Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
596414		Adjoint-based design optimization of a hypersonic inlet / Adjoint tabanlı hipersonik hava alığı tasarım optimizasyonu Yazar:MEHMET BAŞARAN Danışman: PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER 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 2019 141 s.
Hava alığı, scramjet motorunun en önemli parçalarından biridir. Hava alığının performansı, motorun genel performansı üzerinde oldukça etkilidir. Geleneksel scramjet hava alığı tasarımları düz rampalardan oluşmaktadır. Rampa sayısı arttıkça toplam basınç geri kazanımı artar. Bununla birlikte, motorun uzunluğu ve ağırlığı da artar. Bu çalışmada, tek rampalı bir scramjet hava alığının toplam basınç geri kazanımı aerodinamik şekil optimizasyonu ile geliştirilmiştir. Ek olarak, motorun itkisini arttırmak için hava alığının kütle debisi arttırılmıştır. Bu çok amaçlı optimizasyon gerçekleştirilirken, hava alığının çıkışındaki statik basıncın yanmayı olumsuz etkileyebilecek kadar düşmemesi için buradaki static basınç sınırlandırılmıştır. Bu çalışmada SU2 yazılımının ayrık eklenik bazlı optimizasyon (İng. discrete adjoint-based optimization) aracı kullanılmıştır. Elde edilen optimum hava alığı tasarımının hem dudakta şok hem de omuzda şok koşullarını sağladığı görülmüştür.
The inlet is one of the most essential parts of a scramjet engine. Its performance heavily affects the overall performance of the engine. The conventional scramjet inlet designs consist of a combination of multiple flat ramps. As the number of ramps increases, the total pressure recovery increases. However, the length and the weight of the engine also increase. In this study, the total pressure recovery of a single-ramp scramjet inlet is improved by aerodynamic shape optimization. In addition, the mass flow rate of the inlet is also maximized to increase the thrust. While performing the multi-objective optimization, the static pressure at the exit of the inlet is constrained to provide robust combustion. SU2 software with its discrete adjoint-based optimization tool is employed. It is observed that the optimum inlet design obtained satisfies both the shock-on-lip and the shock-on-shoulder conditions.