Search

İTÜ 150x150 mm TRİSONİK HAVA TÜNELİNİN ÇALIŞTIRMA KALİBRASYONU, YAZILIMI VE BİR UYGULAMA ÖZET Bu tez kapsamında yapılan çalışma ile, öncelikle, İTÜ 150x150 mm Trisonik Hava Tüneli çalıştırılmış ve daha sonra, bu tünelde, bir örnek olarak, 7.5° yan tepe açısına sahip bir koninin uzunlamasına orta eksenine halka takılarak oluşturulan geometriye ait akım karakteristikleri Mo==3.0'te deneysel olarak elde edilmişlerdir. İTÜ 150x150 mm Trisonik Hava Tüneli kısa süreli çalışan, üflemeli tipte (Intermittent Blow Down) bir tüneldir. Deney odasının kesiti, isminde de yer aldığı gibi, 150x150 mm2'lik bir karedir. Birbirlerinin yerini alabilen 2 adet nozul sayesinde, serbest akıma ait Mach sayısının 0.4 ilâ 4.0 değerleri arasında seçilebilecek herhangi bir Mach sayısında çalışabilecek şekilde tasarlanmıştır. Tünelin çalışması için gerekli olan hava, 3 kademeli, paletli bir kompresör ile basınçlandırılıp 27 'şer m3'lük 2 adet tankta depolanmaktadır. Sözkonusu hava tanklarının maksimum basınç olan 40 bar' da hava ile doldurulması için, kompresörün 16 saat çalıştırılması gerekmektedir. Atmosferden alınıp, uzunca bir zaman diliminde depolanabilen hava, saniyeler mertebesindeki deney süresi sonucunda tekrar atmosfere verilmektedir. Bir depodaki havayı kullanan üflemeli tipteki tüneller ile, atmosferden aldığı havayı vakuma aktaran emmeli tipteki tünellerin, genel karakteristikleri, deney sürelerinin kısa oluşudur. Bu nedenle, bu tip tünellerde deney yapılırken, her türlü parametrenin kontrol edilmesi önemlidir. Bu amaca yönelik olarak, bilgisayar kullanmak en efektif çözüm olduğundan, İTÜ 150x150 mm Trisonik Hava Tüneli de bir bilgisayar programı ile kullanılmaktadır. Bu tez kapsamında, tünelde deney yapılmaya başlanırken tüneli eksiksiz çalıştırılabilecek bir bilgisayar yazılımının olmadığı anlaşılmıştır. Bunun yanında, tünelin, tez kapsamındaki çalışmanın başladığı tarih itibariyle, son 3 yıldır çalışmadığı öğrenilmiştir. Bu durum gözönüne alınarak, bir yandan bilgisayar yazılımı incelenip eksiklikleri tamamlanırken, bir yandan da tünel üzerindeki bütün elemanların kalibrasyonları yapılmıştır. Yapılan kalibrasyon değerleri, varsa eski değerler ile kıyaslanıp, yoksa oldukları gibi tüneli çalıştıracak olan programa eklenmiştir. Bu işlemler sonucunda, tünelin çalışma prensipleri detaylı olarak anlaşıldığı gibi, tüneli çalıştıran bir program da eksiksiz olarak ortaya konulmuştur. Tünelin eksiksiz olarak çalıştırılmasıyla, deney yapacak sistem hazır hale getirilmiştir. Bu noktada, tüneldeki akım yapısının, akademik bir araştırma yapmaya yönelik, yeterli kalitede olup olmadığının araştırılması yapılmıştır. Bunun için tünelin kesiti boyunca, toplam ve statik basınç problarıyla basınç taraması yapılmıştır. Tarama sonucunda toplam ve statik basınçların tünelin kesiti boyuncasabit kaldığı görüldüğünden, tünelin bilimsel çalışma yapmaya yeterli ve uygun olduğuna karar verilmiştir. Bu aşamada, tez kapsamındaki, akademik çalışmaya temel oluşturacak geometri için, araştırmacıların geçmişten beri dikkatini çekmiş olan koni seçilmiştir. Koni, geometrisinin yalınlığı ve havacılıkta yüksek hızlar için dizayn edilen birçok cismin burun geometrisini oluşturması nedeniyle, cazip bir geometri olmuştur. Koninin uzunlamasına orta eksenine yerleştirilen bir halka ile geometri tamamlanmıştır. Halkanın koninin yüzeyinden olan yüksekliği ise, parametre olarak seçilmiştir. Elde edilen bu geometri etrafındaki akım alanının incelenmesi için, yüzey akım görünürlüğü ve schlieren deneyleri yapılmıştır. Schlieren deneyleri sırasında, koni üzerinde süpersonik akış nedeniyle oluşan şok dalgalarının yapısı görüntülenmiştir. Koni üzerinde yer alan halkanın, önünde ve arkasında ayrılmış akım bölgeleri olduğu görülmüştür. Yukarı akım bölgesindeki (halkanın önü) ayrılmış akımın önünde (birincil şok) ve aşağı akım bölgesindeki (halkanın arkası) ayrılmış akımın arkasında (ikincil şok) şok dalgası oluştuğu görülmüştür. Artırılan halka yüksekliği, hem halkanın önündeki ayrılmış bölgenin (birincil ayrılma habbeciği) boyunu, hem de arkasındaki ayrılmış bölgenin (ikincil ayrılma habbeciği) boyunu artırmaktadır. Ayrılma habbeciklerinin boylarının artışı, birincil ayrılma habbeciği için halka yüksekliğinin 2.5 katı, ikinci ayrılma habbeciğinin boyu için halka yüksekliğinin 3.33 katı olarak tespit edilmiştir. Schlieren deneyleri sırasında, halka yüksekliği minimum değer olarak seçilen 0.5 mm'den, maksimum değer olarak seçilen 6.5 mm'ye (yaklaşık koninin çapına eşit) kadar değiştirilmesi sırasında, birinci ve ikinci halka şokları ile koni şoku arasında ilginç etkileşimler gözlemlenmiştir. Minimum halka yüksekliğinde, koni şoku, birinci ve ikinci halka şokları birbirleriyle etkileşim göstermezken, halka yüksekliği 3.5 mm'lik değerinde, ikinci halka şoku ile koni şoku koninin tabanında kesişmiştir. Halka yüksekliğinin maksimum değeri için ise, birinci halka şoku ile koni şoku halkanın hemen üstünde kesişerek, farklı tek bir şok oluşturmuştur. Akım yapısı hakkında öğrenilen bilgiler, yapılan yüzey akım görünürlüğü deneyleriyle pekiştirilmiştir. Schlieren deneyleri sırasında çekilen fotoğraflardan ölçülen, ayrılma habbeciklerinin boyu, yüzey akım görünürlüğü deneylerinde de aynen ölçülmüştür. Bu da yapılan deneylerin güvenilirliğini ve tekrarlanabilirliğini kanıtlamıştır. Akım alam hakkında bilgi edinildikten sonra, tünelde ölçüm yapmak için dizayn edilmiş olan, 3 bileşenli (eksenel kuvvet, normal kuvvet ve yunuslama momenti) çubuk tipi balans ile aerodinamik karakteristiklerin belirlenmesi için deneyler yapılmıştır. Halka yüksekliği 0.5 mm'den başlayarak 3.5 mm'ye kadar artırılabilmiştir. 3.5 mm'lik halka yüksekliği ile yapılan deneyde balansın, eksenel kuvvette maksimum ölçüm sınırına ulaşıldığı görüldüğü için, halka yüksekliği daha fazla arttırılmamıştır. Hücum açısı -3° ile 7° arasında değiştirilmiştir. Balans deneyleri sırasında, halka yüksekliğinin artırılmasıyla eksenel kuvvet katsayısının, hücum açısından etkilenmeden arttığı görülmüştür. Sürükleme katsayısının hücum açısının sıfır derece civarında minimum iken, -3° ila 7° 'ye doğru arttığı ve halka yüksekliği ile de daha yüksek değerde arttığı görülmüştür. Normal xıkuvvet ve taşıma kuvveti katsayılarının, hücum açısının negatif değerlerinde negatif, pozitif değerlerinde pozitif yönde arttığı görülmüştür. Hücum açısı ile artış düzgün gibi görülse de, hücum açısının 4° 'den büyük değerleri için düzgün olmayan artış söz konusudur. Yunuslama momenti, normal kuvvet ve taşıma kuvvetine benzer ancak negatif açılar için, pozitif yönde, pozitif açılar için negatif yönde artmaktadır. Son olarak bahsedilen 3 büyüklük için (normal kuvvet, taşıma kuvveti ve yunuslama momenti) halka yüksekliğinin artışının değişime katkısı azdır. Aerodinamik karakteristik için ele alman son parametre ise basınç merkezinin pozisyonudur. Hücum açısının küçük değerleri için belirsizlik gösteren bu büyüklük hücum açısının 3°'den büyük olması durumunda belirginleşmektedir. Halka yüksekliğinin artmasıyla, basınç merkezinin pozisyonu geriye doğru kaymaktadır. xıı THE CALIBRATION FOR OPERATION AND THE COMPUTER PROGRAM OF ITU's 150x150 mm TRISONIC WIND TUNNEL AND AN APPLICATION SUMMARY In this study, ITU's 150x150 mm Trisonic Wind Tunnel has been put in operation and then, experiments has been carried out over a 7.5° cone with a ring at half of its longitude axis at a freestream Mach number of 3.0. The experiments carried out in this study has been done first time in Turkey, in the frame work of a PhD. ITU's 150x150 mm Trisonic Wind Tunnel is an intermittent blow-down tunnel. As it is named, the cross section area is a square of 150x150 mm. With the use of two interchangeable nozzles, the freestream Mach number varies between 0.4 and 4.0. The pressurized air for the operation of wind tunnel is supplied with a 3 stage compressor at 40 bar and stored in the two tanks of 27 m3. The compressor should work at least 16 hours to completely fill the reservoir tanks. The atmospheric air which is compressed and stored in the tanks, is turning back to atmosphere within a couple of seconds during the experiments. The tunnels like intermittent blow down or with a vacuum pump will always have short experiment times. Thus the control of each parameter during the experiments has its significance. In order to success this, the use of a computer is the best solution, like in the case of ITU's 150x150 mm Trisonic Wind Tunnel. This will put the necessity of a computer program. At the beginning of this study, it has been understood that there is not any complete computer program which will operate the tunnel. Another fact which has realized at that time is that the tunnel has not operated during the last 3 years. Considering the situation, a study has been carried out on the available computer programs on one hand and the calibrations of all the components has been carried out on the other hand to put the tunnel in operation. The results of calibrations were compared with the previous values, if available, and added the related lines of the computer program. During this study, the operation of the tunnel has been well understood and a computer program has been completed for the operation of the tunnel. The tunnel is put in operation as mentioned above. At this point, simple experiments has been made to understand the flow quality of the tunnel, with the available equipment. For this purpose, total and static pressures were measured at the mid section of the tunnel. After this survey, it is observed that the total and static pressure along the section of the tunnel remains constant, which leads the decision of academic study on the tunnel. XlllWith the acceptable results of pressure measurements, the experiments over a cone has been started to prove the use of computer program of tunnel. These experiments over a cone will also prove the ability of tunnel for an investigation study and will lead the following investigations. The cone has its importance due to the feet that it is the nose geometry of many aeronautical bodies. A ring has been added at the longitude axis of the cone to complete the geometry. The height of the ring to the surface of cone has been chosen as the parameter. The surface flow visualization and schlieren experiments were carried out over the geometry to understand the flow field. The shock waves over the cone due to the supersonic flow were visualized with the schlieren tests. It is observed that there are separated regions at both the front and back of the ring on the cone. At this study, the separation region at the upstream (front of the ring) is named as the first bubble and the separation region at the downstream (back of the ring) is named as the second bubble. The shock wave happening due to the first bubble is named separation (primary) shock, and the shock wave happening due to the second bubble is named reattachment (secondary) shock. The increase of the ring height is increasing both the first bubble and second bubble lengths. It is found that the first bubble length is 3.33 times of the ring height and the second bubble length is 2.5 times of the ring height. The interactions between the cone shock, the separation (primary) shock and the reattachment (secondary) shock has shown interesting character while the ring height varies between 0.5 to 6.5 (the approximate maximum cone diameter). With a ring height of 0.5 mm, the cone shock, the separation shock and the reattachment shock does not show any interaction. The cone shock and the separation shock intersects at the line of the base of cone, with the ring height of 1.0 mm. The increase of the ring height moves this interaction over the cone, till the line of ring with the maximum ring height, 6.5 mm. The flow field has been understood more with the surface flow visualization tests. The first and second bubble lengths has been measured at the surface during flow visualization tests. Te consistency has been proved the reliability and repeatability of the experiments. After understanding the flow field around the geometry, the aerodynamic characteristics over the geometry has been defined with the balance tests. A 3- component (axial force, normal force and pitching moment) sting-type strain-gage balance, which is designed for tunnel, is used. The maximum load capacity of axial force, did not allow the use of rings larger than 3.5 mm, for balance measurements. During these tests the angle of attack is varied between -3° and 7°. It is observed that the axial force coefficient is increasing with the increase of ring height without depending on the angle of attack. The drag force coefficient is increasing slightly between 0° and 4° of angle of attack and then increasing non- linearly between 4° and 7° of angle of attack. Both the axial force coefficient and the drag force coefficient highly increases with the increasing ring height. The normal force coefficient is increasing linearly with increasing angle of attack for both cone and cone-ring configurations. The pitching moment with respect to cone nose, is decreasing with increasing angle of attack for both cone and cone-ring xivconfigurations. The final aerodynamic characteristic is defined as the position of pressure center from the nose of cone. The position of pressure center, which is indefinite for small angles of attack, becomes definite for angles of attack larger than 3°. The position of center of pressure moves towards the base of cone. DOKÜMANTASYON MERKEZİ 102

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