Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
353799		An experimental study of shock wave/boundary layer interactions in supersonic inlets / Sesüstü hava alıklarında şok dalgası sınır tabakası etkileşiminin deneysel incelenmesi Yazar:SERDAR SEÇKİN Danışman: YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL Yer Bilgisi: İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı Konu:Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering Dizin:Süpersonik akış = Supersonic flow ; Şok dalgaları = Shock waves	Onaylandı Yüksek Lisans İngilizce 2014 99 s.
Hava soluyan motorlar, hava alığından giren havanın yakıt ile karıştırılarak yanmasıyla oluşan egzoz gazlarının motordan çıkarken oluşturduğu jet itkisini kullanan motorlardır. Motorun verimli bir şekilde çalışması için istenilen giriş koşullarını sağlayabilen hava alığı tasarımı önemli bir role sahiptir. Hava alıklarında genel olarak istenilen özellikler şu şekilde sıralanabilir; motor için gerekli debiyi sağlamak, toplam basınç kaybını minimuma indirecek şekilde gelen havayı etkili bir şekilde sıkıştırmak, düşük sürüklemeye sahip olmak, farklı hücum açılarında ve Mach sayılarında çalışabiliyor olmak, iyi bir başlatma ve kararlılık karakterine sahip olmak, uygun sıkıştırma sisteminden sonra düzgün bir akış alanı oluşturmak ve küçük, basit ve hafif bir tasarıma sahip olmak. Bu amaçta geniş kapsamda analitik hesaplar yardımı ile deneysel çalışmalar ve hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri gerçekleştirilmiştir. Tipik bir gaz türbininde kompresör hava giriş hızı 0.4 – 0.5 Mach aralığındadır. Hava alıkları temel olarak serbest akımı, arzulanan gaz türbini giriş şartlarına getirmek için kullanılmaktadır ve genel olarak sesaltı ve sesüstü olarak sınıflandırılabilir. Sesüstü hava alıklarının ise iç sıkıştırmalı, dış sıkıştırmalı ve karışık sıkıştırmalı çeşitleri bulunmaktadır. Hava alıkları jet motorlarının en önemli bileşenlerinden biridir. Jet motorunun performansı hava alığının doğru bir şekilde tasarlanmasına bağlıdır. Bu nedenle hava alıklarının deneysel olarak incelenmesi son derece önem arz etmektedir. Bu araştırmalarda genellikle tüm hava alığı tipleri için ana konu şok dalgası-sınır tabakası etkileşimleridir. Bu etkileşimler karmaşık ve zamana bağlı akış alanları yaratarak hava alığının performansını etkileyen önemli bir problem olarak ortaya çıkar. Bu yüzden etkileşimlerin karmaşık ve zamana bağlı karakterinin incelenebilmesinin en uygun yolu deneysel yöntemler kullanmaktır. Ön tasarımın ortaya çıkmasında hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri ve analitik hesaplamalar kullanılmıştır ve daha sonra deneylere geçilmiştir. Bu çalışmadaki asıl amaç iç sıkıştırmalı bir hava alığında bir ya da daha fazla eğik şok yansımalarının ardından bir normal şok oluşturarak bu etkileşimleri incelemekti. Fakat yapılan deneyler sonucunda seçilen hava alığı geometrisi için böyle bir durumun elde edilemeyeceği gözlemlenmiştir. Deneylerden elde edilen sonuçlar doğrultusunda iç sıkıştırmalı hava alıklarının çok kararsız bir yapıya sahip olduğu ve içindeki akış yapısının kontrolünün çok zor olduğu anlaşılmıştır. Bu teze ayrıca daha önce aynı deney sisteminde incelenen ulusal bir endüstri projesi olan TX\FX ulusal eğitim/savaş uçağının kavramsal ön tasarımındaki basitleştirilmiş dış sıkıştırmalı hava alığındaki şok dalgası-sınır tabakası etkileşimi çalışmasının iç sıkıştırmalı hava alıklarına olan uzantısını yapmak amacıyla başlanmıştır. TX\FX projesinden de kazanılan tecrübe ile dış sıkıştırmalı alıkların şok dalgalarının kararlılığı ve alık performansı açısından iç sıkıştırmalı alıklara göre daha uygun ve genel anlamda daha tercih edilebilir bir alık tipi olduğu sonucuna varılmıştır. Bu doğrultuda dış sıkıştırmalı alıklar için tamamlayıcı bir analitik çalışma yapılarak alık performansını arttırıcı bir toplam basınç geri kazanımı optimizasyonu gerçekleştirilmiştir. Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi'nde Trisonik Araştırma Merkezi'nde bulunan sesüstü rüzgar tünelinde gerçekleştirilmiştir. Tünel tipi üflemeli rüzgar tüneli olup, test odasının kesiti 15×15 cm, uzunluğu ise 40cm'dir. Test odasında Mach sayısı değişken kesitli bir boğaz yardımıyla 0.4 ile 2.2 arasında ayarlanabilmektedir. Gerekli olması durumunda, daha yüksek Mach sayılarına ulaşabilen (2.6 – 4.0) ikinci bir test odası var olan sistem ile değiştirilebilmektedir. Test odasının yan duvarlarında bulunan kalın kuartz camlar akım görüntüleme methodları için optik erişim sağlarken, alt ve üst duvarlarda bulunan delikli yüzeyler emme/üfleme sağlamaktadır. Tünelin orijinal model bağlama sistemi mermi/füze tipinde eksenel simetrik cisimlerin bağlanmasına uygun bir bağlantı çubuğu şeklindedir. Hava alık tipi eksenel simetrik olmayan modellerinin test odasına bağlanması sırasında karşılaşılan problemlerden dolayı, modifiye çalışmaları başlatılmış ve bu kapsamda, deney odasının alt yüzeyinde bulunan gözenekli plaka ile birlikte bunun altında bulunan sınır tabaka emme/üfleme mekanizması kaldırılarak yerine hava alığı benzeri modellerin deney odası tabanına bağlanmasına uygun yeni bir taban bağlantı aparatı tasarlanıp üretilmiştir. Deneyler için gerekli hava herbiri 40 m3 olan iki adet yüksek basınç tankından sağlanmaktadır. Tanklara hava iki ayrı vidalı kompresör yardımıyla doldurulmaktadır. Kompresörlerden ilki atmosferden aldığı havayı 10 bara kadar basınçlandırır ve ikinci kompresör bu havayı 40 bara kadar çıkartır. Aradaki filtreler yardımı ile havanın içerisindeki yağ ve toz parçacıkları arındırılır. Kompresör çıkışında yüksek basınçlı hava soğutucudan geçerek kimyasal kurutucuya gönderilir. Kimyasal kurucunun sıra ile çalışan iki ayrı kulesi mevcuttur. Yüksek basınç altında havanın içindeki nem kulelerde bulunan kimyasal oluşumların yüzeyine tutunarak havanın kurutulması sağlanır. Kurutulmuş basınçlı havanın geri kaçmasını engellemek için tek yön akış vanası bulunduran bir ayar tankı kullanılır ve basınçlandırılmış hava yüksek basınç tanklarına depolanır. Tankların çıkışında bulunan izolasyon vanası depolanmış yüksek basınçlı havayı sistemin geri kalanından ayırmaktadır. Deney yapılacağı sırada bu valf açılarak basınçlı hava ayar vanasına gönderilir ve dinlenme odasında elde edilmek istenilen basınca ayarlanır. Dinlenme odasında çalkantısı azaltılmış akış yakınsak-ıraksak lüle yardımıyla istenilen sesüstü hıza, boğaz kesit alanını ayarlayabilen bir motor yardımıyla ulaştırılır. Test odasından geçen hava çıkışta bulunan bir difüzör yardımıyla sesaltı hızlara düşürülerek tekrar atmosfere bırakılır. Yapılan bu tez çalışmasında, iç sıkıştırmalı bir sesüstü hava alığı, çeşitli akım görüntüleme yöntemleri ile incelenmiş, basınç duyargaları ile hava alığı modeli içerisinde yüzey boyunca çeşitli istasyonlarda statik basınç verisi farklı örnekleme frekanslarında dinamik olarak elde edilmiştir. Hava alık modelinde alt ve üst rampalar pirinç, yan duvarlar ise alık içerisinde oluşan şok dalgalarını görüntüleyebilmek için saydam akrilik (pleksiglas) malzemeden üretilmiştir. Modelin arkasına çeşitli bloklar yerleştirilmiştir. Bu blokların dikdörtgen kesitli olanları yine akrilik malzemeden bir lazer kesici ile kesilmiştir, daire kesitli olanlar için de çelik civata gövdeleri kullanılmıştır. Modelin geri kalan tüm bileşenleri aerodinamik yüklere dayanıklı olması açısından pirinç malzemeden üretilmiştir. Ek olarak modeli tünelin kalın sınır tabakasından yukarıda tutmak için yine pirinç malzemeden bir ara parça üretilmiştir. Alt rampada orta eksen boyunca basınç ölçümü yapabilmek için çeşitli istasyonlarda basınç duyargalarının yerleştirilebileceği delikler açılmıştır. Hava alık modeli, alık uzunluğunun etkisini incelemek amacıyla orijinal alığa eklenebilen akrilik yüzeylerle uzatılıp aynı şartlar korunarak deneyler tekrarlanmıştır. Gerçeğe yakın koşullar elde etmek amacıyla, modelin arkasına motorun varlığının yaratacağı benzer basınç artışını sağlayabilecek, çeşitli büyüklüklerde bloklar monte edilmiştir ve hava alığı "başlamama" ("unstart") durumu incelenmiştir. Akrilik yan duvarlar ikinci bir odak noktası yarattığı için schlieren yöntemi kullanılırken bıçak sırtının yeri tam olarak ayarlanamamaktadır. Bu nedenle şok dalgalarını daha net görebilmek için gölgeleme yöntemi kullanılmıştır. Gölgeleme yöntemi temel olarak akışkan yoğunluğundaki değişimin ikinci türevine duyarlı olduğundan şok dalgalarının görüntülenmesini sağlar. Basınç ölçümleri için iyi bir statik ve yüksek dinamik cevabı olan Kulite marka duyargalar kullanılmıştır. FFT analizleri için 25, 50 ve 100 kHz'de bir çok basınç datası ölçümü yapılmıştır. Ayrıca yağ ile yüzey akım görünürlüğü ile şok dalgası-sınır tabakası etkileşimi sonucunda meydana gelebilecek akım ayrılması bölgelerini sınırlayan, yüzeydeki ayrılma ve yeniden yapışma çizgileri tespit edilmiştir. İlk olarak dış sıkıştırmalı alıkların geometrik limitlerini ve birincil performans karakterlerini anlamak için analitik bir çalışma yapılmıştır. Bunun için viskoz etkilerin hesaba katılmadığı şok dalgası ve izentropik akış denklemlerini kullanan bir MATLAB kodu yazılmıştır. 5 ayrı şok sistemi için Mach sayısının 1.3'ten 5'e kadar değiştiği aralıkta toplam basınç kazanımı grafiği elde edilmiştir. Böylece Mach sayısı arttıkça rampa sayısının da artması gerekliliğinin önemi gösterilmiş ve rampa açılarının düşükten başlayarak giderek büyüyecek şekilde tasarlanması gerektiği sonucuna varılmıştır. Analitik çalışmaların devamında rampa açıları 4 olarak simetrik bir iç sıkıştırmalı alık modeli seçilmiştir. İkinci bir kod yazılarak iki şok dalgasının kesişimi ve bir şok dalgasının bir genişleme dalgasıyla kesişimi hesaplanarak alığın içinde oluşan şok yapıları belirlenmiştir. Tasarlanan ilk alık modeli yüksek alan oranı (giriş alanının boğaz alanına oranı) nedeniyle deneylerde başlamamış alık durumunda kalmıştır. Bu nedenle boğaz alanı hem üstten hem de alttan 2 mm tıraşlanarak toplamda 4 mm büyütülmüştür. Böylelikle ikinci alık modeli oluşturulmuştur. Hem viskoz hem de viskoz olmayan durumlarda her iki model için iki boyutlu hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri yapılmıştır. Analiz sonuçlarının analitik sonuçlarla uyumlu olduğu görülmüştür. Diğer taraftan her nekadar ilk model başlamış bir alık olarak hesaplanmış ve analiz edilmiş olsa da, deneyler daha önce de belirtildiği gibi alan oranı nedeniyle bu durumun tersini göstermiştir. Deneylerde Mach sayısı 2.0'a ayarlanmıştır fakat sonuçlar herzaman tam olarak 2.0 çıkmamaktadır ve ilk ondalık basamakta ufak değişiklikler olabilmektedir. Deneylerde amaç bir ya da daha fazla eğik şok dalgası yansımasının ardından bir normal şok dalgası ile serbest akım hızının ses altına düşürülmesiydi. Bu nedenle çeşitli büyüklüklerde blok modelleri denenerek alığın çıkışındaki basınç arttırılmıştır. Alığın içerisinde normal şok oluşturacak basınç artışını yakalayabilmek için farklı kalınlıklardaki blok modelleriyle ve kombinasyonlarıyla bir çok deneme yapılmıştır. Fakat deneylerin hiçbirinde istenilen koşul sağlanamamıştır. Alık modeli ya başlamış alık olarak kalmakta ya da başlamamış alık durumuna geçmektedir. Deneylerin sonucunda bu kararsız yapının iç sıkıştırmalı alıklar için büyük bir problem oluşturduğu gözlemlenmiştir. Basınç ölçümlerinin analitik hesaplarla ve hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleriyle son derece benzer sonuçlar verdiği görülmüştür. Basınç ölçümlerinden elde edilen RMS değerlerinin şok dalgası-sınır tabakası etkileşimlerinin olduğu bölgelerde arttığı gözlemlenmiştir. Ek olarak alık modelinin arkası uzatılarak bloklu ve bloksuz şekilde deneyler tekrarlanmıştır. Elde edilen sonuçlarda uzun modelin kısa modelle benzer sonuçlar verdiği görülmüştür. Uzun modelle yapılan deneylerde alığın içinde yine normal şok elde edilememiştir. Deneylerde yapılan basınç ölçümlerindeki birincil amaç FFT analizleri yaparak frekansa bağlı SPL değerlerini elde etmek ve alık modelinin içinde normal şok arkasındaki ses altı bölgenin uzunluğuyla elde edilen baskın frekans arasında bir ilişki kurmaktı. Fakat alık içerisinde bir normal şok elde edilemediği için normal şok ile sınır tabaka etkileşimi oluşmamış. Bu nedenle normal şokun alığın ağızında yani iç bölgenin ses altı olduğu durumlarda elde edilen ölçümlerde baskın bir frekans bulunamamıştır. Son olarak yağ ile yüzey akım görünürlüğü yönteminin kullanıldığı deneylerde şok dalgası-sınır tabakası etkileşiminin olduğu iki ayrı bölgelerde ayrılma çizgisi görülmüştür. Bu ayrılma çizgileri şok dalgasının arkasında oluşan ters basınç nedeniyle sınır tabakanın kalınlaşarak akım ayrılmasına sebep olduğunu göstermektedir. Toplamda 70'ten fazla deney yapılmış ve iç sıkıştırmalı alıkların başlama problemi ve unstart olma karakteri analitik hesaplarla, hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleriyle ve deneysel araştırmalarla ortaya koyulmuştur.
Air breathing engines use the jet flow of exhaust gases formed by combustion of air that enters the engine from the inlet. In order to operate the engine at high efficiency, the inlet design is of vital importance to supply the desired flow conditions. General requirements expected from inlets can be listed as; to capture the sufficient volume of air required by the engine, to provide low total pressure loss by efficiently compressing the airflow, to have low external drag, to operate over the designed range of Mach numbers and angles of attack, to have a good starting and stability characteristics, to produce uniform subsonic flow field after the required compression and to have a small, simple and lightweight design. Experimental and computational investigations with analytical calculations were performed for this purpose. In a typical gas turbine, air velocity at compressor entrance ranges from Mach 0.4 to 0.5. Inlets are basically used to achieve desired flow conditions at gas turbine entrance and are classified as subsonic and supersonic inlets. Supersonic inlets can be categorized as internal compression inlets, external compression inlets and mixed compression inlets. Inlets are one of the most crucial components for air breathing engines and experimental investigation of inlets is indispensable for engine performance where SBLI is an essential issue for all types of inlets. Since this interaction creates complex and unsteady flow fields commonly experimental investigation is the most appropriate way to understand the underlying physics. The primary purpose of this study is to obtain a proper shock system for internal compression inlets where one or more oblique shock reflections are formed followed by a terminating normal shock. After completing the preliminary design with the help of CFD analyses and analytical calculations, experiments were performed and the results showed the unstable characteristics of internal compression inlets, which were hard to control. Therefore, external compression inlets are more preferable on the basis of shock stability and inlet performance. This thesis is, in part, a follow-up study of the previously carried out national industrial subproject related to the conceptual preliminary design of the simplified external compression inlet model of TX/FX National Training/Fighter Aircraft. By using the experience coming from this previous project, a complementary analytical study was carried out related to the optimization of total pressure recovery for external compression inlets which were more feasible than internal compression inlets in reality. The experiments were performed at supersonic wind tunnel of Trisonic Researh Laboratory in Istanbul Technical University. The wind tunnel is a blowdown type and has a test section with a cross section of 15×15 cm and a length of 40 cm. Mach number in the test section can be adjusted between 0.4 – 2.2. Side walls of the test section consist of quartz windows for optical access and top and bottom walls are equipped with perforated plates to supply suction/blow. Some modifications were made on the bottom wall by replacing the suction/blow mechanism and the perforated plate with a plain wall piece designed to be able to mount the inlet model on the test section floor. Two high pressure air tanks each of which has a volume of 40 m3 supply air for the experiments. The ambient air is pressurized and stored in the tanks by a two-stage screw-type compressor system up to 40 bars. Filters and a chemical dryer are used to eliminate the oil, dust and humidity. An isolation valve separates the high pressure tanks from the rest of the system. During experiments, isolation valve is opened and the air is sent to the regulation valve in order to adjust the pressure in the settling chamber to a desired value. Supersonic flow is obtained by a convergent-divergent nozzle with a variable throat and a diffuser is used at the exit of the test section to slow down the flow to subsonic speeds. An internal compression inlet was designed and manufactured. For optical access, side walls of the model were made of acrylic and the rest of the components machined from brass to withstand the aerodynamic loads. Moreover, a support was manufactured to keep the inlet model away from the relatively thick boundary layer on the bottom surface of the test section. Since acrylic side walls of the inlet model produced a second focal point in the schlieren visualization apart from the main flow outside the inlet, shadowgraph visualization system was used instead of schlieren system to obtain more distinct contrast on the recorded image of shock waves. Because of their good static and dynamic characteristics, fast-response Kulite transducers were used for pressure measurements. Pressure data were obtained up to 100 kHz for FFT analyses. In addition, surface oil flow visualization method was used to reveal the separation/reattachment lines formed by SBLIs. At first, an analytical study was carried out in order to understand the limits of inlet geometry and to determine primary performance characteristics for external compression inlets. For this purpose, a MATLAB code was written by using shock wave and isentropic flow properties under inviscid approach. Total pressure recovery at various Mach numbers ranging from 1.3 to 5 was obtained for five different shock systems. Secondly, the ramp angle was chosen as 4 for a symmetrical internal compression inlet. Another code calculating shock-shock and shock-expansion interactions analytically was written to calculate the properties of the shock structure within the inlet. The inlet model designed firstly remained in the not-started condition in the experiments due to the high captured area to throat area ratio. Therefore, a second model was formed by enlarging the throat height of the first model. 2D CFD analyses of both models were performed for both inviscid and viscous cases and the results appeared to be compatible with the analytical results. On the other hand, even though the first model was analyzed and calculated as a started inlet, experiments showed the opposite. In the experiments, Mach number was set to about 2. The purpose was to obtain one or more oblique shocks followed by a normal shock. To obtain this condition, various block shapes and sizes were tested but non of the runs illustrated this condition. The inlet model either remained started or not-started. Pressure measurements in the experiments showed a good agreement with the calculated results. RMS values were observed to be higher near SBLI regions. In addition, the inlet was modified by extending the length but results from pressure measurements and shadowgraph images were nearly the same as the shorter model. The primary purpose was to make FFT analyses and obtain SPL values to find a dominant frequency related to the duct length of the subsonic portion of the inlet after the normal shock. Since no normal shock structure was obtained inside the inlet, no normal shock/boundary layer interaction occurred. No dominant frequency was observed for the unstarted inlet condition where the normal shock stayed at the tip of the inlet. Finally, surface oil flow visualization method was used to see the separation lines caused by SBLI regions and two separation lines were observed in two different locations along the inlet floor. A total of about 70 experiments were performed and the difficulties about starting and unstart phenomena of internal compression inlets were presented with analytical calculations, computational analyses and experimental investigations.