Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
285685		A parametric investigation of tip injection for active tip vortex control / Aktif kanat ucu girdabı kontrolü için sağlanan kanat ucu enjeksiyonunun parametrik olarak incelenmesi Yazar:RIZA CAN DEDEKARGINOĞLU Danışman: YRD. DOÇ. DR. OĞUZ UZOL Yer Bilgisi: Orta Doğu Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı Konu:Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering Dizin:	Onaylandı Yüksek Lisans İngilizce 2010 98 s.
Uç girdabı, kanatta taşıma kuvvetini oluşturan alt ve üst yüzeyler arasındaki basınç farkısonucu kanat uçunda akışın yüksek basınçtan alçak basınca doğru sızmasıyla ortaya çıkan,kanat ucundaki taşıma kuvvetini azaltan akış olayıdır. Havacılık araçlarında girdapyapılarının kontrolü ve uç kayıplarının azaltılması hakkında uygulanan metotlarsunulmuştur.Bu çalışmada, kanat ucundan sağlanacak hava enjeksiyonun uç girdabına olan etkisi sayısalolarak incelenmiştir. NACA0015 profiline sahip, kanat-açıklık oranı 3 olan bir kanatmodellenmiş ve ana akışın Reynolds sayısı 67000 olarak belirlenmiştir. Enjeksiyonun uçgirdabına ve ard akış bölgesine olan etkisinin incelenmesi için, kanatta veter boyunca 10 adetözdeş delikten enjeksiyon sağlanmıştır.Çalışma düzeneği, boyutları 1.6 m (boy), 0.6 m (genişlik) ve 0.6 m (yükseklik) olan birrüzgar tüneli ve tünel duvarlarından birine sabitlenmiş halde duran kanattan oluşmaktadır.Kanadın veteri 0.1 m, boyu ise 0.3 m'dir. Sabit 10 m/sn hıza sahip ana akış mevcuttur.Düzeneğin bilgisayarda modellenmesi ve ağ yapılarının oluşturulması ticari yazılımlar ilesağlanmıştır. Sistemin teknik çiziminde Rhinoceros, yüzey ağ yapılarında ANSYS Gambit,kanadı çevreleyen sıkılaştırılmış ağ yapısı için ANSYS T-Grid kullanılmış, geriye kalanhacim ağ yapısının tamamlanması için yeniden ANSYS Gambit kullanılmıştır. FLUENT'tek-? SST türbülans modeli kullanılarak akış çözülmüştür.Sırayla 4°, 8° ve 12° hücum açısı için, enjeksiyonsuz, her delikten eşit hızda ve düzenliakışa sahip tek tip enjeksiyon, hücum kenarı ucunda enjeksiyonsuz firar kenarında tek tipenjeksiyon hızına sahip üçgen-dalga tipi enjeksiyon olmak üzere 3 adet senaryo çözülmüştür.Bunların dışında 8° hücum açısında önceki sonuçlarla kıyaslama yapmak amacıyla 5 adetsenaryo daha hazırlanmıştır. Firar kenarı ucunda tek tip enjeksiyon hızına sahip hücumkenarında ise enjeksiyonsuz sinüs dalgası formunda hız profiline sahip enjeksiyon sağlanansinüs dalgası tipi enjeksiyon, hücum kenarı ucunda tek tip enjeksiyon hızına sahip firarkenarında ise enjeksiyonsuz ters üçgen-dalga tipi enjeksiyon ile üçgen ve ters üçgen profillerarasında karşılaştırma yapılmış, kanat çırpma eksenine göre +15° ve -15°'de sağlananenjeksiyonlar ile ise açılı enjeksiyonun girdap yapılarına olan etkisi açısız senaryolarla veliteratür çalışmalarıyla kıyaslanmıştır. Önceki senaryolarda enjeksiyon tüpü içerisindekiakışın tüp çıkışındaki hız dağılımına etkisi ihmal edildiğinden, son senaryo olarak tüpduvarları içinde ağ yapısı oluşturulmuş ve tek tip akış senaryosunda karşılaştırmayapılmıştır. Her durum için birimsiz olarak 3 eksende hız değişkenleri, türbülans kinetikenerji, girdap magnitüdü parametreleri, ayrıca taşıma ve sürükleme kuvvetlerindekideğişimler birbirleriyle ve deneysel sonuçlarla karşılaştırılmış; aerodinamik bir veri tabanıoluşturulmuştur.Sonuç olarak, girdap özü konumunun irtifa kazandığı ve kanat uç bölgesinin dışına atıldığıgözlemlenmiştir. Uç enjeksiyonu ile türbülans seviyesi artırılan uç akışında, girdapçevresindeki basınç farkı da artmıştır. Her ne kadar girdap yapısı kuvvetlense de, girdapkanat ucundan uzaklaştığından, uç kaybının azaldığı, buna bağlı olarak kanat taşımakuvvetinin arttığı, sürükleme kuvvetinin de daha az oranda olsa da arttığı gözlemlenmiştir.
Wing tip vortex is a challenging phenomenon that reduces the lift generation at the tip regionof the wing. For aerial vehicles, several methodologies were presented for the sake ofcontrolling vortices and alleviating effects of tip loss.In this study, the effect of wing tip injection on wing tip vortex structure was investigatedcomputationally. A NACA0015 profile rectangular wing was employed with an aspect ratioof 3, at a free stream Reynolds number of 67000. 10 identical ejection holes along the wingwere prepared chordwise to provide cross sectional air flow in order to determine the neteffect of ejection over wing tip vortices and wake flow field.Study setup consists of a wind tunnel that is 1.6m long, 0.6m wide and 0.6m high, which thewing is attached to one side of it as a cantilever beam. Chord length of the wing is 0.1m andspan is 0.3m. A constant free stream air flow is maintained with 10 m/s of velocity.Computer aided drawing (CAD) and grid generation were carried out using commercialtools. Whole setup was drawn using Rhinoceros. Surface mesh was created using ANSYSGambit, ANSYS T-Grid software was used for generating the viscous mesh over the wingand finally for volume mesh ANSYS Gambit was utilized once more. FLUENT was chosento be the flow solution tool with k-? SST turbulence model.For 3 different angles of attack cases, respectively, 4°, 8° and 12°, several injection scenarioswere defined. There are 3 steady injection cases for each angle of attack case namely, noinjection case, uniform injection case, triangular waveform injection case where there is noinjection at the leading edge tip whereas there is injection which is equal to the uniforminjection velocity at the trailing edge tip. Moreover there are 5 additional scenarios for 8°angle of attack case that are, sinusoidal waveform injection case which consists of achordwise velocity distribution shape that is a quarter sinus wave where maximum injectionvelocity is the same as the uniform velocity, reverse triangular waveform injection casewhere injection velocities were reversed with respect to triangular waveform case, two casesconsisting of angled injections having both +15° and -15° with respect to the flapping axis ofthe wing. The effect of tube walls on the jet injection was neglected for all cases, thereforefor the last case, in order to simulate pipe flow, a case is provided with uniform injectionvelocity.In that way, regardless of the solution method, a parametric study was performed.Considering each case, non-dimensional 3-axis velocity components, turbulent kineticenergy, vorticity magnitude, pressure, lift and drag values were computed and having theexactly same cases as an experimental study for 8° angle of attack, a comparison ofaerodynamic data series was presented.As results, it?s observed that, vortex core locations were shifted upwards and away from thetip region. Increasing the turbulence level of the tip flow by tip injection, inherently thepressure difference became larger, however as the vortices ascend, tip loss decreases. In thatway, a significant increase in the lift was observed while drag values are slightly increased,as well.