Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
385062		Aerodynamic modelling and optimization of morphing wings / Şekil değiştirebilen kanatların aerodinamık açıdan modellenmesi ve eniyilemesi Yazar:DURMUŞ SİNAN KÖRPE Danışman: PROF. SERKAN ÖZGEN Yer Bilgisi: Orta Doğu Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Havacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı Konu:Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering Dizin:Aerodinamik = Aerodynamics ; Türbülanslı sınır tabakası = Turbulent boundary layer ; Şekil optimizasyonu = Shape optimization	Onaylandı Doktora İngilizce 2014 145 s.
Bu tez, performans ve geometrik kısıtlamalar altında şekil değiştirebilen kanatların aerodinamik eniyilemesi ile ilgilidir. Eniyileme işlemini gerçekleştirmek için, aerodinamik kaldırma ve sürükleme değerlerini hesaplayan akış çözücüleri geliştirilmiştir. Eniyileme çözüsünü geliştirmek için, gradyan temelli bir eniyileme metodu kullanılmıştır. Üç boyutlu panel yöntemi çözücüsü sonlu bir kanat için kaldırma, basınç sürüklemesi ve indüklenmiş sürükleme değerlerini elde etmek amacıyla geliştirilmiştir. Sonuçlar diğer çözücülerin sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Elde edilen sonuçlar düşük ve orta mertebedeki hücum açısı değerleri için uyumludur. İki boyutlu sınır tabaka çözücüsü kanat açıklığı boyunca her bir dilim için sürtünme sürüklemesi değerlerini elde etmek amacıyla geliştirilmiştir. Sınır tabaka çözücüsünden elde edilen sonuçlar başka bir çözücüden elde edilen sonuçlar ile karşılaştırılmış, düşük ve orta mertebedeki hücum açılarında sonuçların uyumlu olduğu gözlenmiştir. Eniyileme için genel indirgenmiş gradyan yöntemi algoritması geliştirilmiştir. Literatürde bulunan örnek bir yapısal eniyileme problemi çözülmüş ve sonuçlar literatürdeki diğer sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Şekil değiştirebilen kanat eniyilemesi düz ve sabit hızlı bir uçuş için bir sabit kanadın seyir hızında eniyilemesi ile başlamıştır. Sabit kanat eniyilemesi, sadece profil şekli değişimi, sadece kanat şekli değişimi ile profil şekli ve kanat şekli değişimi birlikte olmak üzere üç şekilde yapılmıştır. Daha sonra, literatürde bulunan bir çalışmadaki şekil değiştirmeyi sağlayan malzeme ve mekanizmaların mevcut olduğu varsayılarak, şekil değiştirebilen kanat eniyileme problemi tanımlanmıştır. Sabit kanat eniyilemesine benzer şekilde şekil değiştirebilen kanat eniyilemesi de sadece profil şekli değişimi, sadece kanat şekli değişimi ile profil şekli ve kanat şekli değişimi birlikte olmak üzere üç şekilde yapılmıştır. Eniyileme problemi seyir hızının altındaki ve üstendeki hızlar için çözülmüş ve bu sayede şekil değiştirebilen kanadın sürükleme kuvvet değerleri elde edilmiştir. Sonuçlara göre, şekil değiştirebilen kanadın beklentilere uygun olarak, kayda değer ölçüde düşük sürükleme kuvveti ürettiği gözlenmiştir. Bununla beraber, kanat şekli değişimi ile elde edilen sürükleme kuvveti azalması, sadece profil şekli değişimi ile elde edilenden belirgin bir şekilde fazladır. Anahtar Kelimeler: Panel Metodu, Sınır Tabaka Akışı, Genel İndirgenmiş Gradyan Yöntemi, Şekil Değiştirebilen Kanat, Aerodinamik Eniyileme.
This thesis deals with aerodynamic optimization of morphing wings under performance and geometric constraints. In order to perform the optimization process, flow solvers computing aerodynamic lift and drag were developed as a function evaluator. A gradient based optimization method was used in order to develop the optimization algorithm. Three dimensional panel method solver was developed in order to obtain lift, pressure drag and induced drag values for a finite wing. Obtained results were compared with different solvers. Compared results were in agreement for low to moderate angles of attack. Two dimensional boundary layer solver was developed in order to obtain the skin friction drag for each strip along span. The boundary layer results were compared with another solver for different angle of attack values and agreement in the results was observed at low to moderate angle of attack values. Optimization solver was developed by using the generalized reduced gradient method. A benchmark structural optimization problem was solved by using this solver and results were compared with the results in the literature. Morphing wing optimization process started with a fixed wing optimization problem for a certain cruise velocity at steady level flight for the baseline wing. Fixed wing optimization was performed for three cases that are only airfoil shape change, only planform change and combined airfoil shape and planform change. After that it was assumed that materials and mechanisms for morphing that were used for another study in the literature were available and the morphing optimization problem was defined according to them. Similar to fixed wing optimization, the process was performed for only airfoil shape change, only planform change and combined airfoil shape and planform change. The optimization problem was solved for velocities less and greater than the cruise velocity and drag polar curve of the morphing wing was obtained. According to the results, remarkable drag reductions were obtained that is expected from a morphing wing. Nevertheless, drag reductions obtained with only planform morphing are significantly higher than those obtained with only airfoil shape morphing. Keywords: Panel Method, Boundary Layer Flow, Generalized Reduced Gradient Method, Morphing Wings, Aerodynamic Optimization.