Düz uçuş için kanat profili eniyilemesi
Airfoil optimization for level flight
Yazar: HAKAN DARAK
Danışman: YRD. DOÇ. DR. DURMUŞ SİNAN KÖRPE
Türk Hava Kurumu Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine ve Uçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2017
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Mühendislik Bilimleri = Engineering Sciences
Dizin: Eniyileme =   ; Kanat profili = Airfoil

Özet:
Yapılan bu çalışmada deniz seviyesinde düz uçuş yapan bir hava aracı için, üç boyutlu panel metot ve iki boyutlu tek yönlü sınır tabakası çözücülerinden oluşan hızlı aerodinamik çözücü ile, NACA 4412 kanat profili ve dikdörtgen kanada sahip 120 N ağırlığındaki bir uçağın farklı hızlarda düz uçuşu esnasında elde edilen CL ve CD değerlerinden yola çıkılarak, dört farklı hücum açısı değerinde eniyileme problemleri çözülmüştür. Bu hücum açıları belirlenirken sırası ile; perdövites hızı, en uzun menzil, en uzun havada kalma süresi ve en yüksek hız dikkate alınmıştır. Eniyileme problemlerinin çözülebilmesi için MATLAB programı ve Xfoil programının bir arada çalışması sağlanmış, Xfoil programında hesaplanan kaldırma kuvveti katsayısı ve sürükleme kuvveti katsayısı değerleri, MATLAB programında bulunan ardışık ikinci derece programlama metodunun ihtiyaç duyduğu hedef fonksiyonunun gradyan vektörler ile kısıtlamaların Jakoben matrisinin oluşturulması sağlanmıştır. İki aşamadan oluşan bu çalışmada, ilk aşamada belirlenen hücum açısında sürükleme kuvvetinin en düşük hale getirilmesi hedef fonksiyonu olarak tanımlanırken o hücum açısında kaldırma kuvvetinin değişmemesi eşitlik kısıtlaması olarak tanımlanmıştır.İkinci aşamada ise yukarıdaki tanımlanan problemlere ek olarak kanat profilinin perdövites açısında sağladığı kaldırma kuvvetinin değişmemesi eşitlik kısıtlaması olarak tanımlanmış ve bu şekilde eniyileme problemleri çözülmüştür.

Abstract:
In this study, the optimization problems, that are based on CL and CD values, which are obtained by a fast aerodynamic solver consisting of three dimensional panel method and one-way two dimensional boundary layer solver, of the wing of the aircraft, which is 120 N and has a rectangular wing and NACA4412 airfoil, on the level flight at different velocities and at four different angle of attack values. While determining these angle of attack values; stall speed, the longest range, the maximum endurance and the highest speed values area considered, respectively. In order to solve the optimization problems, the combination of MATLAB program and Xfoil program has been provided. Lift and drag force coefficients are calculated in Xfoil program for the Jacobian matrix of the constraints and the gradient vector of the objective function that are required by the sequential quadratic programming method in MATLAB. In this study consisting of two phases, in the first phase minimizing the drag force coefficient in the determined angle of attack is defined as the objective function while the lift force coefficient in that angle of attack is defined as the equality constraint. In the second phase, in addition to the above defined problem, the lift force coefficient provided by the airfoil at the stall angle of attack is defined as the equality problem and therefore the optimization problems are solved.