etmek için kullanılan akışkanlar mekaniği denklemleri en kompleksinden en basitine doğru şu şekilde sıralanabilir: -Navier-Stokes denklemleri -Euler denklemleri -Potansiyel denklemler Navier-Stokes denklemleri, herhangi bir hücum açısı ve hızda herhangi bir konfigürasyonun üzerinde tanımlanabilen her türlü akış özelliklerini içerebilmektedir. Şok dalgalarının konumu, girdap tabakalarının ve geniş ölçekli ayrılmaların görüntülenmesi mümkündür. Karmaşıklığı nedeniyle xiYukarıdaki hesaplamalar bir defa yapıldıktan sonra firar ve hücum kenarlarından atılan panellerin yeni konumlan ile baştaki denkleme tekrar dönülerek aynı yol tekrar izlenir. Bu tür bir yöntem iteratif bir teknik olmadığı için hem daha hızlı ve matris büyüklüğü daha az hem de daha kararlıdır. Yukarıda kısaca özetlenmeye çalışılan metot, daimi olmayan aerodinamik problemlerine daimi bir yaklaşım getirdiği için önem taşımaktadır. Bu tez çerçevesinde, herhangi bir kanat geometrisi etrafında üç boyutlu akım daimi akış olarak incelenmiş ve tüm akış karakteristikleri çıkarılmıştır. Daha sonra aynı geometri ile daimi olmayan bir akış altında karakteristikler üzerindeki değişimler incelenmiştir. Tezin sonuç bölümünde çıktılar detaylı bir şekilde ortaya konulmuş ve üç boyutlu çizimler ile ardiz bölgesinin gelişimi gösterilmeye çalışılmıştır. xvı[Abw] matrisi; kanat panellerinin ardiz panellerine etkisi [Aiw] matrisi; Diğer hücum kenarı panellerinin ardiz panellerine etkisi [Atw] matrisi; Diğer firar kenarı panellerinin ardiz panellerine etkisi olarak belirlenmektedir. Her iki denklem sisteminde dikkat edilmesi gereken nokta, kanat panelleri etki katsayıları matrisinin bütün zaman adımlan içerisinde N boyutunda kalırken, firar ve hücum kenarından atılmakta olan panellerin aerodinamik etki katsayılarını içeren matrisler sırasıyla M ve L boyutunda başlıyarak her bir hesaplama adımında M ve L adet artmaktadır. Dolayısıyla [Ab] matrisi eğer kanat geometrisinin şekli zaman içerisinde değişmiyorsa bir defaya mahsus hesaplanmakta ondan sonra her zaman adımında daima aynı matris kullanılmaktadır. Yukardaki son denklem ile M+L adet panelin köşe noktalarında hız değerleri hesaplandıktın sonra paneller yeni konumlarına, (Ax;Ay, Az). = (u,V, `>).. At ilerletme denklemi ile ulaştırılırlar. Bu yeni konum altında daimi olmayan terimlerinde içerildiği Bernoulli denklemi çözülerek basınç alanı, M.=(u.T) a. taL+i rrMtoif^î l f l y} 3X f 3t * i /fr//V)}*/ca.) J buna bağlı olarak kuvvet alam, x*rtl /x «i-»f(ufiH*f**'*> *i^t ve tek tek kuvvet ve moment değerleri bulunmaktadu-, CisS^.cos^Apüîs LS4` C^afi^ata^Ajlfs v /a-/./ J. J Cra= ^..ÛFi Ki/J-y^ât C,= İ AFi-yt/i-ç.tfS.o *. İH XVYukarıdaki hesaplamalar bir defa yapıldıktan sonra firar ve hücum kenarlarından atılan panellerin yeni konumlan ile baştaki denkleme tekrar dönülerek aynı yol tekrar izlenir. Bu tür bir yöntem iteratif bir teknik olmadığı için hem daha hızlı ve matris büyüklüğü daha az hem de daha kararlıdır. Yukarıda kısaca özetlenmeye çalışılan metot, daimi olmayan aerodinamik problemlerine daimi bir yaklaşım getirdiği için önem taşımaktadır. Bu tez çerçevesinde, herhangi bir kanat geometrisi etrafında üç boyutlu akım daimi akış olarak incelenmiş ve tüm akış karakteristikleri çıkarılmıştır. Daha sonra aynı geometri ile daimi olmayan bir akış altında karakteristikler üzerindeki değişimler incelenmiştir. Tezin sonuç bölümünde çıktılar detaylı bir şekilde ortaya konulmuş ve üç boyutlu çizimler ile ardiz bölgesinin gelişimi gösterilmeye çalışılmıştır. xvı Yukarıdaki hesaplamalar bir defa yapıldıktan sonra firar ve hücum kenarlarından atılan panellerin yeni konumlan ile baştaki denkleme tekrar dönülerek aynı yol tekrar izlenir. Bu tür bir yöntem iteratif bir teknik olmadığı için hem daha hızlı ve matris büyüklüğü daha az hem de daha kararlıdır. Yukarıda kısaca özetlenmeye çalışılan metot, daimi olmayan aerodinamik problemlerine daimi bir yaklaşım getirdiği için önem taşımaktadır. Bu tez çerçevesinde, herhangi bir kanat geometrisi etrafında üç boyutlu akım daimi akış olarak incelenmiş ve tüm akış karakteristikleri çıkarılmıştır. Daha sonra aynı geometri ile daimi olmayan bir akış altında karakteristikler üzerindeki değişimler incelenmiştir. Tezin sonuç bölümünde çıktılar detaylı bir şekilde ortaya konulmuş ve üç boyutlu çizimler ile ardiz bölgesinin gelişimi gösterilmeye çalışılmıştır. xvı 68

ÖZET İKİ BOYUTLU, ZAMAMA DE?İŞEN AKIMLARDA DUVAR UYARLAMASINA YÖNELÖC BASINÇ ÖLÇÜMLERİ » » KARASOY Sartuk Yüksek Lisans Tezi, Havacılık Mühendisliği Tez Vönaticisi: Doc. Dr. M. S. Kavsaoglu Yardımcı Taz Yöneticisi: Prof. Dr. C. Çıray Eylül 1990, 200 Sayfa Bu tezde, değişik duvar açıklık oranlarında, indirgenmiş frekanslarda ve ortalama hücum acılarında salınım yapan bir kanat ankesitinin üzerinde ve uyarlanmış rüzgar tüneli duvarlarında basınç ölçümleri yapılmıştır. Bu amaçla, bir deney düzeneği kurulmuş, yeni bir sayısal veri toplama ve indirgeme sistemi geliştirilmiştir. Sistematik olarak elde edilen deneysel' sonuçların karşılaştırılması, rüzgar tüneli duvarlarının zamanla değişen etkisinin bazı yönleriyle aydınlatılmasına yardımcı olmuştur. Duvarda basınç ölçümlerinin kendine özgü bazı zorlukları ve gereksinimleri de araştırılmıştır. Ayrıca, bu çalışmada derlenen deneysel verilerin, ilgili teorik çalışmalara da veri oluşturabileceği öngörülmektedir. Anahtar Kelimeler: Zamanla değişen aerodinamik, Duvar etkisi, Uyarlanabilir duvarlar, Basınç ölçümleri. Bilim Dalı Sayısal Kodu: 618.01.01 _j.v_ ABSTRACT PRESSURE l-EASÜKEh£NTS DIRECTED TO WALL ADAPTATION FOR TWO-DB-ENSIONAL UNSTEADY FLOWS KARA30Y, Sartuk M. 3. in Aeronautical Engineering Supervisor: Assoc. Prof. Dr. M. S. Kavsaoglu Co-Supervisor: Prof. Dr. C. Çıray September İ390, 200 Pages In this thesis, pressure measurements are made on an oscillating airfoil as well as on the adapted wind tunnel walls at various wall opening ratios (also referred to as aspect ratio), reduced frequencies and mean angles of attack. For this purpose, an experimental set-up was built, a new digital data acquisition and reduction system was initiated. The comparison of systematically obtained experimental results helped highlighting some aspects of the unsteady wind tunnel wall interference problem. Some specific difficulties and requirements of wall pressure measurements are also investigated. Moreover, it is anticipated that the experimental data compiled in this study may provide data for related theoretical works. Key words: Unsteady aerodynamics, Wall interference, Adaptive walls, Pressure measurements. Science Code: 618.01.01 - iii - 200

ÖZET SESALTI UÇAKLARIN FLATER ÇÖZÜMLEMESİ Gökkuş, Levent Yüksek Lisans Tezi, Havacılık Müh. Tez Yöneticisi Doç. Dr. Mehmet A. Akgün Temmuz 1990, 89 sayfa Bu çalışmada, verilen bir uçağın flater çözümlemesini yapan, FORTRAN77 dilinde bir bilgisayar programı geliştirilmiştir. Bu programda kullanılan çözümleme yöntemi, bir boyutlu sonlu elemanlar yöntemine dayanmaktadır. Program, bu yöntem yardımı ile modellenen uçağın serbest titreşim çözümlemesini yapmakta ve çözümlemeden elde edilen doğal frekanslar ve titreşim şekillerini kullanarak uçak için flater hızlarını bulmaktadır. Anahtar Sözcükler: Dinamik aeroelastisite, flater, bağlaşık titreşim şekilleri. Bilim Kodu: 618.01.02 - 618.01.01 - 625.01.04 iv ABSTRACT FLUTTER ANALYSIS OF SUBSONIC AIRCRAFT Gökkuş, Levent M.S. in Aeronautical Eng. Supervisor: Assoc. Prof.Dr. Mehmet A. Akgün July 1990, 89 pages In this study, a computer program is written in FORTRAN77 which determines the flutter characteristics of a given aircraft. The analysis method is based on the finite element approach. The program first performs a free vibration analysis of the aircraft which is modelled by one dimensional finite elements.lt computes the flutter speed by using the natural frequencies and mode shapes determined in the first part. Key Words: Dynamic aeroelasticity, flutter, coupled mode shapes. Subject Code: 618.01.02 - 618.01.01 - 625.01.04 111 89